第一篇：金屬基陶瓷涂層在航空發動機渦輪葉片表面的應用

金屬基陶瓷涂層在航空發動機渦輪葉片表面的應用

摘要

金屬基陶瓷涂層是一種涂在金屬表面，能夠起到改變金屬底材料外表面結構、化學組成的耐熱無機保護層或保護膜的總稱。它能賦予金屬新的性能，起到了大量貴金屬也不一定能起到的作用。既節省了資源和資金又便利了加工處理。本文主要從材料，制備方法，涂層特點以及前景幾個方面來介紹金屬基陶瓷涂層在航空發動機渦輪葉片表面的應用。

引言

陶瓷涂層是以碳化物、氮化物、氧化物、硅化物、硼化物、金屬陶瓷和其他無機物為原料，通過各種不同的方法將涂層涂覆在金屬等基材表面而賦予基材以耐熱、耐蝕、耐磨以及某些光電特性的一種涂層，它主要起到高溫防護作用???。隨著航空航天、電子等技術等行業的迅猛發展，近半個世紀以來，陶瓷涂層正得到迅猛的發展。美國在20世紀90年代的陶瓷涂層應用的年增長率連續保持在12%以上，有的領域，諸如航空發動機，它的應用年增長率甚至可以高達25%。這表明，陶瓷涂層作為一種新技術，在先進國家，正成為一種新興產業。通過更多的研究發展，陶瓷涂層一定會得到更加廣泛的應用???。

航空技術的快速發展也對發動機渦輪的性能提高了要求，更加需要提高渦輪零部件的使用溫度極限性以及可靠性。目前已從材料、結構、冷卻、制造幾個方面著手展開研究。經過各種權衡，目前最為可行的就是在渦輪葉片表面加上陶瓷涂層。使之既有金屬的強度和韌性，又有陶瓷耐高溫、耐腐蝕、耐磨損等長處。然而陶瓷對應力集中和裂紋比較敏感，抗疲勞性和抗熱震性能也不佳，與金屬基熱導率和膨脹系數等的物理性能存在較大的差別，會導致裂紋出現和涂層剝落現象。

正文

1.金屬基陶瓷涂層的發展現狀

金屬基陶瓷涂層的研究和生產，北美（尤其是美國）起步早，發展速度也快，其次是日本和歐洲。我國在這方面研究起步較晚???。目前，金屬基陶瓷已經成功的廣泛應用于航天航空、國防、化工、機械、電力電子等工業，并且由于其既有金屬的強度和韌性，又有陶瓷耐高溫、耐腐蝕等優點，金屬基陶瓷涂層受到越來越多的人的重視，它的應用范圍越來越廣泛，發展前景很廣闊???。2.金屬基陶瓷涂層的制備技術

金屬基陶瓷涂層的制備方法比較多，這里只講幾種常見的主要方法。第一種：物理氣相沉積法（PVD法）

PVD法有離子鍍法，濺射法，蒸鍍法三種。離子鍍法是用電子束使蒸發源 的陶瓷材料蒸發成原子，并被基體包圍的等離子體離子化后，在電場作用下飛向基體形成涂層的一種方法。這種涂層均勻致密，且與基體良好的結合。濺射法是以動量為傳遞方式，講陶瓷材料激發為氣體原子，并濺射到對面金屬基上沉積而成的的一種方法。蒸鍍法，是用電子束使蒸發源的材料蒸發成粒子乘積到基體上的一種方法。第二種：復合鍍層法

復合鍍層法是在一定濃度鍍液里均勻混入不溶的陶瓷微粒，通過電鍍或化學鍍，使陶瓷微粒被共析，成為金屬陶瓷復合鍍層的一種工藝。它是一種增強材料，可以作為在常溫或高溫下的耐磨抗蝕材料，也在航天，切削刀具等領域中有廣泛應用。第三種：高溫熔燒法

高溫熔燒法是在常溫下把涂料制成料漿，在均勻地涂覆在金屬表面，最后經高溫熔燒來獲得陶瓷涂層的一種方法。這種方法的優點很多：設備簡單，容易操作，涂層成分可調范圍大，適應性強，修補方便???。第四種：噴涂法

噴涂法最早由瑞士的M.U.Sehoop在1910年發明，在高溫下將涂層材料融化及霧化，形成熔融或半熔融狀態的粒子流，以極高的速度噴涂到金屬表面的涂覆方法???。噴涂法的優點是： 1）可噴涂的材料廣泛，金屬，陶瓷等以及其各種混合物都可以，還可以重疊的噴涂不同材料組成的涂層。2）被噴涂的構件尺寸不受限制，涂層厚度也可以自由選擇。3）對被噴涂構件的熱影響小，熱變形小

4）噴涂設備簡單，操作工序少，效率高，涂層形成速度快。其缺點是：利用率低，操作環境差，形成粉塵污染等。3.渦輪葉片的現狀分析

3.1 葉片的熱障涂層（TBC）

某些發達國家已經將對航空發動機渦輪葉片上涂覆高熔點陶瓷材料熱障 涂層技術的研究成果應用在現實中。熱障陶瓷涂層很好的利用了陶瓷材料的高絕緣和高絕熱性，對渦輪熱端部件起到很好的絕熱屏蔽作用。根據實驗測定：已經研究和應用的TBC，具有降低60—200℃溫度的能力，大約相當于過去25年時間里研究的耐熱合金所提高的溫度總和???。

制備TBC的主要材料是ZrO2,（由Y2O2，MgO，CeO，CaO和一些稀土金屬穩定的ZrO2）具有高熱膨脹系數，低熱導率，優異的化學穩定性、抗高溫氧化性和抗熱震性。然而早期試驗表明，若在基體表面直接涂覆ZrO2，在劇烈的熱沖擊影響下，由于涂層材料和基體材料熱物理性能的不一致，將導致嚴重的裂紋，甚至使涂層過早的剝離。因此，需在涂層與基體之間加上一層粘結底層，使之良好的粘合在一起，在提高結合力的同時，還提高了抗磨損、防氧化性。粘結的底材料用的比較多的是MCrAIY合金（M為Ni或者NiCo）。

陶瓷涂層的制備一般采用等離子噴涂或者EB-PVD。等離子法噴涂的TBC涂層壽命不長，早期主要用于導向器的葉片上。而采用EB-PVD法制備的TBC陶瓷涂層結構為柱狀晶，且柱狀晶緊緊粘結在底層上，使用壽命更長。涂層光潔度高，抗高溫燃氣沖熱和抗熱震性能優異，即使在1650℃的高溫下也能長期的使用。

粘結底層加陶瓷涂層的二元涂層結構在西方國家應用普遍，我國也采用了類似的方法。然而我國對TBC技術的研究才剛剛起步，還遠遠落后于部分西方國家，還有許多的問題需要研究和解決。3.2 渦輪葉片的修理

渦輪葉片的工作環境十分惡劣，因此，航空發動機渦輪葉片需采用十分昂貴，例如鎳基和鈷基高溫合金材料并以十分復雜的工藝來制造，從而獲得優異的性能。無故障性是衡量可靠性的參照，故障率與故障流參數是無故障性的重要指標。渦輪葉片修理前的處理與檢測包括：1.清洗 2.無損檢測 3.葉型的精確檢測 渦輪葉片的修理技術有：1.表面損傷的修理 2.頁頂的修復 3.熱靜壓 4.噴丸強化 5.涂層修復???

葉片應用涂層技術來提高其抗氧化，抗腐蝕，耐磨，耐高溫和渦輪的啟動效率，但使用過程中，葉片會出現不同程度的缺損。因此，對葉片的防護層修復非常之重要。一般要將原涂層剝離。重新涂覆新的涂層，以提高葉片工作的可靠性和安全性???。

目前，在我國，航空發動機渦輪葉片的機上孔探檢查已廣泛使用，但葉片的先進修理技術應用不多，這與我國自己制造的發動機葉片材料并不十分昂貴有關。但也隨著新型高性能發動機的研制生產，渦輪葉片的造價會大幅上升，因此，渦輪葉片檢測和修理技術也有廣闊的前景。4.渦輪葉片的發展前景

陶瓷比較脆，容易產生裂紋，抗疲勞性和抗熱震性能也不佳，與金屬基熱導率和膨脹系數等的物理性能存在較大的差別，會導致裂紋的出現和涂層剝落的現象。為了解決這些問題，（1）可以研究一些多種陶瓷材料混合的復合涂層，例如通過加入某些稀土元素，稀土元素具有獨特的物理、化學特性，只要加入微量，就可以獲得非常顯著的效果????。（2）可以發展多層結構與連續梯度結構涂層。多層結構中的擴散阻礙層可以防止陶瓷層與粘結層之間的元素互相擴散，避免了涂層性能水平的下降。連續梯度結構的特點是金屬粘結層和陶瓷層之間的化學成分或結構呈連續性過渡，金屬基與陶瓷間的界面因此消失，各部分的熱膨脹系數也連續變化，由此避免基體和陶瓷層的熱膨脹系數不相符進而導致的熱應力，可以徹底的解決陶瓷涂層提早剝離的現象。

結束語

在渦輪葉片表面涂覆金屬及陶瓷材料，提高了葉片的耐熱溫度，可以提高發動機的性能，并且大大提高了安全性，然而這種技術還處于發展階段，但就目前的發展情況來看，這種方法是可靠的。金屬基陶瓷涂層不但同時具有金屬和陶瓷的雙重優點，并且大大節省了資金。但是也存在著涂層與基體粘結強度不夠，以及涂層和基體的熱物理性不相匹配的問題也還沒有得到完全的解決，故而，這項技術要更好的應用于航空渦輪葉片中，還需要更多的探索與發展。相信在不久的將來，我國會在這個方向取得更大的發展，屆時，金屬基陶瓷涂層還將給我們帶來更多的福音。

參考文獻

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第二篇：陶瓷基復合材料的研究進展及其在航空發動機上的應用

陶瓷基復合材料的研究進展及其在航空發動機上的應用

摘要：綜述了陶瓷基復合材料(CMCs)的研究進展。就CMCs的增韌機理、制備工藝和其在航空發動機上的應用進展作了詳細介紹。闡述了CMCs研究和應用中存在的問題。最后，指出了CMCs的發展目標和方向。關鍵詞：陶瓷基復合材料；航空發動機；增韌機理；制備工藝

