航空發動機用陶瓷基復合材料及制造技術

■ 焦健 齊哲 呂曉旭 高曄 / 中國航發航材院

航空發動機是飛機的“心臟”，其使用工況十分復雜，且壽命要求極高：與飛機相比，關鍵熱端結構材料的使用溫度更高（通常在1000℃以上）；與航天相比，材料的使用壽命更長（一般要求3000h以上）。因此，能同時滿足航空發動機高溫、長壽命使用要求的材料體系非常有限，而逐漸發展成熟的陶瓷基復合材料則正在成為一種理想的解決方案。

現階段，航空發動機燃燒室、渦輪等高溫結構的材料仍以高溫合金為主。經過40多年發展，以單晶合金為代表的金屬材料耐溫能力大幅提高，但仍與發動機燃燒溫度相差較大，而且在新一代發動機中，差距逐漸增大（如圖1所示）。為彌補材料耐溫能力不足的問題，設計人員大多采用“熱障涂層+氣膜冷卻”的主動冷卻方案。但冷卻氣的引入直接影響燃燒效率，而且燃燒溫度越高，影響作用越大。因此，耐溫能力的提升是實現發動機更新換代的最根本的解決途徑。

陶瓷材料耐溫能力高、力學性能好、密度低，很早就被認為是發動機高溫結構的理想材料，但由于陶瓷韌性差，一旦損壞會引起發動機災難性后果，因而限制了其應用。為提高陶瓷材料的韌性，材料學家經過不懈努力發展出陶瓷基復合 材 料（Ceramic Matrix Composite，CMC）。

陶瓷基復合材料的基本概念、分類及特點

陶瓷基復合材料基本概念

陶瓷基復合材料范圍很廣，已在發動機上得到應用的主要有碳化硅纖維增強碳化硅復合材料（SiCf/SiC）和氧化物纖維增強氧化物復合材料（Ox/Ox）兩種。

SiCf/SiC復合材料由碳化硅纖維（一般直徑為12μm）、纖維表面界面層（厚度為0.2～0.5μm）、碳化硅基體3部分組成。該類材料抗氧化能力高、質輕（密度2.1～2.8 g/cm3），高溫（1200～1400℃）燃氣壽命達幾千小時，遠高于高溫合金使用溫度，是軍用/商用航空發動機核心機熱端結構最理想的材料（如圖2所示）。

圖1 發動機渦輪前進口溫度與輸出功率關系

Ox/Ox復合材料是指以氧化物陶瓷為基體與氧化物纖維（直徑一般為10～12μm）復合的一類材料。該材料比SiCf/SiC的耐溫能力略低（1150℃左右），但由于不存在氧化問題，其壽命可達到上萬小時，加之密度低（約2.5 g/cm3）、價格合理，是渦軸、燃氣輪機核心機高溫結構及渦噴、渦扇發動機尾噴管結構（如圖2所示）的優選材料。

圖2 SiCf / SiC及Ox / Ox在航空發動機上的潛在使用部位

SiCf/SiC和Ox/Ox復合材料均具有韌性高、耐高溫、抗氧化、密度低等特性，因此，美國著名發動機材料學家格雷戈里·科爾曼（Gregory S. Corman）和克莉珊·盧瑟（Krishan L. Luthra）稱“陶瓷基復合材料代替超高溫合金引發了發動機高溫材料領域的一場革命”。

SiCf/SiC復合材料的分類

經過40多年的發展，國外SiCf/SiC復合材料在發動機上的應用已相對成熟，完整的規范及標準是該材料成熟的重要標志之一。2016年，美國材料與試驗協會（ASTM）發布的SiCf/SiC復合材料分類具體標準，通過8個“數字+字母”組合描述該材料的基本屬性，即“SC2-”。其中SC2是SiCf/SiC復合材料的縮寫；前3位描述材料的基本組成及工藝，x1代表纖維種類、n1代表增強方式、x2代表致密化工藝；中間三位代表材料的基本物理性能，n2代表纖維體積分數，x3代表密度、n3代表孔隙率；最后兩位代表材料的基本力學性能，n4代表強度、n5代表模量。每個字母或數字按照類型或數值大小分為不同等級，具體分級標準見表1。

必須指出，“設計—材料—制造”一體化是復合材料最為重要的特點。因此，陶瓷基復合材料的分類比金屬材料的分類復雜得多，涵蓋了關鍵原材料、增強方式、致密化工藝、物理性能、力學性能等一系列信息，可為設計提供初步篩選依據，但這些數據是非常基礎的，遠不能支持設計選材所需。

