连续纤维增韧陶瓷基复合材料的发展及在航空发动机上的应用

左 平，何爱杰，李万福，唐洪飞，陶云亚

(中国航发四川燃气涡轮研究院，成都 610500)

1 引言

现役航空发动机热端部件材料主要采用高温合金，但随着航空发动机技术的发展，涡轮前温度不断提高，推重比15～20 一级航空发动机涡轮前进口温度将高达2 000℃左右[1]，而现役工程化运用的高温合金的最高工作温度仅1 100℃左右，即使依靠冷却和热障涂层技术的发展也不能完全满足发动机热端部件的需求[2]。连续纤维增韧陶瓷基复合材料(CFCC)具有耐高温、耐腐蚀、低密度、高硬度等特性，被认为是第六代航空发动机热端部件最理想的材料[3]。与高温合金相比，CFCC 具有四大优势：①材料密度小，仅为高温合金的1/4～1/3，结构质量轻；②能承受更高的温度，可减少或取消冷却空气，提高结构效率；③减少为高温部件降温设计的复杂流路，发动机结构更简洁，可靠性更高；④冷却空气减少使参与燃烧做功的空气增加，有助于发动机综合性能的提升。

目前，美国、法国、日本等国在CFCC 的研究及应用方面处于领先地位，部分CFCC 制备的零部件已经在航空发动机上服役。我国对CFCC 的研究与应用起步较晚，近年来取得了可喜的成绩，与国外的差距不断缩小，但工程化应用技术水平仍不足。针对航空发动机热端部件对CFCC 的需求，本文概述了CFCC 的发展及在航空发动机上的应用，并结合我国CFCC 研究现状及航空发动机的发展要求，提出了CFCC 工程化应用的建议。

2 连续纤维增韧陶瓷基复合材料的发展

陶瓷基复合材料通常由陶瓷基体、增强体纤维和界面层三部分组成。通过在陶瓷基体中引入增强体纤维，起到补强增韧的作用，解决了陶瓷材料的脆性问题。按照增韧方式的不同，陶瓷基复合材料可分为颗粒、晶须、层状和连续纤维增韧四种，其中CFCC 的研究和发展是主流[4]。

2.1 陶瓷基体

陶瓷基体是CFCC 的一个重要组成部分，主要分三类：①玻璃陶瓷基体，如镁铝硅酸盐玻璃、硼硅酸盐、石英玻璃等，这类基体材料耐温能力相对较差，在航空发动机上应用较少。②氧化物基体，如钇铝石榴石(YAG)、ZrO2·TiO2基、ZrO2·Al2O3基等材料体系，这类基体材料具有良好的耐高温能力，但由于氧化物纤维发展的限制还未得到很好应用，未来随着氧化物纤维尺寸的细化和粗晶问题的解决将有很好的应用前景。③非氧化物基体，包括SiC、BN、Si-B-C-N 等，这类基体材料具有强度高、硬度高、耐高温的特点，特别是与发展比较成熟的碳纤维和碳化硅纤维相容性较好，在航空发动机热端部件上得到了广泛应用。

2.2 增强体纤维

增强体纤维是CFCC 主要的承力结构，对材料性能起决定性作用。按组分不同，增强体纤维可分为：碳化硅系列纤维、氧化物系列纤维、碳纤维、氮化硅系列纤维，其中碳化硅系列纤维运用最为广泛。目前，国外已研制出第三代碳化硅纤维，使用温度达1 400～1 450℃，并实现了商业化应用；国内仅少数几家单位能生产使用温度1 100℃的碳化硅纤维[5]，正在研制长期使用温度为1 200～1 250℃的碳化硅纤维。与国外相比，国内增强体纤维在产量、质量及束丝性能稳定性等方面仍存在不小的差距[6]。表1给出了几种增强体纤维的基本参数[7-12]。

2.3 界面层

界面层是连接陶瓷基体和增强体纤维的纽带，其组分和结构决定了纤维与基体之间的结合强度，影响纤维增韧效果。研究表明[13]：界面结合强度过低，难以实现力的传递，复合材料的强度和韧性得不到提高，也起不到补强增韧的效果；界面结合强度过高，复合材料承载时容易出现脆性断裂。当界面层结合能高于增强体纤维断裂能的1/4 时，材料破坏时纤维与基体的界面就不会发生解离，而是裂纹直接穿过纤维出现脆性断裂。实际结构中，界面层的结合强度要根据纤维增强体及基体材料的需求确定，这也是CFCC 可设计性的体现。