The Research Development of Ceramic Matrix Compositesand

Its Application on Aeroengine Abstract:The development

and

research

status

of

ceramic

matrix compositeswerereviewed in this paper.The main topics include the toughening mechanisms, the preparation progressand the application on aeroengine were introduced comprehensively.Also, the problems in the research and application of CMCswere presented.Finally, the future research aims and directions were proposed.Keywords: Ceramic matrix composites, Aeroengine, Fiber toughening,Preparation progress

1引言

推重比作為發動機的核心參數，其直接影響發動機的性能，進而直接影響飛機的各項性能指標。高推重比航空發動機是發展新一代戰斗機的基礎，提高發動機的工作溫度和降低結構重量是提高推重比的有效途徑[1]。現有推重比10一級的發動機渦輪進口溫度達到了1500~1700℃，如M88-2型發動機渦輪進口溫度達到1577℃，F119型發動機渦輪進口溫度達到1700℃左右，而推重比15~20一級發動機渦輪進口溫度將達到1800~2100℃，這遠遠超過了發動機中高溫合金材料的熔點溫度。目前，耐熱性能最好的鎳基高溫合金材料工作溫度達到1100℃左右，而且必須采用隔熱涂層，同時設計先進的冷卻結構。在此需求之下，迫切需要發展新一代耐高溫、低密度、低膨脹、高性能的結構材料[2]。在各類型新型耐高溫材料中，陶瓷基復合材料(CeramicMatrixComposites,CMCs)材料具有高的熔點、剛度、硬度和高溫強度，并且抗蠕變，疲勞性能好。其不僅克服了金屬材料密度高和耐溫低，而且克服了結構陶瓷脆性大和可靠性差，碳/碳復合材料抗氧化性差和強度低等缺點，尤其作為航空航天發動機需要承受極高溫度的特殊部位的結構用材料具有很大潛力[3,4]。

CMCs是以陶瓷材料為基體，以陶瓷纖維、晶須、晶片或顆粒為補強體，通過適當的復合工藝制備且性能可設計的一類新型材料，又稱為多相復合陶瓷(MultiphaseCompositeCeramic)，包括纖維(或晶須)增韌陶瓷基復合材料、異相顆粒彌散強化復相陶瓷、原位生長陶瓷復合材料、梯度功能復合陶瓷及納米陶瓷復合材料[5]。本文主要介紹連續纖維增強陶瓷基復合材料。連續纖維增強陶瓷基復合材料保留了陶瓷材料耐高溫、抗氧化、耐磨耗、耐腐蝕等優點的同時，充分發揮陶瓷纖維增強增韌作用，克服了陶瓷材料斷裂韌性低和抗外部沖擊載荷性能差的先天缺陷。相比合金基復合材料，CMCs工作溫度高達1650℃，不僅可以通過減少冷卻氣流，提高渦輪熱效率，而且降低結構復雜性和制造難度。此外，CMCs密度約為耐高溫鎳基合金的1/4~1/3，鎢基合金的1/10~1/9，可以大大減輕發動機結構質量，降低油耗的同時提高推重比。

2CMCs國內外研究進展

70代初，由于認識到單體碳化硅、氮化硅等陶瓷材料的性能還較難實現高溫熱機應用的現實，J.Aveston在纖維增強聚合物基復合材料和纖維增強金屬基復合材料基礎上，首次提出了纖維增強陶瓷基復合材料(FRCMCs)的概念[6]。八十年代以來，高模量高強碳纖維、氧化鋁纖維和抗高溫氧化性能良好的碳化硅纖維的出現，以及性能優越且低成本的SiC晶須的商業化生產，使纖維及須增韌陶瓷復合材料等一躍成為令人矚目的新材料[7]。1973年，LevittS.R.首次以LAS玻璃為基體材料制得了高強度碳纖維增強玻璃基復合材料[8]。80年代中期，E.Fitzer等[9]和P.J.Lamicq等[10]將化學氣相沉積(ChemicalVaporDeposition,CVD)工藝引入FRCMCs的制備中，制得了高性能的碳化硅纖維增強SiC復合材料，從而全面推動了FRCMCs的研究工作。在當時，美國已有很多研究單位從事陶瓷基復合材料的研究和應用工作，其中有UTRC、OakRidge國家實驗室、伊利諾斯大學、MIT、福特汽車公司等。此外，美國NASA制定的先進高溫熱機材料計、DOE/NASA的先進渦輪技術應用計劃(ATTAP)、美國國家宇航計劃(NASP)都把高溫結構陶瓷基復合材料作為重點研究對象，其研制目標是將發動機熱端部件的使用溫度提高到1650℃或更高[11]，從而提高發動機渦輪進口溫度，達到節能、減重、提高推重比和延長壽命的目的，滿足軍事和民用熱機的需要。日本對這種高性能結構材料也極其重視，大阪工業技術研究所，東京工業大學和日產、三菱等汽車公司進行了陶瓷復料及其結構應用研究[12]。1972年，我國上海硅酸鹽研究所率先開展此項研究，經較廣泛地搜探各種可能的纖維或晶須與陶瓷基體在化學上的相容性之后，首先選擇了碳纖維補強石英作為研究對象，研制成功相應的復合材料[13]。此后，航空材料所、北京航空航天大學、西北工業大學、清華大學、國防科技大學等相繼開展了各種陶瓷基復合材料的研究工作。

目前，世界各國尤其是美國、日本、歐共體國家等都對CMCs的制備工藝及增韌機制進行了大量的研究，并取得了一些重要成果。已經制備和通過試驗的航空發動機CMCs構件主要有：燃燒室內襯套(combustorliner)、燃燒室筒(Combustorcan)、翼或螺旋槳前緣(leadingedge)、噴口導流葉片(guidevane)、渦輪葉片(turbinevane)、渦輪殼環(turbineshroudring)等[14,15]。在CMCs的研究中，研究最多的主要是纖維增強陶瓷基復合材料，主要包括碳纖維增強碳化硅(Cf/SiC)、碳化硅纖維增強碳化硅(SiCf/SiC)以及氧化物/氧化物陶瓷基復合材料[16,17]。

國外學者Schneider等[18]對莫來石纖維增強莫來石CMCs進行了系統的研究，已能制備和加工異形復雜構件，制備的燃燒室隔熱瓦已通過模擬試驗。Carellie等[19]對多孔氧化物CMCs的研究較為深入，利用陶瓷漿料浸漬-纏繞工藝制備的Nextel720纖維增強的多孔莫來石和氧化鋁CMCs的室溫拉伸強度約為149MPa，1200℃處理1000h后強度保留率高達97.3%。Kikuo等[20]通過泥漿浸漬/熱壓法制備Cf/SiC復合材料。在真空條件下，其室溫彎曲強度和斷裂韌性分別為420MPa和13MPa·m1/2；在1400～1600℃時分別為600MPa和20MPa·m1/2，由于斷裂轉移和界面結合減弱導致纖維拔出的增加，高溫下材料的力學性能得以提高。EricP.bouillon等[21]分別用Cf/Si-C-B和SiCf/Si-C-B材料制備了6個噴管密封片，并在F100-PW-229發動機加力狀態下做了600h和1000h試驗，構件沒有破壞。

由于工藝和原料的限制以及技術保密等原因，國內關于CMCs應用的公開報道較少，大多處于試驗探究階段。肖鵬等[22]制備的C/C-SiC復合材料在中等能載(1.5kJ/cm2)條件下摩擦系數較高，磨損量較低，具有優良的摩擦磨損性能。為提升連續纖維增韌碳化硅陶瓷基復合材料(CMCs-SiC)的抗氧化性，徐永東等人[23,24]制備三維碳/碳化硅復合材料，測試了的組織與力學性能，驗證了其組織自愈合機制，探究涂層表面缺陷的影響以及生成的氧化物薄膜厚度的時間的關系。梅輝[25]，郭洪寶[26]等報道了有關三維和二維編制Cf/SiC復合材料的拉壓性能和斷裂韌性研究的理論和實驗結果，兩者均表明，Cf/SiC復合材料具有優異的力學性能。此外，國防科技大學陳朝輝課題組[27]采用PIP工藝制備的Cf/SiC復合材料于2005年成功通過液體火箭發動機熱試車考核，產品性能優異，現已實現小批量生產與應用。

3CMCs的增韌機理[28,29]

為改善陶瓷材料的力學性能，特別是脆性，CMCs采取的增韌形式主要有相變增韌、顆粒彌散增韌和纖維增韌。在CMCs的幾種增韌形式中，由于通常采用的ZrO2相變增韌陶瓷在高溫(900℃以上)時會失去相變增韌的作用，顆粒(微米級)增韌陶瓷的效果目前仍比較有限，較難滿足航空發動機的高溫環境。相比之下，纖維增韌陶瓷基復合材料表現出更為優異的耐高溫以及力學性能。因此，本文主要探究FRCMCs的增韌機理。

陶瓷材料斷裂過程的實質是表面能增加的過程，FRCMCs斷裂時通過纖維拔出、橋聯、脫粘和斷裂，以及裂紋的微化、彎曲、偏轉等方式提升其斷裂時表面能增量，從而使其韌性得到很大提高，圖1為FRCMCs增韌機制示意圖。

圖1FRCMCs增韌機制示意圖

Fig.1Schematicdiagramoftoughening mechanismofFRCMCs 在上述幾種斷裂機制中，纖維拔出是FRCMCs的最主要增韌機制，通過纖維拔出過程的摩擦耗能，使復合材料的斷裂功增大，纖維拔出過程的耗能取決于纖維拔出長度和脫粘面的滑移阻力，滑移阻力過大，纖維拔出長度較短，增韌效果不好，如果滑移阻力過小，盡管纖維拔出較長，但摩擦做功較小，增韌效果也不好，反而強度較低。

纖維拔出長度取決于纖維強度分布、界面滑移阻力。因此，在構組纖維增韌陶瓷基復合材料時，應該考慮:纖維的強度和模量高于基體，同時要求纖維強度具有一定的Weibull分布；纖維與基體之間具有良好的化學相容性和物理性能匹配；界面結合強度適中，既能保證載荷傳遞，又能在裂紋擴展中適當解離，又能有較長的纖維拔出，達到理想的增韌效果。

4CMCs的制備工藝

增強體發揮其增韌機制的程度與復合材料的結構有關，如增強體的體積分數、基體的致密度、界面的結合強度以及氣孔的體積分數等，而這些結構的狀態均由制備工藝決定。經過近幾十年的發展，適于制備陶瓷基復合材料的方法[30]有：泥漿浸漬熱壓法(Slurryinfiltrationandhotpressing,SIHP)，先驅體轉化法(PrecursorInfiltrationPyrolysis,PIP)、化學氣相滲透法(ChemicalVaporInfiltration, CVI)、反應熔滲法(ReactiveMeltInfiltration,RMI)。