工程選材是一個非常復雜的過程，涉及的因素眾多，主要從材料可行性、制造可行性及產品可設計性等3個方面考慮。一種新材料要想在發動機上應用需要經過大量的試驗，以美國GE航空集團為例，陶瓷基復合材料代替金屬積累了幾百萬小時的試驗數據，特別是材料級試驗更是一個數據大量積累的過程，絕非可以一蹴而就的。按照“數據應用屬性”，材料試驗一般要經歷幾個階段：材料篩選試驗（screening tests），即在特定使用條件下開展的試驗，也就是常說的關鍵性能試驗，該階段關鍵性能的提取非常重要；材料鑒定試驗（qualification tests），即材料是否滿足產品的使用要求，提供最初的設計用數據；材料驗收試驗（acceptance tests），即主要驗證產品關鍵性能的一致性、穩定性，通常要對多批次試驗進行統計；等同性評價用數據（equivalence tests），即主要評價替換材料的主要性能與替換前材料的性能一致。一般而言，以上數據很難在公開的文獻、手冊中出現，設計人員須根據自身產品的工況特點及不同階段提出具體的試驗項目及數量。

陶瓷基復合材料產品制造的關鍵技術

復合材料致密化技術

由碳化硅纖維到SiCf/SiC復合材料的過程一般被稱為致密化過程，不同致密化工藝制備的復合材料的微觀結構不同，所以其性能截然不同，適用行業也不同。目前，較為成熟的致密化工藝包括熔滲工藝（Melt Infiltration，MI）、 化學氣相滲透（Chemical Vapor Infiltration，CVI）和先驅體滲透裂解（Polymer Infiltration Pyrolysis，PIP）。

熔滲工藝通常指在高溫（一般大于硅熔點1410℃）下，將熔融硅滲入到多孔體中，并迅速形成致密基體的過程。

MI工藝方法眾多、工藝步驟繁雜、技術難度最大，但大體上主要分為四步：纖維或其編織物界面層制備；纖維增強樹脂基復合材料及構件成型；纖維增強樹脂基復合材料碳化；高溫滲硅。MI工藝制備的SiCf/SiC復合材料表現出非常優異的高溫抗氧化、抗疲勞蠕變性能，這主要是因為其基體致密性高，最大程度地保留了碳化硅陶瓷本身特點。此外，該工藝制備周期短（1～2周），易于實現大規模批產。但MI工藝也有一定的缺點，主要是工藝溫度高，容易對纖維造成損傷；此外，由于基體中含有少量自由硅，在高于硅熔點使用時，存在氧化問題。GE航空集團、羅羅公司等主流航空發動機企業都開展了基于熔滲工藝的SiCf/SiC復合材料研究，并形成了多個材料牌號，按照上述分類標準，GE航空集團采用預浸料-熔滲工藝制備的材料應劃歸為SC2-A1M-2B2-42。

CVI工藝是由化學氣相沉積（Chemical Vapor Deposition， CVD）工藝發展而成，是最早的制備碳化硅基復合材料的工藝。其工藝過程是將氣源和載氣按照特定比例通入負壓的沉積室中，通過氣體擴散作用或由壓力差產生的定向流動將氣態先驅體擴散至纖維預制體內部，進而在纖維表面裂解和沉積，實現纖維預制體的致密化。

CVI工藝制備的SiC基體以較為理想的β-SiC晶體為主，硅碳比由于工藝參數差別會略有不同。由于沉積溫度較低（1000℃左右），制備過程中纖維損傷較小。但該工藝缺點主要包括制造周期長（通常為幾個月）、成本高、復合材料孔隙率也較高（一般＞10%）。法國的賽峰集團是最早開發該工藝的公司之一，最先在M88-2型發動機尾噴管外調節片上實現應用。

PIP工藝也是近10年來發展最為迅速的一種制備復合材料的方法。PIP工藝過程是以纖維預制體為骨架，在一定的溫度和壓力下，將適當理論原子比的液態聚合物(如聚碳硅烷、聚硅烷等)浸滲到預制體中，在惰性氣體保護下進行交聯固化，然后進行高溫熱解使前驅體聚合物轉化為所需要的陶瓷基體。

由于熱解過程中伴隨著小分子逸出形成的氣孔和基體熱解后的體積收縮，制備過程需要多次反復進行浸漬—固化—熱解才能使復合材料致密化。該工藝最早應用于C/C復合材料的制備，后來廣泛應用于制備SiC、Si3N4、BN等陶瓷基復合材料。與其他工藝相比，該工藝比較簡單、無須加壓、熱解且成形溫度低，對纖維的機械損傷和熱損傷程度小，材料的加工性也較好，更重要的是可以通過先驅體調整實現基體組分的設計。裂解工藝制備的基體的缺點包括基體穩定性差、孔和微裂紋較多，所以容易形成氧通道導致纖維性能退化，因此通常需要結合其他工藝，例如美國國家航空航天局（NASA）發展出的CVI+PIP雜化工藝制備的N26。

