陶瓷基復合材料在歐美軍民用航空發動機上的發展

姚改成 郭雙全 黃璇璇 劉俊伶 張良成 葉勇松

摘要：陶瓷基復合材料作為航空發動機候選材料之一，具有廣泛的應用前景，本文主要概述了陶瓷基復合材料在歐美軍民用航空發動機尾噴口、燃燒室和渦輪等熱端部件方面的發展和應用。

關鍵詞：陶瓷基復合材料;航空發動機;尾噴口;燃燒室;渦輪

0 引言

陶瓷基復合材料（CMC）作為一種輕質、高性能的結構復合材料在高溫領域應用廣泛，優異的高溫性能使其可替代高溫合金材料成為在航空發動機上特別是在航空發動機核心機上使用的候選材料之一。

國外在陶瓷基復合材料構件的研究與應用方面，基于先易后難、先低溫后高溫、先靜子后轉子的層層遞進的發展思路，充分利用現有的成熟發動機進行考核驗證。首先發展中溫（700℃～1000℃）和中等載荷（低于120MPa）的靜子件，如尾噴口調節片和密封片;再發展高溫（1000℃～1300℃）中等靜子件，如火焰筒、火焰穩定器、渦輪導向葉片和渦輪外環等;而更高載荷（高于120MPa）的靜子件或轉子件，如高壓渦輪轉子和靜子，現已在研究和試驗階段[1]。本文主要就CMC在歐美軍民用航空發動機上的發展做一概述。

1 CMC在軍用發動機上的發展

1.1 CMC在尾噴口上的發展

20世紀70年代，碳/碳（ C/C）復合材料作為高溫復合材料在航天發動機上首次使用。隨后，由于化學氣相滲透（CVI）制備工藝的出現，C/C復合材料在飛機剎車盤上獲得成功應用[2]。

20世紀80年代，CMC作為高溫熱防護材料在航天飛機的熱防護系統上首次使用。隨后，法國斯奈克瑪公司開展了CMC在航空發動機尾噴口部件的應用研究[3]，先后研制出C/SiC（ Sepcarbinox262）和SiC/SiC（ Sepcarbinox 300），并分別在M88-2尾噴口的外調節片和內調節片上進行試車考核。其中，Sepcarbinox262復合材料強度較高，強度從室溫到700℃可以保持在250MPa左右，相比鎳基高溫合金減重30%。由于外調節片承受溫度低，Sepcarbinox 262復合材料完全滿足使用要求，早在1996年便成功地應用在M88發動機上，如圖1所示。從1996年開始，Sepcarbinox 262復合材料外調節片已經在M88數個系列發動機上使用，迄今為止已經有幾千件，現在服役的C/SiC外調節片情況良好，滿足發動機長期使用要求。Sepcarbinox 300復合材料在內調節片上的應用并不順利，由于內調節片承受溫度高，而第一代SiC/SiC復合材料耐溫較低，在地面試車考核時便暴露出因纖維/基體氧化導致壽命較短的問題，但這也促使了自愈合CMC復合材料的誕生。

20世紀90年代，GE公司在Fll0發動機上進行了CMC復合材料調節片的考核驗證[4，5]。GE公司選取了SiC/C（碳化硅纖維增強碳基復合材料）和SiC/SiCN（碳化硅纖維增強硅碳氮復合材料），并在F-16戰斗機上進行了飛行試驗。幾百小時的飛行試驗后，在SiC/C復合材料調節片末端可以看到明顯的損傷，這主要是由于發動機的振動使金屬密封片與復合材料調節片之間產生磨損而造成的。SiC/SiCN復合材料在經過相同的飛行試驗后，并沒有產生在SiC/C調節片上出現過的磨損，而是產生了分層，并且分層隨著發動機振動、熱應力匹配和與金屬密封片的碰磨不斷擴大。最后，GE公司測試了經過地面試車和飛行試車后的調節片的拉伸強度，發現其拉伸強度均有嚴重的下降。