(1)泥漿浸漬熱壓法 泥漿浸漬熱壓法是將目標陶瓷的粉體制成泥漿，然后引入至纖維預制件中，得到連續碳纖維增強陶瓷基復合材料。其主要工藝是將纖維浸漬泥漿后進行制成無緯布，經切片、疊加、熱模壓成型和熱壓燒結后，獲得致密化的復合材料，主要用于制備單向纖維增強陶瓷基復合材料，過程示意圖如圖2所示。該工藝簡單，成本較低。但熱壓工藝容易使纖維造成損傷，降低了復合材料的力學性能。此外，該工藝需要較高的燒結溫度，對設備要求高，且不適合制備形狀復雜的構件。

圖2泥漿浸漬熱壓法過程示意圖 Fig.2SchematicdiagramofprocessofSIHP(2)先驅體轉化法

先驅體轉化方法[31]是以有機聚合物先驅體溶解或熔化后，在真空或氣壓的作用下浸漬到纖維預制體內部，然后經交聯固化后高溫裂解轉化為目標陶瓷的過程。先驅體在交聯固化和裂解過程中，小分子逸出會使基體發生較大地收縮，導致材料的微結構不致密，并伴有裂紋出現；受先驅體轉化率的限制，為了獲得密度較高的陶瓷基復合材料，必須經過反復浸漬熱解，工藝成本較高；很難獲得高純度和化學計量的陶瓷基體，且先驅體本身可選擇的種類有限。據此，該工藝可與其他工藝聯用，來克服這些缺點。如PIP與CVI聯用制備二維C/ZrC-SiC復合材料[32]，以及PIP與CVD聯用快速實現C/SiC材料的致密化[33]，但與RMI工藝的聯用少有報道。(3)化學氣相滲透法

CVI法起源于20世紀60年代中期，是在化學氣相沉積法(ChemicalVaporDeposition,CVD)基礎上發展起來的制備陶瓷基復合材料的新方法[34]。其基本工藝過程是：將碳纖維預制體置于CVI爐中，源氣（即與載氣混合的一種或數種氣態先驅體）通過擴散或由壓力差產生的定向流動輸送至預成型體周圍后向其內部擴散，在纖維表面發生化學反應并原位沉積。過程示意圖如圖3所示。CVI工藝的突出優點是可在遠低于基體材料熔點的溫度下合成陶瓷基體，降低纖維與基體間的高溫化學反應帶來的纖維性能下降。但由于CVI工藝的反應是以氣相形式發生的，氣體在預制體內部各部位的沉積速度不一致，易形成密度梯度；反應涉及反應化學、熱力學、動力學及晶體生長等多方面內容，過程非常復雜；材料的致密化速度低，制備周期長，工藝成本高。

圖3CVI工藝過程示意圖 Fig.3SchematicdiagramofprocessofCVI(4)反應熔滲法

反應熔滲法是在20世紀80年代，德國Firzer[35]首先用液Si浸漬C/C多孔體制備C/C-SiC多相復合材料進而發展起來的復合材料制備工藝。工藝包括三個基本過程：首先將碳纖維預制件放入密閉的模具中，采用高壓沖型或樹脂轉移模工藝制備纖維增韌聚合物材料；然后在高溫惰性環境中裂解，得到低密度碳基復合材料；最后采用熔體Si在真空下通過毛細作用進行浸滲處理，使Si熔體與碳基體反應生成SiC基體，過程示意圖如圖4所示。該工藝最大的優點為能夠通過一次成型制備致密且基本無缺陷的基體，而且預成型件與構件之間結構尺寸變化較小，被認為是快速、低成本制備近凈成型復雜形狀構件的有效途徑。可控的基體物質包含ZrC、HfC、TiC、TaC、NbC及Zr-Si-C、Hf-Si-C、Ti-Si-C等碳化物的混合物，在制備纖維增強瓷基復合材料方面優勢明顯[36]。

圖4反應熔滲法過程示意圖 Fig.4SchematicdiagramofprocessofRMI 各國對陶瓷基復合材料工藝都進行了詳細的研究，其中日本擁有聚碳硅烷(PCS)和連續SiC纖維制備技術，主要開展PIP工藝制備纖維增強SiC復合材料的研究，特別是在SiCf/SiC復合材料制備上具有較高的研究水平；法國以CVI技術為主，且技術水平屬國際領先；德國以RMI和PIP技術為主，特別是RMI技術世界領先；美國對PIP、CVI和RMI工藝均有研究，且均有較高的研究水平，特別是RMI工藝，已經成為GE公司陶瓷基復合材料制備的主流工藝[37]。

5CMCs在航空發動機上的應用情況

5.1在尾噴管部件上的應用 20世紀80年代，法國SNECMA公司采用商業牌號為“Sepcarbinox”的碳化硅基陶瓷復合材料進行外調節片的研制，先后在M53-2和M88-2發動機上進行試驗。經過10余年的努力，于1996年進入生產，這是陶瓷基復合材料在此領域首次得到的實際應用。大大減輕了質量。2002年，SNECMA公司已經驗證了其壽命目標，并開始投入批生產。同時，SNECMA公司也嘗試將陶瓷基復合材料應用到M88-2發動機的承受很高熱應力的內調節片上，以提高其使用壽命。圖5給出了M88-2發動機的外調節片。目前，SNECMA公司與PW公司正在將SepcarbinoxA500CT噴管調節片轉移到外場進行評估，并準備在F-15E戰斗機/F100-PW-229發動機和F-16戰斗機/F100-PW-229發動機上進行飛行試驗，PYBBNA500CT密封片準備在F-15一體化飛行器先進控制技術(ACTIVE)戰斗機驗證機上進行飛行試驗[38]。

圖5M88-2發動機的外調節片 Fig.5OuteradjustmentsheetofM88-2engine 5.2在燃燒室部件上的應用

陶瓷基復合材料在發動機燃燒室火焰筒上的應用研究起步較早。早在90年代，GE公司和P&W公司的EPM(EnablingPropulsionMaterials)項目就已使用SiCf/SiC陶瓷基復合材料制備燃燒室襯套（見圖6），該襯套在1200℃環境下工作可以超過10000h[39]。美國綜合高性能渦輪發動機技術計劃用碳化硅基復合材料制備的火焰筒（見圖7），已在具有JTAGG（先進渦輪發動機燃氣發生器計劃）第I階段溫度水平的XTE65/2驗證機中被驗證：在目標油氣比下，燃燒室溫度分布系數低，具有更高的性能，可耐溫1480℃[40]。在AMG研究計劃中，日本科學家采用化學氣相沉積(CVD)等工藝加工的連續纖維增強的陶瓷基復合材料燃燒室火焰筒，試驗達到了1873K的出口溫度，沒有發現損傷[41]。

圖6SiCf/SiC制備出的燃燒室襯套圖7CMCs制備的火焰筒 Fig.6SiCf/SiCcombustorlinerFig.7CMCsinnerliner 5.3在渦輪部件上的應用

渦輪葉片工作在燃燒室出口，是發動機中承受熱沖擊最嚴重的零件，其耐溫能力直接決定著高性能發動機推重比的提升。目前，國外多家研究機構已成功運用陶瓷基復合材料制備出耐高溫的渦輪葉片。美國NASAGlenn研究中心研制的SiCf/SiC渦輪葉片（見圖8）可使冷卻空氣流量減少15%~25%，并通過在燃燒室出口氣流速度60m/s、6個大氣壓（約6×105Pa）和1200℃工作環境中的試驗考核[42]。日本AMG計劃研制的碳化硅纖維增強碳化硅陶瓷基復合材料渦輪整體葉盤葉片段，于1998年暴露在熱燃氣流中，進行了旋轉試驗，工作轉速達到30000r/min，葉尖轉速達到386m/s，燃氣溫度達到973K，沒有發現任何振動和損傷[41]。圖5展示的是陶瓷基復合材料渦輪葉片和高溫合金葉片在110個熱循環對比試驗后的照片，照片中左側為陶瓷基復合材料渦輪葉片，右側為高溫合金葉片。從圖9中可以看出，經110次熱循環后，高溫合金葉片葉身前緣和后緣已被嚴重燒蝕，而陶瓷基復合材料葉片基本完整。由此可以看出陶瓷基復合材料制備的渦輪葉片比高溫合金制備的渦輪葉片耐熱腐蝕能力強[42]。

圖8NASAGlenn研究中心制備的CMCs葉片 Fig.8CMCsblademadebyNASAGlennResearchCenter

圖9CMC葉片與高溫合金葉片熱循環試驗對比

Fig.9ThermalcycletestingpictureofCMCandhigh-temperaturealloyvane 6CMCs研究和應用中所存在問題

盡管陶瓷基復合材料性能優異，但是到目前為止其在航空發動機上的應用仍然非常有限。除材料性能有待于進一步提高外，還有幾個需要重視的問題。

(1)技術突破。陶瓷基復合材料結構件的研發，涉及到纖維等原材料研發、預制體編織、基體致密化、材料的精確加工與裝配、環境屏障涂層制備、無損檢測及考核驗證等多個環節[43]，各環節的關鍵技術均取得突破才能推動整個行業的進一步發展。

(2)制造成本。陶瓷基復合材料的高成本實際上已成為阻礙其發展的一個巨大障礙，因此材料的低成本制造技術將是今后的一個重要研究方向。要降低成本首先在原材料上要盡量選取已工業化批量生產的材料，在性能允許的范圍內優先使用低價格材料。其次要盡量減少材料的后加工，陶瓷材料的后加工在其成本中占有很大的比重，因此，在制備過程中要選擇適當的成形制造方法，以減少后加工量。

(3)可重復性。提高陶瓷材料的可重復制造性和可靠性，降低其缺陷敏感性和尺寸效應，也是今后的一項重要研究內容，這直接關系到陶瓷基復合材料制件的批量生產及其在實際結構中的大量應用。因此在制備過程中應嚴格按工藝要求進行，盡量減少不確定因素和隨意性，避免材料成分出現偏析和產生大的缺陷。

(4)設計準則。目前陶瓷基復合材料制件的結構設計主要參照金屬材料的設計準則，由于兩者間性質相去甚遠，這一做法已顯得越來越不適應，在一定程度上制約了陶瓷材料的發展速度，因此有必要為陶瓷材料制定新的設計準則，以利于陶瓷材料的研究和應用。

