連續纖維增韌陶瓷基復合材料的發展及在航空發動機上的應用

左 平，何愛杰，李萬福，唐洪飛，陶云亞

(中國航發四川燃氣渦輪研究院，成都 610500)

1 引言

現役航空發動機熱端部件材料主要采用高溫合金，但隨著航空發動機技術的發展，渦輪前溫度不斷提高，推重比15～20 一級航空發動機渦輪前進口溫度將高達2 000℃左右[1]，而現役工程化運用的高溫合金的最高工作溫度僅1 100℃左右，即使依靠冷卻和熱障涂層技術的發展也不能完全滿足發動機熱端部件的需求[2]。連續纖維增韌陶瓷基復合材料(CFCC)具有耐高溫、耐腐蝕、低密度、高硬度等特性，被認為是第六代航空發動機熱端部件最理想的材料[3]。與高溫合金相比，CFCC 具有四大優勢：①材料密度小，僅為高溫合金的1/4～1/3，結構質量輕；②能承受更高的溫度，可減少或取消冷卻空氣，提高結構效率；③減少為高溫部件降溫設計的復雜流路，發動機結構更簡潔，可靠性更高；④冷卻空氣減少使參與燃燒做功的空氣增加，有助于發動機綜合性能的提升。

目前，美國、法國、日本等國在CFCC 的研究及應用方面處于領先地位，部分CFCC 制備的零部件已經在航空發動機上服役。我國對CFCC 的研究與應用起步較晚，近年來取得了可喜的成績，與國外的差距不斷縮小，但工程化應用技術水平仍不足。針對航空發動機熱端部件對CFCC 的需求，本文概述了CFCC 的發展及在航空發動機上的應用，并結合我國CFCC 研究現狀及航空發動機的發展要求，提出了CFCC 工程化應用的建議。

2 連續纖維增韌陶瓷基復合材料的發展

陶瓷基復合材料通常由陶瓷基體、增強體纖維和界面層三部分組成。通過在陶瓷基體中引入增強體纖維，起到補強增韌的作用，解決了陶瓷材料的脆性問題。按照增韌方式的不同，陶瓷基復合材料可分為顆粒、晶須、層狀和連續纖維增韌四種，其中CFCC 的研究和發展是主流[4]。

2.1 陶瓷基體

陶瓷基體是CFCC 的一個重要組成部分，主要分三類：①玻璃陶瓷基體，如鎂鋁硅酸鹽玻璃、硼硅酸鹽、石英玻璃等，這類基體材料耐溫能力相對較差，在航空發動機上應用較少。②氧化物基體，如釔鋁石榴石(YAG)、ZrO2·TiO2基、ZrO2·Al2O3基等材料體系，這類基體材料具有良好的耐高溫能力，但由于氧化物纖維發展的限制還未得到很好應用，未來隨著氧化物纖維尺寸的細化和粗晶問題的解決將有很好的應用前景。③非氧化物基體，包括SiC、BN、Si-B-C-N 等，這類基體材料具有強度高、硬度高、耐高溫的特點，特別是與發展比較成熟的碳纖維和碳化硅纖維相容性較好，在航空發動機熱端部件上得到了廣泛應用。

2.2 增強體纖維

增強體纖維是CFCC 主要的承力結構，對材料性能起決定性作用。按組分不同，增強體纖維可分為：碳化硅系列纖維、氧化物系列纖維、碳纖維、氮化硅系列纖維，其中碳化硅系列纖維運用最為廣泛。目前，國外已研制出第三代碳化硅纖維，使用溫度達1 400～1 450℃，并實現了商業化應用；國內僅少數幾家單位能生產使用溫度1 100℃的碳化硅纖維[5]，正在研制長期使用溫度為1 200～1 250℃的碳化硅纖維。與國外相比，國內增強體纖維在產量、質量及束絲性能穩定性等方面仍存在不小的差距[6]。表1給出了幾種增強體纖維的基本參數[7-12]。

2.3 界面層

界面層是連接陶瓷基體和增強體纖維的紐帶，其組分和結構決定了纖維與基體之間的結合強度，影響纖維增韌效果。研究表明[13]：界面結合強度過低，難以實現力的傳遞，復合材料的強度和韌性得不到提高，也起不到補強增韌的效果；界面結合強度過高，復合材料承載時容易出現脆性斷裂。當界面層結合能高于增強體纖維斷裂能的1/4 時，材料破壞時纖維與基體的界面就不會發生解離，而是裂紋直接穿過纖維出現脆性斷裂。實際結構中，界面層的結合強度要根據纖維增強體及基體材料的需求確定，這也是CFCC 可設計性的體現。