21世紀初期，普惠公司在Fl00發動機上進行了CMC復合材料超音速密封片的考核驗證。普惠公司選取三種不同的CMC密封片[4，6-7]體系，即S200（SiC/SiCN）、Cerasep A410和SepcarbinoxA500，其中A410和A500密封片均采用多層編織結構和自愈合的陶瓷基體，A410采用2代Hi-NicalonSiC纖維作為增強體，而A500采用C纖維作為增強體。在地面持久試車過程中，A500密封片累計經過了11161個戰術飛行周期，即5000h發動機飛行時間，其中包括176h的加力飛行時間，這遠遠高于現在金屬密封片的全壽命周期的4300個戰術飛行周期。在地面試車后，A410和A500密封片均沒有產生分層和磨損（如圖2所示），而S200密封片在地面試車后便出現了表面分層。后續的剩余強度分析測試表明，A410密封片強度幾乎沒有下降，A500密封片僅有6%的強度下降。A500密封片分別安裝在F-15和F-16戰斗機上進行了飛行試驗驗證，飛行時間累計lOOOh沒有出現損傷，因此A500密封片被美國空軍認為是經歷飛行試驗考核的最成功的CMC構件。

1.2 CMC在加力燃燒室上的發展

火焰穩定器位于加力燃燒室，承受著高溫、高熱梯度和發動機的氣動載荷，引入CMC復合材料可以有效減重并且提高火焰穩定器的服役壽命。

法國斯奈克瑪公司開展了CMC在航空發動機火焰穩定器上的應用研究。將Sepcarbinox A500復合材料用在火焰穩定器上[2]，進行了熱循環測試和力學性能測試，如圖3所示，最后在M88發動機上進行試車考核。經過2000h且最高溫度達1180℃的疲勞試驗后，CMC火焰穩定器沒有明顯損傷，顯示該材料的高溫自愈合性能優異。與相應的金屬部件相比，該火焰穩定器重量增加30%，將其在M88發動機上進行地面持久試車考核lOOOh后，沒有明顯損傷，隨后的纖維形貌和力學性能測試都充分證明這一點，A500火焰穩定器滿足該發動機服役要求。

1.3 CMC在渦輪部件上的發展

過去20年間，美國、日本和歐洲開展了CMC技術在航空發動機上應用的各種研究與發展計劃這[1，7]，如美國國防部、美國空軍、國家航空航天局（NASA）和國防部高新科技預研局等開展的IPHTET計劃、VATTE計劃和UEET計劃等。

部分計劃的研究成果如下：

1）不采取氣膜冷卻，SiC/SiC復合材料能夠用于1350℃火焰筒內襯。

2）三維編織的CMC低壓渦輪導向葉片可以增加葉片的強度和穩定性。

3）與鎳基高溫合金導向葉片相比，CMC空心高壓渦輪導向葉片減重50%，減少冷氣量20%。

4）評估了CMC高壓渦輪外環。

2010年11月，GE公司在F414發動機上測試了CMC渦輪轉子葉片，這是CMC材料在發動機轉子部件上的首次使用，具有重大意義。該CMC渦輪轉子葉片達到6級成熟度。

2 CMC在民用發動機上的發展

民用發動機要求耗油率低、噪聲低和NOx排放量低，因此對發動機的增壓比、渦輪前溫度提出新的要求。就材料而言，當前的鎳基、鈷劑高溫合金已無法滿足溫度要求，需要采取氣冷和熱障涂層（TBC）等防護措施。然而，冷氣的應用一方面減少了燃燒空氣，降低了發動機燃燒效率，使耗油率和NOx排放量增加;另一方面使部件結構復雜化，不僅增加了加工難度，且使研制和維護費用提高[8]。CMC具有輕質、耐高溫、耐腐蝕、耐沖擊的特點，因此有望用于下一代民用發動機的燃燒室、渦輪、尾噴口等部件。