7結束語

陶瓷基復合材料具有重大應用價值，它的工業化應用將對高溫熱機、航空航天工業和軍事應用領域產生重大影響[44]。近年來，國內有很多科研單位和大學發表了陶瓷基復合材料方面的研究論文，這表明我國在陶瓷基復合材料研究領域已有一定的實力。但與美國、法國等西方先進國家相比，缺乏工程驗證和技術集成的經驗積累。CMCs無論在材料制備、性能分析和結構應用等諸方面都還存在問題。因此，目前國內仍需加強關于CMCs基礎研究工作，改進工藝，降低成本，完善設計準則，加速CMCs在航空發動機上的應用。

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第三篇：商用航空發動機陶瓷基復合材料部件的研發應用及展望

商用航空發動機陶瓷基復合材料部件的研發應用及展望

商用航空發動機是航空產業的重要支柱，隨著氣動熱力學、結構力學和材料科學的飛速發展，大涵道比渦扇發動機向著低油耗、低排放、低噪聲、易維護、高可靠、長壽命等高效能方向發展，已成為先進商用航空發動機的研發目標。基于大數據挖掘，在不改變渦扇發動機現有布局的前提下，要達成上述性能指標，依靠創新材料和新穎構型成為根本性的解決途徑。

近半個世紀以來商用航空發動機技術，尤其是燃燒室技術的進步，發動機的推重比得到了顯著提高，飛機的性能因此得以大幅提升。隨著終端用戶對飛行航程和速度要求的不斷提高，對發動機高推力、高推重比要求的同時，減少NOx和CO排放等環保指標也越來越苛刻，導致發動機的增壓比、渦輪前溫度、燃燒室溫度以及轉速也必須不斷提升。就材料而言，當前高效航空發動機噴射出高熱氣體——足以達到傳統鈦合金、鎳基高溫合金使用溫度的極限，現有合金材料方案無法完全滿足下一代先進發動機設計對耐熱的需求，在實際應用中，不得不對高溫部件采取氣冷以及熱障涂層防護等措施。但冷氣的應用一方面會減少燃燒空氣，降低發動機燃燒效率；另一方面，使部件結構復雜化，不僅增添了加工難度，且研制和維護費用也隨之提高。

高性能航空發動機追求不斷提升渦輪前溫度，對熱端部件用材的高溫強度、抗腐蝕性及抗氧化性能要求也越來越高，推重比15～20發動機的渦輪前溫度將達到1927℃/2200K，耐溫高、密度低、有類金屬的斷裂行為、對裂紋不敏感、不發生災難性的損毀等優異性能的陶瓷基復合材料（Ceramic Matrix Composite，CMC）取代高溫合金，滿足熱端部件在更高溫度環境下使用，不僅有益于大幅減重，還可節約冷氣甚至無需冷卻，從而提高總壓比（Overall Pressure Ratios,OPR），實現在高溫合金耐溫基礎上進一步提升工作溫度400~500℃，結構減重50%~70%，勢必成為高推比航空發動機的關鍵熱結構用材[1]。

陶瓷基復合材料由連續纖維增韌補強陶瓷基體，具有低密度、高硬度、耐熱和耐化學氣氛，加之其固有的性能，在廣泛的領域，如航空發動機熱端結構件、尾噴系統以及內燃機應用中，被視為取代高溫合金、實現減重增效 “升級換代材料”之首選。

商用航空發動機與軍機不同，更注重長壽命、高可靠性、易維護、環保型、經濟性等指標，通過采用更多新材料、新結構、新工藝，同時滿足嚴格的適航認證，才能投入商用。

陶瓷基復合材料在大涵道比商用航空發動機的應用已呈快速增長趨勢，被認同為高新技術，是反映一個國家航空航天高端制造業水平、關系國家安全的新型戰略性熱材料。CMC歷經30余年的研發，已開始進入商業市場，以空客為例，從A320到A320neo的飛發換裝，借助CMC在內的復合材料應用，有望提高發動機燃效15％。我國大客發動機動力處在追趕先進的研制階段，不遠的將來，將推出裝配具有自主知識產權CMC部件的國產長江系列商用航空發動機。

商用航空動力之爭——先進發動機

波音和空客是國際著名飛機制造商的兩大巨頭，幾乎壟斷了中、大型商用飛機的國際市場。在新一代窄體機中，除了波音737MAX、空客A320neo之外，近年還接連涌現了中國商飛C919，巴航工業E-Jet E2、龐巴迪C系列和俄羅斯MS21等新生力量。

目前商用航空發動機市場基本由GE、P&W、R-R和CFM壟斷，俄羅斯和中國在積極努力參入，該領域的技術進步直接推動著整個航空業的升級換代。

其中，CFM是GE和SAFRAN（法國賽峰）集團旗下SNECMA（斯奈克瑪）公司對半合資成立的公司，已向波音和空客提供了2.5萬余臺中型客機用噴氣發動機。其經典之作CFM-56是全球裝機最多的一款發動機產品，堪稱傳奇。針對新支線的換裝，將推出LEAP（Leading Edge Aviation Propulsion）作為替代產品參與競爭，并將成為CMC應用的首款商用航空發動機面世[2]。

空客于2010年12月1日正式啟動A320neo項目，該項目與波音稍后啟動的737MAX項目一樣，重點是換裝新型發動機。與737MAX不同，A320neo有兩款備選發動機，分別是P&W的PW1100G-JM和CFM的LEAP-X1A。

事實上，只有A320neo項目有兩款發動機型號供選擇，其他客機項目都只選擇了唯一的發動機供應商：龐巴迪C系列、三菱重工MRJ、伊爾庫特MS-21和巴航工業下一代E-Jets選擇了PW1000G系列，737MAX和中國商飛的C919則選擇了CFM的LEAP-X發動機。

因此A320neo的發動機是P&W和CFM唯一針鋒相對的市場，總計近2500架的龐大訂單也給這場動力之爭增添了更多火藥味。起始于20世紀80年代的窄體客機的動力之爭，伴隨著多年來的技術發展，比拼已進入一個全新的階段。CFM和P&W選擇了兩條不同的技術升級路線。PW1100G-JM以齒輪傳動見長；LEAP-X則在復合材料應用上下足功夫，也成就其一大亮點。PW1100G-JM發動機采用傳統的金屬材料制造，而LEAP-X發動機則憑借采用更多復合材料應對。相比現役發動機，盡管LEAP-X和PW1100G都大幅增加了風扇尺寸和涵道比，但CFM公司把更多精力放在發動機熱效率的提高上，P&W公司則著重提高發動機的推進效率。兩家都宣稱，自己下一代發動機比現役A320產品的油耗將降低15%。按每加侖2.5美元計，每架飛機一年就可節省百萬美金的航油費，換發效益可觀。CFM公司和P&W公司各憑借其“二十年磨一劍”的技術優勢開啟了未來數十年的競爭，目前兩家斬獲的發動機訂單數量基本上旗鼓相當。

CMC——陶瓷基復合材料

傳統概念的陶瓷材料通常易碎、脆性大及可靠性差，不適合發動機應用。為了工程應用需克服其固有的致命弱點，人工創新出CMC這種全新的復合材料，它基于陶瓷組分，采用高強度、高彈性的纖維與成分相同或相近的基體復合，纖維用以阻止材料中裂紋的擴展，從而改善韌性，實踐證明已成為提高CM可靠性的一個有效方法。復合后的陶瓷材料兼具優良的強度和韌性，強韌化方式有“納米晶粒增韌”、“原位自生增韌”、“仿生結構增韌”和“增強體增韌”4種[3]。

替代高溫合金作為發動機高溫結構部件用材料，CMC具有諸多優勢：（1）SiC/SiC密度為2.4~2.6g/cm3，僅相當于高溫合金1/3程度，可有效降低結構重量；（2）耐溫、能承受更高的工作溫度，減少或省去冷卻氣體，從而提升渦輪效率；（3）可減少為降溫而設置的附加結構，簡化發動機結構設計；（4）因為冷卻氣流更少和燃燒室溫度更高，燃燒將更為充分，排放氣體中的CO和NOx的量更少，尾氣更為潔凈；（5）葉片可以有更高旋轉速率，有益于更大推力；（6）高比強、高比模、高硬度、耐磨損、耐腐蝕；（7）高溫抗氧化、抗燒蝕，具有高溫熱穩定的耐久性能；（8）熱膨脹系數、熱導率高，纖維和基體間熱應力小。

因此，對裂紋不敏感，可避免災難性損毀等優異特性的CMC，能實現更長的使用壽命，被認定為21世紀航空航天等高溫部件最有希望的應用材料，成為航空發動機應用的一個發展趨勢。

依所用陶瓷基體不同，CMC一般為氧化物基及非氧化物基兩大類。CMC組元纖維的化學成分多采用與基體相同或相近的材料構成。氧化物CMC，增強材料采用氧化物纖維，基體材料多為高熔點金屬氧化物，常用基體有氧化鋁（Al2O3）、釔鋁石榴石（YAG）、氧化鋯（ZrO2）等；非氧化物陶瓷基復合材料，主要采用陶瓷纖維（C或SiC）和纖維增韌補強SiC材料（C/SiC或SiC/SiC）兩種。尤其是SiC/SiC，不但保持了SiC陶瓷優異的高溫力學性能和良好的抗氧化性能，還克服了韌性差等致命弱點。氧化鋁基纖維主要優點是抗氧化，缺點是抗蠕變性差；碳化硅陶瓷纖維則具有良好的綜合性能，但使用溫度有待進一步提高。

CMC典型的制備方法有：化學氣相浸透（Chemical Vapor Infiltration，CVI）法、先驅體浸滲熱解（Polymer Impregnation and Pyrolysis，PIP）法、漿料浸漬結合熱壓（Slurry Impregnation and Hot Pressing，SIHP）法和反應性熔體滲透（Reactive Melt Infiltration，RMI）法等。其中CVI法可用于基體、界面層和表面涂層制備；RMI工藝通過熔融的Si或氣態Si滲入有適當孔隙的陶瓷纖維預制體內部，通過Si 和C反應形成SiC基體，對控制部件內空洞缺陷發生、達到致密、實現低成本制備有益。