3 连续纤维增韧陶瓷基复合材料在航空发动机上的研究与应用

航空发动机采用CFCC 零组件，一般需要经历零组件试制、零组件试验、全尺寸零组件整机试验和零组件服役四个阶段，见图1。

3.1 美国的研究与应用

上世纪90 年代，GE 公司在F110 发动机上装配四种CFCC密封片(图2)进行了全载荷地面试验，试验后检查CFCC(SiC/C 和SiC/SiC)密封片结构无损伤[14]，验证了该密封片能满足发动机全载荷环境下的工作需求。普惠公司和美国空军采用CFCC(A500)生产的发动机尾喷管密封片进行了多轮地面耐久性试验，其中包括1 161 次空中战术循环试验和176 h 极端环境试验[15]，验证了A500 材料的性能及可靠性。目前，采用A500 材料生产的密封片已装备在F-15、F-16、F/A-18 战斗机发动机上(图3)，累计飞行已超过1 000 h，密封片表面无可见损伤[16]。

表1 几种增强体纤维的基本性能参数Table 1 Basic performance parameters of some reinforced fibers

图1 CFCC 零组件研发路径Fig.1 CFCC component development strategy

图2 F110 发动机CFCC 密封片Fig.2 CFCC seal in F110 engine

图3 F-15 战斗机上A500 密封片Fig.3 A500 seal in F-15 fighter

2009 年，GE 公司和罗·罗公司的航空发动机联合团队采用SiCf/SiC 复合材料研制出第三级低压涡轮静子叶片(图4)，并安装在F136 发动机上进行了地面试验，从2010 年开始又开展了挂机试飞试验。同年10 月，GE 公司在F414 模型机上装配CFCC 制备的涡轮叶片进行了6 个工况累计4 h 的地面试验，试验后转子状态良好，未出现结构损伤，这是美国首次应用CFCC 研制全尺寸转子叶片进行整机试验[17]。

1997～2010 年间，Solar Turbine 公司研制了带特殊热障涂层的SiC/SiC 燃烧室衬套，累计开展了近20 000 h 的 试 验[18]，并 以Solar Centaur50S 发 动 机 为平台，分别开展了缩尺燃烧室和全尺寸燃烧室的试验。试验表明，CFCC 燃烧室能够降低NOx 和CO 排放，提高燃烧效率。在CLEEN 项目下，波音、ATK/CO、奥尔巴尼复合材料工程中心联合研制出SiC/SiC排气喷管(图5)，并于2012 年在Trent1000 发动机上完成了地面试验，2015 年在波音787 上开展了飞行测试[19]。

图4 第三级低压涡轮静叶Fig.4 The third stage low pressure turbine vane

图5 CFCC 排气喷管Fig.5 CFCC exhaust nozzle

3.2 法国的研究与应用

法国在20 世纪80 年代开始研究用于航空发动机的C/SiC 陶瓷基复合材料，并逐步研制了火焰稳定器、整流罩尾锥、尾喷管封严片等。应用C/SiC 陶瓷基复合材料制造的尾喷管封严片装配M52-2 发动机进行了350 h 的整机试验，接着又在幻影-2000战斗机上进行了几十小时的飞行测试，封严片状态良好(图6)。随后又将C/SiC 陶瓷基复合材料制造的尾喷管封严片成功应用到阵风战斗机的M88 发动机[20]外部喷管上(图7)。

上世纪90年代斯奈克玛公司便研发出新一代基于基体自愈技术的SiC/SiC 陶瓷基复合材料，并利用该材料成功研制出火焰稳定器，进行了机械测试和热循环试验(图8)。试验累计进行了2 000 h，试验最高温度为1 180℃。结果表明，基体的自愈效率达到预期效果，验证了基体损伤后的自我修复技术[21]。

图6 装配CFCC 密封片的幻影2000 战斗机Fig.6 Mirage-2000 fighter with CFCC seal

图7 装配CFCC 密封片的阵风战斗机Fig.7 Rafale fighter with CFCC seal

图8 火焰稳定器热循环试验Fig.8 CFCC flame holder heat cycle test

2005 年斯奈克玛公司和赫拉克勒斯研究中心合作，采用A415 材料研制了全尺寸CFCC 燃烧室，并以CFM56 发动机为平台进行了试验(图9)[22]。结果表明，该燃烧室冷却气量较原结构减少35%，同等条件下氮氧化合物明显降低。

2007年赛峰公司利用Cerasep A40C 研制的混合段在CFM56-5C 发动机上进行了地面持久性试验(包括700 个发动机循环和70 个起降)(图10)[23]，试验完成后混合段状态良好。2012 年赛峰公司和赫拉克勒斯研究中心共同研发的CFCC 中心体在A320上进行了测试(图11)[24]，结果表明CFCC 排气系统的声噪比原有结构系统降低了50%，质量减轻了9 kg。