超硬材料加工技術

陶瓷基復合材料的精密加工技術是保證陶瓷基復合材料工程化用的關鍵步驟。高硬度是SiCf/SiC復合材料最主要的特征。該材料主要由碳化硅纖維及碳化硅基體組成。碳化硅的結晶形態多種多樣，受工藝因素影響較大。SiCf/SiC復合材料中常見的結晶形態主要是立方碳化硅（β-SiC）、不定形態碳化硅或混合狀態：β-SiC是一種超硬脆陶瓷材料，莫式硬度為9.2～9.7，僅次于金剛石，高于剛玉；不定形態碳化硅的硬度較低，與工藝條件相關。材料不均勻性是SiCf/SiC復合材料的另外一個特點，纖維與基體的硬度有差別，基體內通常存在大量孔隙，特別是CVI和PIP工藝制備的復合材料，孔隙率通常達到10%以上。總體而言，SiCf/SiC復合材料硬度高、均勻性差，導致該材料的加工面臨一系列困難。

從發動機結構特點而言，SiCf/SiC復合材料構件結構復雜，包括氣膜孔、安裝孔、邊緣輪廓和曲面等。因此，常見的加工需求主要包括精修以及冷卻孔、密封槽等微結構加工兩大類。經過致密化后SiCf/SiC復合材料結構坯體與設計圖紙仍有較大的差距，需要表面去除、切邊等精修處理才能符合圖紙對精度的需求，常用加工方法有金剛石磨削、水切割、電火花加工、超聲加工、激光加工等，但加工中存在著容易崩邊、加工效率低等問題，硬脆材料的低損傷、高效加工問題是未來該材料工程化過程中的關鍵問題之一。雖然SiCf/SiC復合材料耐溫能力有了較大提升，但仍需冷卻孔、密封槽等結構，由于微孔、微槽尺寸小、精度要求高，使得機械刀具、水刀、電火花（EDM ）和超聲加工都面臨分辨率或刀具磨損問題，激光加工可能是未來解決該類技術難題最有效的途徑之一。

環境障涂層技術

高溫干燥條件下SiCf/SiC復合材料的性能很穩定，氧化后表面生成一層致密的SiO2薄膜對內部材料起到保護作用，然而在高溫水氧環境下則會生成容易揮發的Si(OH)4，導致復合材料的不斷損耗。消耗速率由反應溫度、流速及水蒸氣的分壓比等因素決定，如在6atm、20m/s的燃氣條件時，1250℃下100h后材料質量損失為5%左右，而1350℃下則達到了12%～13%。因此，需要在其表面涂覆一層氧化物涂層，以屏障發動機燃氣環境對碳化硅基體性能的破壞，這個涂層即環境障涂層。

環境障涂層按照材料體系可大致分為3代。

第一代涂層主要是莫來石涂層體系，即3Al2O3·2SiO2。該材料的膨脹系數與SiC熱膨脹系數較接近，且化學相容性好、耐高溫腐蝕性能好，可以在一定程度上保護碳化硅基體。但莫來石的SiO2活度較高，易與水蒸氣反應而揮發，僅留下疏松的Al2O3層，從而引起失效。

針對莫來石涂層的問題，發展出了黏結層/過渡層/封填層的3層涂層體系，即第二代涂層體系。該體系通常采用Si作為黏結層，莫來石或者莫來石+ BSAS（BaxSr1-xAl2Si2O8）作為過渡層， BSAS作為封填層。BSAS與莫來石匹配性較好，且SiO2活度大幅降至0.1左右，能減少涂層在腐蝕環境中的揮發。早期索拉透平公司（Solar Turbines）在Centaur 50S型燃氣輪機上的試車結果顯示，涂覆了該涂層的SiCf/SiC復合材料燃燒室壽命可達到近15000h，而無涂層僅為4000h左右。

BSAS的耐溫能力有限，在1400℃左右開始發生相變，為進一步提高使用溫度，開發了耐溫能力更優的稀土硅酸鹽材料為主的新型封填層材料以代替BSAS，也就是常見的第三代環境障涂層，其使用溫度可達到1480℃。

陶瓷基復合材料在發動機上的批量應用

GE航空集團的陶瓷基復合材料應用全面開花

GE航空集團是迄今為止SiCf/SiC復合材料應用最成功的發動機公司。1992年，在美國能源部項目支持下，GE航空集團開創性地發展出預浸料-熔滲工藝，實現了高性能SiCf/SiC復合材料的快速、低成本制備，歷經了10余年的“碳化硅纖維研發—復合工藝”多輪迭代，以及“材料級—元件級—零件級—部件級—整機”積木式的驗證過程，累計試車時間達到百萬小時以上。2009年，該公司研制的SiCf/SiC復合材料低壓導向葉片在F136發動機上完成驗證，并于2010年完成首飛。雖然該型發動機并未實現量產，但該材料作為一項通用型技術，已被推廣至商用發動機、燃氣輪機及下一代軍用渦扇/渦軸發動機等各類發動機新型號中。