采用CVI、PIP工藝，可獲得無殘留Si的CMC材料，但致密度難以達到90%以上（氣孔率低于10%），制備的部件多用于航天領域服役時間短或軍機的尾噴部件；而服役長壽命的航空發動機熱端部件，需達到98%以上致密度，同時消除殘余Si以確保抗蠕變性能，通常采用上述工藝與熔滲（RMI）相結合，所獲得的CMC耐溫水平高，較比當前通用的高溫合金“單晶+涂層+冷卻”組合，其耐溫能力提升400℃以上，已成為新一代航空發動機用材的趨勢選擇。世界各技術先進國家都把它為推動航空發動機重大進化作用的高新材料，而加以重點開發和應用。

連續纖維作為一種“增強體”，能最大限度地抑制陶瓷缺陷的體積效應，有效偏折裂紋、消耗纖維拔出的斷裂能，從而發揮纖維增韌和補強作用，強韌化效果最好。所形成的連續纖維增韌補強陶瓷基復合材料（Continuous Fiber Ceramic Matrix Composite，CFCC）從根本上克服了陶瓷脆性大和可靠性差的弱點，加之自愈合組織形成和應用，使其具備有類金屬的斷裂行為，對裂紋不敏感，不致發生災難性損毀等特征。優異的強韌性使其成為新型耐高溫、低密度熱結構材料發展的主流，連續纖維增韌碳化硅CMC是目前研究最多、應用最廣泛的CMC材料，在航空發動機領域具有廣闊的應用前景[4]。

應用于航空發動機熱端部件，高溫和腐蝕性環境會對CMC造成損傷，進而降低其性能。需要通過在其表面涂覆環境阻隔涂層（Environmental Barrier Coating，EBC），以阻隔材料組分與外部破壞性因素的反應，進而延長CMC使用壽命。EBC材料組分主要是金屬氧化物或無機鹽類化合物，通常有YSZ（ZrO2+8%Y2O3）、鋇長石、莫來石+BSAS/Si等[3]。

由連續纖維補強增韌陶瓷基體復合成材的“混搭”，類似于“鋼筋+混凝土”組合，連續的陶瓷纖維根據需要，可編織成1D（一維）、2D（二維）、以至3D（三維）的“鋼筋”骨架（纖維預制體）、“混凝土”則為骨架周圍緊密充填的陶瓷基體材料，這使其具有高比模、耐高溫、抗燒蝕、抗粒子沖蝕、抗氧化和低密度等優點，且強度特別是韌性相比單相陶瓷的應變容限大大提高，維持高強度的同時也獲得高韌性。實現減重的同時具備優良的耐渦輪前溫度性能，減少冷氣量，進而大幅提升發動機工作效率。成為1650℃以下長壽命（數百上千小時）、1900℃以下有限壽命（數分到數十分鐘）和2800℃以下瞬時壽命（數秒至數十秒）的熱結構/功能材料。

嚴格化學計量比的SiC陶瓷纖維具有低密度、抗磨損、高基體強度和最高耐溫特性；氧含量低于2%的SiNC纖維50~500絲束，可有效提高1350℃/2462℉溫度下的抗蠕變和化學穩定性。優質纖維復合的CMC有利于展示最高耐溫能力和源自其基體的力學性能，將作為航空發動機渦輪熱端部件發揮效能[2]。在噴氣發動機進化史中，渦扇發動機材料耐溫能力平均每10年以10℃/50℉速度提升。而按照GE預測，未來10年單就CMC部件應用一項，發動機耐溫能力就將改善66℃/150℉，效果相當顯著[2]。

CMC面向航空發動機應用的研究積累

在纖維用于制備航空發動機構件的選型上，美國做出了最為廣泛的研究。1994年，NASA的EPM（Enabling Propulsion Materials）項目選擇SiC /SiC作為HSCT（High Speed Civil Transport）發展的最佳材料系統，開展了SiC纖維、纖維涂層和基體組成的組合工藝優化等研究。之后，CMC成為了航空發動機設計與制造商所青睞的航空發動機高溫部件（如渦輪靜子的導向葉片、渦輪轉子葉片、燃燒室和尾噴部件等）的重要候選材料，并取得突破性進展[4]。

CMC的應用在提高推重比、提高使用溫度、簡化系統結構等方面可帶來顯著效益。對于航空發動機長壽命CMC熱端部件的開發，世界各國家已競相投入資源展開研發。

從20世紀80年代中期開始，NASA就已開展CMC技術研究，從先進高溫發動機材料技術（HITEMP）項目開始，實施過IHPTET、UEET、VAATE等大型項目，重點研究了先進材料與結構，其中用于航空發動機的CMC高溫部件是攻關重點[1]。

在IHPTET計劃第2階段的ATEGG驗證機XTC76/3上，GE聯手Allison公司使用從EPM（Enabling Propulsion Material）項目中獲得的材料，開發并驗證了Hi-Nicalon纖維（占40％）增強CMC燃燒室火焰筒。該燃燒室壁可耐溫1316℃/1589K，并與由Lamilloy結構材料加工的外火焰筒一起組合成先進的柔性燃燒室。IHPTET計劃第3階段在ATEGG驗證機XTC77/1上，GE與Allison一道開發了CMC燃燒室3D模型，驗證了空心葉片。燃燒室3D模型采用正交各向異性材料特性，改進了熱力和應力分析。與典型的鎳基高溫合金的靜子葉片相比，減重50%，冷卻空氣量減少20%[5]。

在IHPTET計劃第3階段的JTAGG（聯合渦輪先進燃氣發生器）驗證機XTC97上，霍尼韋爾（Honeywell）和GE公司考核驗證了CMC高溫升燃燒室。該燃燒室在目標油氣比下保持較小分布因子數據[5]。

在超高效發動機技術（UEET, Ultra Efficient Engine Technology）項目中，材料和結構是其攻關重點。擬實現起飛與著陸距離縮短70%、NOx排放降低70%、油耗與成本下降8%～15%等目標。而CMC作為燃燒室火焰筒和渦輪靜子葉片的關鍵材料，占材料和結構研究總研制費用近30%[1]。

通過多用途、經濟可承受的先進渦輪發動機（VAATE）項目研究，開發和驗證了CMC燃燒室等技術，基本實現“減排增效”目標。GE公司在TECH56計劃下開發的CMC燃燒室，考核驗證了提供較大溫升且冷氣用量減少等性能。

在GE公司角逐用于窄體客機的下一代發動機LEAP-X中，CMC將作為關鍵驗證項目，同時也計劃在GEnx型號上采用陶瓷基復合材料燃燒室火焰筒。

在高速研究（HSR）項目中，EPM作為子項目，重點研究了CMC燃燒室火焰筒技術;在1205℃/1478K、大于9000h的熱態壽命下，仍保持13.78MPa的應力水準；燃燒室扇形段試驗已考核其具有200h，踐行了如下開發策略[6]。

（1）在代表飛機任務循環的工作狀態下進行發動機試驗，驗證1205℃/1478K條件下，CMC燃燒室火焰筒的耐久性；（2）提高CMC和EBC的耐溫能力，研制1482℃/1755K和1649℃/1922K體系，以大幅減少甚至取消燃燒室火焰筒的氣膜冷卻，進而擴展CMC的應用范圍。目前，通過以下途徑，明顯提高CMC的耐溫能力，并開展熱態工作300~1000h下提高其承載能力研究條件：

（1）改進工藝，減少或除去影響CMC蠕變性能的因素；（2）改進SYLRAMICTM 纖維熱處理表面，提高抗蠕變性能；（3）采用類似于Hi-NicalonTM的SiC纖維；（4）通過優化工藝，降低復合材料特性值分散度，在開發1482℃/1755K 用CMC基礎上，同時研發和驗證1649℃/1922K CMC體系的可行性。

GE明確將CMC作為未來發展的核心技術，多年來持續投入和研發CMC工藝技術，通過合縱連橫開拓美國內外的產學研資源，在CMC研究與應用領域奠定了領導地位，作為標桿值得后來者借鑒。為此，聯合法國SNECMA、日本IHI和德國MTU，開展大量協作和部件試制、考核試驗，對CMC材料做了數千小時的測試，于2003年就已將CMC材料用在工業燃氣輪機上，已服役超過48000h。從燃機用渦輪外環、燃燒室內襯工程化應用中，確認CMC的技術成熟度已足以應用到航空發動機核心部件。

GE公司報道了耐溫1205℃/2200°F、減重70%的CMC低壓渦輪導向葉片的關鍵性試驗以及在F414軍用發動機上進行了CMC材料渦輪轉子葉片試驗，擬應用到GE9X發動機的高壓渦輪二級轉子葉片。

R-R聯合GE公司將CMC應用于發動機F136（配裝F-35）的渦輪導向3級導葉上[7]，耐溫可達1200℃，重量比傳統高溫合金部件明顯減輕（大約只有鎳合金的1/3和鈦合金的1/2）[8]。

在FAA與NASA牽頭的CLEEN（Continuous Lower Energy, Emissions and Noise）項目中，波音公司承擔CMC聲學尾噴（Acoustic Nozzle），R-R公司則負責CMC 渦輪動葉外環組件（Turbine Blade Tracks）[9]。NASA在ERA（Environmentally Responsible Aviation）項目和其他航空發動機計劃中，在燃燒室、渦輪葉片和尾噴管等應用CMC，以減少發動機油耗、NOx 排放和降低噪音。其中，R-R 承擔CMC 尾噴管的研制工作[10]。

GE公司在NASA的N+3先進發動機項目中，對2030~2035年將投入運營的高效安靜小型商用發動機也參與了預研。在該項目中，除整體碳纖維風扇導向器/前機匣、復合材料風扇葉片和復合材料風扇機匣、全復合材料整體短艙等外，還包括采用新一代CMC的燃燒室、高壓渦輪葉片、低壓渦輪葉片和高壓渦輪外環和整流罩等研究[6]。

20世紀90年代，為解決上一代基體/纖維之間的熱解碳界面氧化損傷所造成的壽命短等問題，SNECMA公司研究了自愈合基體技術，開發出新一代SEPCARBINOXR A500和CERASEPR A410產品[5]。

NASA與美國聯邦航空管理局（FAA）合作開展的CLEEN（Continuous Lower Energy，Emissions，and Noise）著重“持續降耗、減排和降噪”目標，聚焦在結構件和新技術以降低發動機油耗、排放和噪音。歷時5年在CMC渦輪導葉制備及聲學優化尾噴嘴方面取得了技術進步[9]。