图9 CFCC 全尺寸燃烧室Fig.9 CFCC full scale combustor

图10 CFM56-5C Cerasep A40C 混合段Fig.10 CFM56-5C Cerasep A40C mixer

图11 Cerasep A40C 中心体飞行测试Fig.11 Flight test of Cerasep A40C

3.3 日本的研究与应用

日本在CFCC 的研究及应用上一直处于世界前列，在增强体纤维的制备方面具有垄断地位[25]。日本先后在AMG 计划和ESPR 计划中研制了CFCC 碳化硅复合材料燃烧室内衬、隔热屏、涡轮外环、涡轮叶片、涡轮转子等。图12为石川岛播磨重工研制的涡轮外环和涡轮导向叶片[26]。此外，日本采用Tyranno SiC 纤维的3D 编织物成功研制出SiC/SiC 整体叶盘结构，并对其强度及与金属轴的连接结构进行了试验考核，验证了材料及工艺的可行性[27]。

图12 CFCC 制备的涡轮外环块和涡轮导向叶片Fig.12 CFCC turbine shroud and guide vane

3.4 我国的研究与应用

我国的CFCC 构件研制始于上世纪80 年代，主要研制单位包括西北工业大学、北京航空航天大学、厦门大学、国防科技大学等单位。近些年来西北工业大学张立同团队成功研制出某型燃烧室浮动瓦块、密封片、内锥体、涡轮外环(图13)、火焰筒内环(图14)等零件；开展了燃烧室浮动瓦块台架试验，完成了1 047～1 227℃、2 MPa 状态下持续30 min 的考核；利用发动机整机平台，对全尺寸CFCC 调节片进行了全工况的挂片考核，试验测得材料的壁面温度达1 047℃[28]。厦门大学吴为团队成功研制出复杂结构的低压涡轮导叶，下一步将开展相关零组件的试验考核。除构件研制外，国内也在积极开展CFCC 相关材料的基础研究，特别是在CFCC 的损伤失效机理、寿命预测、抗氧化特性[29-30]、涂层工艺及性能[31-34]等方面均有所突破，为CFCC 的工程应用提供了技术支撑。

图13 CFCC 涡轮外环Fig.13 CFCC turbine shroud

图14 支撑环和火焰筒内环Fig.14 Supporting ring and flame tube inner liner

4 CFCC 在航空发动机上工程应用问题探讨

国外CFCC 已经在航空发动机静子组件上开展了零组件或整机试验，部分零组件已在现役航空发动机上使用，同时也在积极研究CFCC 在转子件上的应用。从工程应用角度，CFCC 的发展及在航空发动机上的应用需重视以下问题：

(1) 提高CFCC 的制备工艺水平，保证产品的产量和质量。目前CFCC 仍存在材料致密性差、材料性能衰减严重、复杂结构的编制和制备仍然比较困难等问题，需要持续提高纤维性能、改进CFCC 的编制、沉积工艺技术等，以实现CFCC 从发动机简单结构向复杂结构、从静子组件到转子组件上的应用。

(2) 研究CFCC 的加工及无损检测技术。CFCC 硬度高、致密性低等特性使得其加工及检验技术与金属材料有很大的不同，需要建立一套完整的加工、检验体系，管控CFCC 构件加工、检验过程。

(3) 研究CFCC 与金属材料的连接技术，解决CFCC 与金属材料的相容性。CFCC 热膨胀系数比金属材料小，其构件与金属材料的连接边界处必然会带来两者位移的不协调性，需要研究解决连接边界处CFCC 与金属材料的连接技术，保证位移的相容性。

(4) 搭建工程化验证平台，增强试验研究，积累CFCC 试验数据库。CFCC 的工程化应用是一个不断试验和探索的过程，需要从顶层规划搭建试验平台，积累共享试验数据，为工程化应用提供支撑。

(5) 根据CFCC 特征适应性改变航空发动机的设计流程和方法。

5 结束语

我国CFCC 的研制及工程应用已取得长足的进步，与国外的差距正逐步缩小。随着研发和工程技术水平的提升，未来CFCC 在航空发动机高温部件上的应用比例将不断提高，逐步由发动机静子组件发展到转子组件。我国CFCC 的研究与发展应立足于国情，发挥院所联动、厂所结合优势，充分利用计算机数值模拟技术，健全CFCC 研发、试验考核及应用体系，实现陶瓷基复合材料研发与应用的跨越式发展。