在商用航空發動機方面，2016年在LEAP發動機的渦輪外環率先使用SiCf/SiC復合材料并已批產，繼而在新型GE9X商用發動機的燃燒室、導向葉片、渦輪外環等結構使用了該材料，耗油率比GE90-115B降低10%，該型號已于2018年開始試飛。

在燃氣輪機方面，H型燃氣輪機使用了SiCf/SiC復合材料渦輪外環，其燃燒效率創造的了世界紀錄。

新一代軍用渦軸GE3000發動機使用了陶瓷基復合材料，比T700型發動機耗油率降低25%、全生命周期成本降低35%，壽命延長20%，功重比提高65%。

2014年GE航空集團以F414發動機為驗證平臺，開展了渦輪轉子葉片的試驗，預示著其在下一代自適應-變循環軍用渦扇發動機中打造“全陶瓷發動機”的雄心。

2016年以來，GE航空集團先后建立了涵蓋“碳化硅纖維—預浸料—結構件”等工藝全流程的4個工廠，產量預計達到每年2萬件以上。大規模廠房及人力的投入標志著該材料及技術已經成熟。

圖3 GE航空集團研制的渦輪外環（左）、轉子葉片（右）

其他發動機公司抓緊陶瓷基復合材料布局

GE航空集團在SiCf/SiC復合材料方面建立起了巨大的優勢，使其在下一代自適應-變循環發動機競爭中處于優勢地位，率先獲得美國軍方支持。其老對手普惠公司很早也意識到了SiCf/SiC復合材料的重要價值，但由于工藝路線等原因導致其錯誤地估計了形勢。據悉，普惠公司已意識到早期決策失誤，目前正大力增加該方面的投入。

法國賽峰集團也是SiCf/SiC復合材料的主要踐行者之一。該公司掌握了化學氣相滲透工藝，并首先應用于在M88-2發動機的尾噴管外調節片上。此后，該公司研制的SiCf/SiC復合材料的內調節片在F-15和F-16飛機上進行了試飛。

羅羅公司于2014年收購了美國加州的專門從事SiCf/SiC復合材料研發的Hyper-Therm公司，并進行了大規模擴建及考核驗證工作。該公司掌握了料漿-熔滲工藝，并在Advance及Ultra-fan等新型號中開展渦輪外環的驗證工作。同時，羅羅公司與波音公司合作，研發出的氧化鋁纖維增強氧化鋁的內錐體，并借助遄達1000發動機平臺，于2013年年底在波音787客機上進行飛行測試。

陶瓷基復合材料發展帶來的啟示

通過分析陶瓷基復合材料發展歷程，不難發現，該專業的發展大致可分為兩個階段，即碳化硅纖維研制階段和復合材料研制及應用研究階段，且兩個階段相互關聯，纖維為復合材料快速發展提供原材料基礎，復合材料需求為纖維工藝優化提供指導方向。

為早日實現陶瓷基復合材料在發動機上應用的目標，結合上文提出如下建議。

一是盡快完成材料級初篩，聚焦至具有工程化前景工藝上。不同致密化工藝制備的SiCf/SiC復合材料性能千差萬別，適用的工況及部位也不盡相同。現階段我國多種致密化工藝并行模式，使原本就耗時、耗力、耗資的發動機材料研究更加舉步維艱。建議發揮中國航發集團在行業中的優勢，建立起適用于本行業的陶瓷基復合材料篩選評價方法及機制，盡快完成不同牌號材料的篩選工作，集中精力盡快實現該材料的工程化。

二是建立材料級考核驗證平臺及大量開展數據積累工作。在發動機零部件選材之初，一般要先經過材料關鍵性能驗證以評估其可行性，而我國發動機一度以測仿為主，該階段驗證過程一直缺失，造成了陶瓷基復合材料“設計想用，但不敢用、不會用”的尷尬局面，其根本原因是材料級試驗裝置匱乏、基礎數據積累不足。建議盡快建立發動機用材料級考核平臺，大量積累設計用數據，以實現發動機的正向設計。

三是牽引新型纖維發展。21世紀以來，以碳化硅纖維為代表的陶瓷纖維發展進入相對平穩的階段，技術發展進入瓶頸期，建議發動機行業注重牽引更新型纖維的研究，為耐溫更高、增韌效果更好、成本更低的陶瓷基復合材料的研發提前布局。