2013年1月NASA利用R-R的Trent 1000發動機臺架加速試車考核了該CMC尾椎，如預期實現了73h，未發生熱或結構應力問題。

此外，P&W還聯合MTU和IHI（日本石川島播磨重工）開發新型發動機。

歐洲的陶瓷基復合材料技術以法國的CVI和德國的熔滲硅（Liquid Silicon Infiltration，LSI）工藝為代表。其中法國SNECMA公司和美國合作，共同研發了推力矢量CMC密封調節片，并正式裝機，經1000h考核均未發現破壞跡象；德國進行了CMC燃燒室內襯的對比試驗，在Kl?ckner Humboldt Deutz T216型燃氣發動機經10h試驗后，CVD-SiC涂層C/SiC火焰燃燒室出現了C/SiC基材和涂層之間的分層剝落，而CVD-SiC涂層C/C火焰燃燒室未出現損壞，SiC/SiC火焰燃燒室則由于自身具有良好的抗氧化性能，經受住90h的試驗而無損壞。試驗考核也表明：采用CVI工藝的 SiC/SiC的液體火箭發動機燃燒室壁及噴嘴，可經受累積高達24000秒點火考核和400次熱循環。

日本政府1989年通過執行為期8年的“超大型耐環境先進復合材料規劃”，其目的是確定以航天航空、能源為主的各領域所需的高溫環境下具有耐熱、高比強度、高比模量、耐氧化性等優異性能先進材料的基礎技術，開發成功SiC基CMC，一躍成為當今通用級和尖端應用級SiC纖維最大出口國，法國、美國等CMC用SiC纖維基本都依靠日本供應。日本的兩家實驗室、4家企業，從1999年參與ESPR項目研究，參與國外的PWA、GE、R-R和SNECMA等領先發動機供應商組建建設的聯合隊伍，設計并試驗了CMC燃燒室和渦輪部件。以IHI為代表的日本產學研機構分別在美、歐申請專利，介紹了陶瓷基復合材料應用件的制備和應用情況。他們采用CVI+PIP 工藝制備SiC/SiC火箭發動機推力室，并完成了熱試車考核，推力室的最高工作壁溫為1424℃。

俄羅斯CIAM也在瞄準國際先進，開展了CMC燃燒室部件的試制和考核工作。

渦輪葉片工作在燃燒室出口，是發動機中承受熱沖擊最嚴重的部件，其耐溫能力直接決定著高性能發動機推重比的提升。CMC對減輕渦輪葉片重量和降低渦輪葉片冷氣量意義重大。國外近期應用目標是尾噴管、火焰穩定器、渦輪外環等；中期目標在低壓渦輪靜子和轉子葉片、燃燒室、內錐體等應用；遠期目標在高壓渦輪靜子和轉子葉片、高壓壓氣機和導向葉片等應用，顯示出明顯的減重效果、提高溫度、大幅減少冷卻氣量等，但是渦輪葉片的使用壽命尚短，有待深入研究[3]。

目前，多家國際研究機構已成功研制出CMC渦輪葉片，美國和法國以推重比8~10航空發動機為演示驗證平臺，對尾噴管、燃燒室和渦輪三大單元進行了大量考核。

我國從20世紀80年代開始，就有張立同院士領導的西北工業大學研發團隊，以及國防科大、中航復材和上海硅酸鹽研究所等先后跟蹤國際前沿啟動研發工作，在CMC基礎及應用領域持續耕耘，技術與制造水準躋身國際先進行列，具備構件研制、工程化和小批量生產能力，技術與國際水平相當，在部分領域甚至領先于國際水平，工程產業化差距正在縮小。

綜上所述，為拓寬CMC在商用航空發動機熱端部件上的應用，未來還需進一步完善如下關鍵技術：高溫工況下穩定的高性能陶瓷纖維、匹配良好的纖維防護涂層、批產成熟的CMC高致密度復合工藝、自愈合功能組織以及EBC涂層等。

CMC在商用航空發動機中的應用進展

國外航空發動機上應用的復合材料正在從低溫向高溫，外部冷端向內部熱端，軍機尾噴系統向商用渦輪、燃燒室方向推進，顯示出相當大的應用潛力。美國GE和法國SNECMA公司在CMC的研究及應用領域處于世界領先地位，CFM公司更將CMC應用作為未來核心競爭力來重點開發，已制備或通過試驗的部件主要有：燃燒室內襯、燃燒室火焰筒、噴口導流葉片、渦輪導向葉片、渦輪外環及尾噴相關部件等，奠定了CMC構件邁向商用發動機應用的基礎。

美國在CMC應用于航空發動機領域做了大量的研究積累工作，NASA和GE研制的CMC密封片/調節片已實現產品化，應用到F100、F414、F110、F119等軍用發動機上，裝試燃燒室火焰筒的CMC內襯也已通過全壽命考核驗證，進入應用階段。有報導稱，GE 公司利用F414 軍用發動機開展CMC 材料渦輪轉子葉片的關鍵性試驗，并明確將該CMC 應用到下一代GE9X發動機高壓渦輪二級轉子上。

CFM應用在LEAP-X發動機上的復合材料技術，除典型的3D編織碳纖維增強樹脂基復合材料（CFRP）風扇葉片和風扇機匣（圖1），以及氧化物CMC尾椎外，就是CMC用在最具挑戰性的核心熱端部件。CFRP采用傳遞模塑（RTM）工藝制造；尾椎采用的是3M公司的Nextel610氧化鋁纖維增韌補強鋁硅酸鹽氧化物基體CMC。后者是現今為止最大的氧化物CMC部件，外部套環直徑約1.6m/5.25英尺、長度約1m/3英尺，位于其內部的尾椎端到端部長約2.1m/7英尺，是CMC應用領域具有標志性成果。

商用航空發動機方面，法國SNECMA公司首開CFM56-C用CMC混氣錐應用，耐溫超過700℃的同時，可實現減重35%。2011年啟動地面和飛行測試，已在空客A320上通過700個發動機循環，包括200h發動機試車和70h試飛，計劃于2014~2015年取得法國適航認證，為空客A380、A400飛機提供引擎動力。

將CMC用于發動機，對以鎳基為主導的結構設計可實現減重、減少冷氣用量，使油耗降低、燃燒性和持久性改善，使發動機運行到更高推力、更高效率。發動機上高壓渦輪一級外環主要用來控制高壓渦輪葉片和機體的間隙，承受從發動機燃燒室出來的高溫高壓氣體，是整個發動機工作環境最惡劣的固定部件之一。如果采用傳統的鎳基合金外環，由于其耐溫不及CMC，需使用原本用來產生推力的高壓空氣進行冷卻，分流了冷氣量，影響到發動機效率發揮。在LEAP-X發動機上應用該CMC部件，每一CMC環塊單元重約1Kg，僅相當于鎳基高溫合金的1/3，整個外環減重達數百磅，使得高壓渦輪效率和耐久性大幅提高，推力改善10%；此外還應用了經過驗證的CMC低壓渦輪導向葉片，采用了新氣動設計結構和減震機構，重量為傳統合金件的1/2以下，耐溫1200℃以上，且無需冷卻，便于成形加工。LEAP-X發動機的涵道比達10~11，相當于CFM56發動機的兩倍，CFRP和CMC復合材料的應用，更有效地降低噪聲并提高推進效率。據CFM公司消息，已完成多臺核心機、驗證機的考核工作，測試考核超過兩萬多小時，部件性能結果超過預期，LEAP-X發動機擬于2016年裝配商用客機首飛。

復合材料在現代航空發動機上的應用數量日益增多，GE公司在此領域一直處于領先地位。該公司率先應用復合材料技術在新一代商用發動機GE90上，實現了更輕、燃油效率更高，風扇葉片在服役中表現優異，運轉效率更高、噪聲更低等性能方面取得成功，隨后在GEnx發機和LEAP-X發動機上應用了更多的復合材料。

波音研究與技術中心開發的聲學噴嘴可提升發動機性能至更靜、更輕和更高效。噴嘴按設計要求壽命需達到55000h，模擬預測表明持續服役時間會超過預定指標[7]。

R-R通過收購的位于美國加州的Hyper-Therm HTC Inc.公司，CMC生產C/SiC和SiC/SiC，寄希望對現有單純依靠高溫合金單晶葉片的發動機在重量和性能上帶來變革[7]。

P&W當前出于“成本與可靠性”考量，主要聚焦在“先進冷卻”技術的突破，也將CMC具有的提高燃油效率的潛在能力列入其發展目標。

SNECMA公司生產的密封/調節片已裝機使用10余年，結果表明其抗疲勞性能優于高溫合金，減重50%。基于連續纖維增韌補強陶瓷基復合材料的優良特性，在新一代的LEAP-X中型發動機采用CMC低壓渦輪，提高其耐熱性，實現了輕量化。

IHI通過推進CMC技術工藝開發，承制了新一代CMC低壓渦輪導向葉片高溫部件，耐溫可達1300℃，加之減重效果，發動機的燃效有望進一步提高10％，計劃于2020年實現商用，作為空客A320neo的后續換發，以及有望于2019年投放市場的波音777后續機型上應用。

目前，美國和法國以推重比8~10航空發動機為演示驗證平臺，對渦輪、燃燒室和噴管進行了大量考核。據悉，美國研制的燃燒室構件已通過工程驗證，最高考核溫度為1200℃，累積考核時間達15000h。通過了全壽命5000h和高溫段500h測試，即將進入應用階段。美、法作為CMC應用到航空發動機的先進國，在長達30多年的研發及應用實踐中，積累了豐富經驗，已達到相當高的技術水準，形成了較為完備的工業技術體系和產業配套能力。

GE公司已將CMC列為其未來發展的核心技術之一。就像此前將GEnx的新技術應用到CF6發動機上一樣，隨著CMC技術進步，也將逐步應用在配套波音787和747-8的GEnx發動機上，并在GE和CFM的新一代發動機上全面推廣。隨著NASA的N+3先進發動機項目成果的實施，復合材料的應用將達到一個新的水平。據悉，國外的CMC材料已成功應用到高推重比的軍用航空發動機燃燒室中。GE公司堅信，如同樹脂基復合材料在“夢想”787應用引起的技術革新一樣，應用于發動機熱端部位的CMC也會引領商用發動機材料技術新的進化。

經過30多年的不懈努力，CMC已在航天運載火箭結構件、航空軍機整流和尾噴系統獲得良好的應用，在商用航空發動機領域應用研發也初見成效。通過復合材料的應用，近50年來商用飛機的油耗指標幾乎下降了1/2。隨著各國爭先對工藝技術研發的重視，以及對批產制造產業化投資的擴大，CMC商用的爆發增長拐點已經到來。