2.1 CMC在燃燒室上的發展

由于使用CMC燃燒室內襯可以減少冷氣量從而減少耗油量和NOx的排放量，美國和歐洲都開展了關于CMC燃燒室部件的研究。

GE公司采用料漿澆注法熔體滲透（Slurry-cast Melting Infiltraton）制備了SiC/SiC全尺寸的CMC燃燒室內襯[9]，并進行了發動機地面試車。2016年10月，GE公司完成了首臺GE9X研發發動機的初始地面測試，該發動機的燃燒室和渦輪中部分采用了CMC部件。

Herakles公司設計和制造了CMC燃燒室內襯[10]，如圖4所示，并在CFM56發動機上進行了考核驗證，主要的研究步驟如下：

1）部件設計。

2）材料的選擇和表征（ Cerasep A415選用Hi-NicalonSiC纖維作為增強體、自愈合陶瓷作為基體）。

3）子部件的可行性和燃燒測試。

4）基于原型構件的制造。

相比原來的燃燒室內襯，采用CMC燃燒室內襯減少了35%的冷氣量，可有效減少NOx的排放量，同時這也是CMC首次在復雜構件上的設計和運用，具有里程碑的意義。

2.2 CMC在渦輪部件上的發展

2008年Herakles公司設計和制造了用于CFM56-5B的CMC低壓渦輪轉子葉片（Cerasep A40C材料）和低壓渦輪盤，見圖5。隨后，斯奈克瑪公司在2010年首次測試了該CMC渦輪轉子葉片，測試結果證明了CMC材料用于航空發動機旋轉部件的可行性，同時也為CMC用于商用發動機低壓渦輪部件奠定了基礎。

GE公司早期在F136（靜子部件）和F414（低壓轉子部件）軍用發動機上已經對CMC部件進行了評估，CMC渦輪部件將有望用在GE公司下一代發動機GEnx上。

NASA研究中心也開展了CMC渦輪部件的研究[11-13]，尤其是用于渦輪導向器葉片，開發了一種帶有環境障礙涂層（EBC）的SiC/SiC的渦輪導向器葉片，如圖6所示。隨后將該導向葉片放置于高壓燃氣試驗臺測試，測試包括50h的靜態測試和102個熱循環測試（每2分鐘），燃氣溫度從900℃N1050℃到940℃—1440℃，EBC涂層表面溫度達到1300℃。

美國聯合技術研究中心設計和制備了帶有內部冷卻的CMC渦輪導向器葉片[14]，設計EBC涂層表面溫度為1482℃，EBC涂層與基體界面的溫度為1315℃。選取GE公司的料漿澆注法熔體滲透制備的SiC/SiC復合材料，EBC涂層采用硅/莫來石/鋇鍶鋁硅/莫來石的涂層結構。該渦輪葉片在高壓燃氣試驗臺進行了測試，先在1315℃測試6h之后再在1352℃～482℃進行100次熱疲勞循環測試（每2分鐘），測試結果滿足要求。

2.3 CMC在尾噴口部件上的發展

斯奈克瑪公司設計和制備了一種用于CFM56-5C發動機的CMC混合器，如圖7所示，該混合器部件主要有如下特征：

1）有助于發動機噴口整體性能的提高，包括減重。

2）與尾部的凸緣做成一個整體。

3）復雜的形狀和大的尺寸可以保證冷氣和熱氣的混合效率。

該CMC混合器由Cerasep A40C材料制備，相比鎳基高溫合金金屬減重30%，2007年進行地面試車，經過700個發動機循環測試該混合器沒有出現損傷。

3 幾點思考

1）成熟掌握和優化CMC制備工藝，提升纖維的制備水平，包括新一代高強、高模SiC纖維和原位反應生成BN界面的SiC纖維，加強CMC與金屬材料連接技術的研究。

2）構建CMC材料的數據庫，包括常溫和高溫力學性能、熱物理性能等，為設計人員提供設計參數。

3）應充分借鑒歐美發達國家在CMC方面的成功經驗，在此基礎上針對我國軍民用航空發動機典型部件特點，對CMC構件進行設計、制備、加工以及考核驗證。

參考文獻

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