在CMC研發應用領域，我國與國際先進水平相比仍存較大差距，在技術成熟度提升、工程化和產業化方面尚需努力，致力自主創新，必須在工程化階段破解好“五化“工程應用技術課題：一體化、純凈化、致密化、平滑化和梯度化挑戰，夯實CMC應用于航空發動機部件批產化基礎，構建CMC產品“材料-工藝-設計”一體化能力，從結構、功能和表面完整性等方面確保長壽命和高可靠性的產品早日走向商用。

CMC面向商用航空發動機產品的機遇與挑戰

CMC作為一種新型材料，通過相應的新結構設計，運用到商用航空發動機制造時，需要進行大量實測評估、試驗考核，以確保產品的安全和可靠性、滿足適航要求。

美國的CMC應用領先離不開諸多創新型高科技企業的支撐，諸如以MATECH、ATK和COI Ceramics Inc.等高科技企業作為創新主體的CMC產業鏈初具規模。

研發力求穩定CMC性能和增加陶瓷纖維（氧化物和非氧化物）產量，各供應商基于成熟的定型工藝，已從全尺寸的演示、試制件考核中獲得良好的評價結果。

作為新的發動機用材，基于CMC風險因素考量，CFM先期僅在固定部件上應用，現有技術成熟度可滿足固定部件的可靠性要求，未來CMC材料還將用在發動機的更多部件上。CMC還存在若干阻礙其商用推廣的問題需要解決：

首先，CMC材料性能數據短缺、設計應用經驗不足，需要開發特定應用環境下壽命評估方法的及必要的軟件工具。

由于纖維增強CMC結構強度具有很大的隨機性，作為航空發動機的高溫部件無法采用常規金屬部件慣用的安全系數等確定性設計方法，有必要采用概率設計方法，進行可靠性分析。同時，還要重視CMC材料標準、性能數據、壽命評估方法與工具等體系方面的積累，建設基于CMC數據庫支撐的評價方法，形成一套完整、經過驗證的CMC適航符合性設計與驗證技術體系。

依據中國民用航空發布的新版《航空發動機適航規定》[11]，CMC作為商用航空發動機用用的新材料，需要滿足第33.15條的規定：發動機所用材料的適用性和耐久性必須滿足下列要求：（1）建立在經驗或試驗的基礎上；（2）符合經批準的規范（如工業或軍用規范），保證這些材料具有設計資料（數據）中采用的強度和其他性能。

其次，CMC 部件的制造費用仍高出傳統高溫合金數倍，成本偏高，需在確保質量的前提下，實施精益制造，改進加熱溫度、升溫時間、降溫周期等來控制工藝各周期中化學組分的變化，通過縮短循環周期等優化批量生產工藝來有效降低成本，實現最佳效益。今后，如何運用CMC提高航空發動機性價比，是在商用航空發動機普及應用該先進材料的一大挑戰。

再則，發動機構件工況苛刻，某些部件需暴露于高溫、氧化、冷熱沖擊循環中，還需承受水汽、氧和燃燒固體顆粒的侵蝕；若在海上飛行，還要承受海鹽的侵蝕，燃燒室還需耐受由富含燃燒副產物氯化鹽和硫酸鹽等所引起的加速氧化等考驗。

此外，CMC的表面完整性精細加工也應引起足夠重視。因為SiC的硬度接近金剛石，工業上常用作磨料或刀具來加工其他材料，所以需采用堅硬的金剛石來研磨，近年來借助脈沖激光手段加工精細微孔等漸受青睞。

還有需要引起重視的關聯技術，就是CMC與金屬間的聯結和結構完整性（Joining and Integration）工藝探索，隨著擴散連接（焊）（Diffusion bonding）、高溫耐久釬焊（Brazing）的進步，必將開拓以金屬骨架接合CMC結構為代表部件的廣闊應用領域。

國際同行普遍認為，CMC是發動機高溫結構材料的技術制高點之一，技術門檻高、投入大，通常反映所在國航空裝備設計和制造能力的頂尖水準。目前僅有美國、法國等少數國家掌握高性能SiC纖維和致密化CMC的產業化技術。

GE旗下的航空業務集團已計劃在GE9X燃燒室襯套、高壓渦輪噴嘴、外環和渦輪葉片這些熱端部件上使用CMC材料；相應地，LEAP系列發動機也能從GE9X項目中借鑒諸多寶貴的工程化和產品化經驗。

盡管當年GE90發動機上采用寬弦葉片也廣被質疑，最終是通過實踐證明了其正確的選擇。GE方面已經為CMC材料進行過大量測試，與風扇葉片從金屬材料轉到樹脂基復合材料所付出的時間等考驗相類似，轉向CMC的應用同樣需要花費相應的代價來證明，允許人們從中建立起對CMC安全可靠應用的信念。出于風險控制的考量，現階段CMC還只能應用在固定部件上。基于已有的數據有理由相信，隨著研究深入和科技進步，穩固而扎實的創新將漸趨完美地發揮出CMC的優異特性，未來勢必開拓出更多商用航空發動機核心部件上的新應用。

國內商用發動機由中航工業商發作為主承制商，牽頭實施國家級商用發動機研發項目，負責組織國內外產、學、研優勢資源，通過強強聯合、協同攻關拓展國際國內合作空間，為渦輪靜子件、浮動瓦塊應用掃清路障，逐步夯實CMC工程化、產業化的應用基礎。

結束語

來自GE公司官方的預測：未來10年對CMC的需求將遞增10倍。據此，為應對CMC部件需求增長帶來的產能壓力，2013年6月GE投資1.25億美金，在美國北卡羅萊納州的阿什維爾建設1.16萬m2的生產基地，用以支撐LEAP-X發動機CMC部件的量產，也為日后GE9X發動機供應所需CMC批產部件，并將逐步應用到為波音787和747-8提供動力的GEnx上，以及在CFM的新一代LEAP發動機上全面推廣。

為確保高端SiC纖維的供應，2012年4月GE還攜手SNECMA對外發布，將聯合日本碳素公司（Nippon Carbon）合資成立NGS公司（NGS Advanced Fibers Co.Ltd.），生產和銷售“Nicalon”品牌SiC連續纖維，以確保“兩強”對CMC關鍵原材料SiC纖維的持續供應能力。

GE正努力將CMC應用到發動機的各種部件，包括渦輪葉片升級用到F414中，預計到2016~2018年間將日產800個CMC成品部件，以兌現大力拓展CMC發動機部件應用的承諾。

CFM準備從2016年開始由CFM56的生產逐漸過渡到LEAP-X發動機，到2020年實現年產1700臺發動機。為實現這一產能需求，計劃投資7.5億美元，在美國密西西比州埃利斯維爾新建和擴建廠房，總面積擴至139350m2，用于量產CMC材料部件。

CMC在國外航空發動機上的應用已取得一定的應用成就，國內的技術成熟度和制造成熟度還不夠高，工藝技術尚待優化完善，離滿足適航審定要求差距明顯。要想早日投入應用，還須不斷優化CMC制造工藝，探索科學的概率設計方法，掌握該材料服役行為規律，解決高溫服役工況條件下的耐久性和安全可靠性等問題。

面向國產商用航空發動機對CMC熱端部件的需求，出于風險可控因素考量，參照國際同行經驗，在技術成熟度基本滿足固定部件可靠性要求的前提下，優先發展高壓渦輪外環、渦輪導向葉片和燃燒室內襯等熱端固定件上應用CMC材料，隨著研究的進一步深入，再逐漸拓展到包括渦輪轉子等更多發動機部件的應用。在航空發動機用CMC構件的研制與應用考核方面，可參考如下原則循序漸進：

（1）先易后難（先靜子件后轉子件、先低溫件后高溫件、先簡單件后復雜件的原則）發展，充分進行發動機驗證平臺的考核評測；

（2）優先發展中溫（700~1000℃）和中等載荷（低于120MPa）靜子件（如尾噴管/內錐體構件）；

（3）在積累基礎上發展高溫（1000~1300℃）和中等載荷靜子件（如渦輪外環、導向葉片及燃燒室內襯等）；

（4）更高載荷（高于120MPa）靜子或轉子件（如渦輪轉子和整體葉盤等）。

同時，為促進CMC國內自主配套產業技術聯盟的形成和完善，可參照國外合資參股、風險共擔、利益共享（Risk and Revenue Sharing Partner，RRSP）等混合經濟模式成長，致力建成“材料-工藝-設計”一體化專業能力，加速貫通CMC制品的批量制造產業鏈協同，全面滿足國產商用航空發動機用CMC部件產品要求，以優良性價比的產品參與國際的市場分工和商業競爭，以不斷成長壯大。

本文共有參考文獻11篇，因篇章有限，未能一一列出，如有需要，請向本刊編輯部索取。

（作者 中航商用航空發動機有限責任公司 高鐵 洪智亮 楊娟

責編 良辰）

第四篇：金屬基復合材料在航空領域的應用與發展

材料表面與界面

題 目：金屬基復合材料在航空領域的應用與發展

學 院： 化學與化工 專業及班級： 無機121 年 級： 2012級 學生姓名： 嚴紅梅 學 號： 1208110439 教

師：

張

煜

2014

年月

日

金屬基復合材料在航空領域的應用與發展

嚴紅梅

（貴州大學

無機121班）

【摘要】：介紹了金屬基復合材料的構成、分類，以及性能特點分析了鋁合金和鈦合金復合材料的性能。討論了金屬基復合材料在航天器結構材料、熱管理系統、電子封裝、慣性器件、光學儀器和液體發動機中的典型應用。【關鍵字】 復合材料，金屬基，性能，應用。

引言

金屬基復合材料（簡稱 MMC）是以金屬、合金或金屬間互化物為基體、用各類增強相進行增強的復合材料。它是復合材料的一個分支。近代科學高新技術的迅速發展，特別是航空和航天應用技術的發展，對材料的要求越來越高。除了要求材料具有高強度、高模量、耐輻射、低熱脹、低密度、可加工性外，還對材料的韌性、耐磨、耐腐蝕及抗蠕變等理化性能提出種種特殊要求，這對單一的某種材料來說是很難都具備的。必須采用復合技術，把一些不同的材料復合起來，取其所長來滿足這些性能要求。金屬基復合材料就是在這樣的前提下產生的。這些年來 MMC得到了廣泛關注，并在航空和航天工程中取得了應用的成果。據美國航天局預測：金屬基復合材料將成為本世紀空間戰、衛星和空間飛行器的主要結構材料[1]。正文

1金屬基復合材料的分類

MMC 通常按增強相形態分為連續纖維增強 MMC 和非連續增強（顆粒、晶須、短切纖維）MMC兩大類，最常用的增強纖維為碳纖維（Gr）、硼纖維、碳化硅（SiC）纖維、氧化鋁（Al2O3）纖維。晶須和顆粒增強體有碳化硅、氧化鋁、碳化鈦（TiC）、氮化硅（Si3N4）等。MMC 也可以按金屬基體類型分類，分為鋁基、鎂基、銅基、鈦基、鈦鋁互化物基等 MMC。其中鋁基鎂基 MMC 使用溫度在 450℃以下、鈦基和鈦鋁互化物基 MMC 使用溫度 450～700℃，鎳基鈷基 MMC 可在 1200℃下使用。鋁基 MMC 是各國開發的重點，我國亦已列入相關計劃。連續纖維增強 MMC 中由于纖維是主要承力組元，而且這些纖維在高溫下強度很少下降，因此 具有很高的比強度和比剛度，在單向增強情況下具有很強的各向異性。其中連續纖維增強鈦合金基復合材料，已成為競爭力很強的高溫結構材料。由于制造工藝復雜，且有些長纖維（如硼纖維）價格十分昂貴，基體仍起到主要作用，其強度與基體相近，但剛度、耐磨性、高溫性能、熱物理性能明顯增強，制造工藝也相對簡單，技術難度較小，可以在現有冶金加工設

備基礎上工業化生產，成本較低。例如，非連續纖維增強的鋁基復合材料開發已比較普遍，但它的增強作用也主要是體現在重量的降低和剛度的提高。

2金屬基復合材料的性能特點

金屬基復合材料集高比模量、高比強度、優良導熱和導電性、優良尺寸穩定性和耐高溫性能于一體，是近年來復合材料研究的熱點。其具體性能取決于所選金屬基體和增強材料的特性、含量和分布。

比強度和比模量

基體和增強相的直接增強和基體組織變化產生的間接增強，顯著地增強了材料的強度和剛性。在金屬基體中加入體積份數 30～50%增強材料后，材料強度和模量就會有顯著增大。和未增強金屬材料的性能比較

導熱性和導電性

由于金屬基體在 MMC 中含量通常很高，體積份數一般為 50～70%，因此它仍舊保持金屬材料所具有的良好導熱和導電性。采用高導熱性增強材料（如超高模量碳纖維）增強后復合材料導熱率有時比純金屬還高，因此非常適合制作集成電路底板和封裝件，將電子部件的熱迅速散發出去。優良的導電性能，使它具有其它類型復合材料缺乏的波導功能。

尺寸穩定性

許多增強材料既具有很小的熱膨脹系數（甚至是負值熱膨脹系數），同時又具有很高的模量用這些材料增強的 MMC 可以使熱膨脹系數明顯下降，并且達到很高的模量，因此十分有利于航天部件在大幅度溫度交變環境中，保持良好的尺寸穩定性，使部件實現高精度，高效率。

耐高溫性能

MMC 高溫性能通常優于金屬材料，特別是在連續纖維增強時，由于纖維起主要承載作用，很多增強纖維在高溫下強度很少下降，因此許多 MMC 的高溫力學性能可保持到金屬熔點，這和普通金屬材料（如鋁合金、鈦合金）隨著溫度升高，強度迅速下降的特點形成鮮明對比。

可焊接性

MMC 可以采用傳統的電弧焊（如氣體保護焊）進行焊接，這是它和其它類復合材料加工性的顯著區別。其焊接性能和基體合金類似，主要區別在于其熔池具有很高的粘度，在焊接橫截面大的零件時，熔池的高粘度會阻礙零件焊透，因此必須開焊接坡口。MMC 的可焊性不僅可以用來連接結構件，而且用來補焊和修復鑄件缺陷，使 MMC 具有更好的可加工性。

3在航天器上的應用

由于金屬基復合材料強度、剛度、疲勞性能、熱性能等良好的性質，在過去 30 年中已經受到了航天應用領域極大的關注。正如在參考文獻中描述的，航空航天工業需要減輕太空推進系統和航天結構重量，金屬基復合材料可提供一些潛在的優點來達到這個目的。此外，這種材料還經常伴隨著良好的熱傳導性和低密度等特性，因此具有了高比強度和比剛度，低熱膨脹系數(CTE)等優點，并且有可能根據特定應用要求來設計其性能。由于這些吸引人的性質，金屬基復合材料已經被用在一些重要的航天應用中，包括航天飛機軌道器的結構管件、哈勃太空望遠鏡的天線波導竿，通訊衛星裝置中的熱管理。

結構材料

MMC 用作航天器結構材料，具有超過聚合物基復合材料的一系列性能優點（耐高溫能力，老化性能、出氣量、抗輻射和抗原子氧、抗熱沖擊、導熱率、尺寸穩定性、表面缺陷敏感性等）。從上世紀 80 年代以來的一系列應用已經充分展示了它的效益。然而由于成本原因，直到現在它的應用仍限定在較小范圍內。MMC 在航天中的最早應用是美國航天飛機，它的軌道器中段機身主隔框、翼肋桁架、框架穩定支柱、前起落架、制動拉桿支柱，共使用了 243 根 B/Al 復合材料管形支撐件，用體積含量 60%的單向硼纖維增強鋁制成，纖維方向平行于外加載荷方向，剛度好，比鋁合金減重 145kg，質量比鋁合金輕 45%，效益十分顯著（見圖 11）。繼后前蘇聯開發的“暴風雪”號航天飛機的衛星支架，也采用了 B/Al 管材焊接而成的桁架結構，輪廓尺寸 3m×3m，可同時放置三顆衛星。所用的硼纖維直徑1400μm，在鎢芯上用氣相沉積法制成，斷裂強度 3500MPa、彈性模量 400MPa。制成的復合材料桁架重 100kg，比鈦合金輕 50～60kg，在性能方面和美國大體相當。

MMC 用作航天器天線、太陽電池陣桁架等結構也取得了成功。美國的哈勃太空望遠鏡的高增益天線桿結構，需要非常高的軸向剛度和極低的熱膨脹系數，以保障反復出入太陽直射條件下保持尺寸穩定性。它采用 P100 超高模量碳纖維（體積分數 40%）增韌的鋁 6061 基 MMC，采用擴散粘結工藝制造。桿長 3.66m，桿全長的尺寸偏差僅±0.15mm，確保了太空機動飛行時天線的方位。另外它還由于具有良好的導電性能，從而提供了波導功能，保障了航天器和天線反射器之間的電信號傳輸，整個部件比碳/環氧材料輕 63%。為先進太陽電池陣展開機構研制的非連續增強 復合材料可折疊大梁、中空長螺桿、特形螺母、導向搖臂，是 MMC 在航天器中的一個重要應用嘗試。4.2 熱管理系統和電子封裝

火箭和衛星熱管理系統是 MMC 的另一項重要應用，包括計算機芯片基片、大功率半導體設備和遠程通信的微波元件封裝。這類應用要求封裝材料熱導率在 4～7×10-6/K 范圍

內，以保證和半導體材料及陶瓷基片的熱導率匹配。非連續增強 SiC（體積份數≥50%）/Al 基復合材料具有優異的匹配性。已成為當前最佳的熱管理材料。從 90 年代起已在一系列先進航天器上正式應用。如美國“摩托羅拉”公司的“銥星”，“全球定位系統”（GPS）“火星探路者”和“卡西尼”深空探測器等，取代以前采用的高密度低導熱率 Cu/W 合金后，重量減輕約 80%，無論是軍事效率，還是經濟效益和社會效益都十分可觀。MMC 本身不會漏氣，而且可用焊接的連接工藝確保連續處密封，這為制成密封艙體提供了先決條件，并在電源半導體封裝、微波模型上得到應用。DSCS-III 軍事通信衛星等，使用了超過 23kg 的鎳基復合材料用于微波封裝。已研發生產的石墨顆粒增韌的鋁復合材料，除了具有高的比導熱率外，熱膨脹系數明顯降低，且各向同性，將使不連續增韌鋁復合材料電子封裝在太空應用中繼續得到發展。

液體火箭發動機

采用 MMC 對于減輕液體火箭發動機重量和降低成本都具有顯著作用，目前已受到各國重視。美國國防部和航空航天局聯合提出的一項為時 15 年的改進航天推進系統性能的（IHPRPT）中，提出要使液體發動機推重比提高 60%，成本降低 20%。采用 MMC 是其重要措施之一，已開展了一系列研制和演示試驗。重點是下列三類部件用的鋁基復合材料。第一類是在中溫下有很高剛度的部件，如法蘭盤、推力室、夾套、支承結構，模量>220GPa，目前使用的是 Ni 基超級合金；第二類是較高溫度下工作（≯260℃）的部件，如渦輪轉和定子、外殼、高溫推進劑管線等。單級泵材料強度要求為 862MPa，目前為 Ni 基超級合金；第三類是低溫推進劑泵部件，包括泵體、葉輪、導流輪、導流片等，需要采用可以在-244℃下工作、強度范圍 675MPa，延伸率>6%，密度<4g/cm3，熱膨脹系數較低且可控的 MMC 材料代替目前的鍛造 Ti 合金。目前正在根據上述目標開發各種鋁基復合材料，并采用近凈形加工方法。其關鍵技術在于控制顆粒體積份數和均勻分布。研究中的有顆粒和短纖維增強鋁基 MMC，前者強度已達到 620MPa 的較高水平。針對液氧泵和管線部件的相容性要求，正在研制銅基 MMC 材料，要求 260℃下強度達 413MPa，密度<7.5g/cm3。在某些發動機部件中還正在開發鎳基 MMC。【結論】

金屬基復合材料已在航天系統中使用，如航天飛機軌道器和哈勃太空望遠鏡。雖了解各種金屬基復合材料的工藝/特性的關系中得到了一系列的進展，但金屬基復合材料工藝復雜，制造成本高，仍然沒有被航天業廣泛地接受。在發展新的航天系統中成本已經成為不得不考慮的因素，因此在將來開發時，必須集中在價格適宜、質量高的材料。另一方面，金屬基體

優秀的任性和良好的耐空間環境性能是 MMC 具有優異性能的基礎，加之它在很大程度上可以借鑒或沿用金屬材料和樹脂基復合材料工藝技術，這都決定了 MMC 在航天領域更加廣闊的應用前景。

參考文獻

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