3 連續纖維增韌陶瓷基復合材料在航空發動機上的研究與應用

航空發動機采用CFCC 零組件，一般需要經歷零組件試制、零組件試驗、全尺寸零組件整機試驗和零組件服役四個階段，見圖1。

3.1 美國的研究與應用

上世紀90 年代，GE 公司在F110 發動機上裝配四種CFCC密封片(圖2)進行了全載荷地面試驗，試驗后檢查CFCC(SiC/C 和SiC/SiC)密封片結構無損傷[14]，驗證了該密封片能滿足發動機全載荷環境下的工作需求。普惠公司和美國空軍采用CFCC(A500)生產的發動機尾噴管密封片進行了多輪地面耐久性試驗，其中包括1 161 次空中戰術循環試驗和176 h 極端環境試驗[15]，驗證了A500 材料的性能及可靠性。目前，采用A500 材料生產的密封片已裝備在F-15、F-16、F/A-18 戰斗機發動機上(圖3)，累計飛行已超過1 000 h，密封片表面無可見損傷[16]。

表1 幾種增強體纖維的基本性能參數Table 1 Basic performance parameters of some reinforced fibers

圖1 CFCC 零組件研發路徑Fig.1 CFCC component development strategy

圖2 F110 發動機CFCC 密封片Fig.2 CFCC seal in F110 engine

圖3 F-15 戰斗機上A500 密封片Fig.3 A500 seal in F-15 fighter

2009 年，GE 公司和羅·羅公司的航空發動機聯合團隊采用SiCf/SiC 復合材料研制出第三級低壓渦輪靜子葉片(圖4)，并安裝在F136 發動機上進行了地面試驗，從2010 年開始又開展了掛機試飛試驗。同年10 月，GE 公司在F414 模型機上裝配CFCC 制備的渦輪葉片進行了6 個工況累計4 h 的地面試驗，試驗后轉子狀態良好，未出現結構損傷，這是美國首次應用CFCC 研制全尺寸轉子葉片進行整機試驗[17]。

1997～2010 年間，Solar Turbine 公司研制了帶特殊熱障涂層的SiC/SiC 燃燒室襯套，累計開展了近20 000 h 的 試 驗[18]，并 以Solar Centaur50S 發 動 機 為平臺，分別開展了縮尺燃燒室和全尺寸燃燒室的試驗。試驗表明，CFCC 燃燒室能夠降低NOx 和CO 排放，提高燃燒效率。在CLEEN 項目下，波音、ATK/CO、奧爾巴尼復合材料工程中心聯合研制出SiC/SiC排氣噴管(圖5)，并于2012 年在Trent1000 發動機上完成了地面試驗，2015 年在波音787 上開展了飛行測試[19]。

圖4 第三級低壓渦輪靜葉Fig.4 The third stage low pressure turbine vane

圖5 CFCC 排氣噴管Fig.5 CFCC exhaust nozzle

3.2 法國的研究與應用

法國在20 世紀80 年代開始研究用于航空發動機的C/SiC 陶瓷基復合材料，并逐步研制了火焰穩定器、整流罩尾錐、尾噴管封嚴片等。應用C/SiC 陶瓷基復合材料制造的尾噴管封嚴片裝配M52-2 發動機進行了350 h 的整機試驗，接著又在幻影-2000戰斗機上進行了幾十小時的飛行測試，封嚴片狀態良好(圖6)。隨后又將C/SiC 陶瓷基復合材料制造的尾噴管封嚴片成功應用到陣風戰斗機的M88 發動機[20]外部噴管上(圖7)。

上世紀90年代斯奈克瑪公司便研發出新一代基于基體自愈技術的SiC/SiC 陶瓷基復合材料，并利用該材料成功研制出火焰穩定器，進行了機械測試和熱循環試驗(圖8)。試驗累計進行了2 000 h，試驗最高溫度為1 180℃。結果表明，基體的自愈效率達到預期效果，驗證了基體損傷后的自我修復技術[21]。

圖6 裝配CFCC 密封片的幻影2000 戰斗機Fig.6 Mirage-2000 fighter with CFCC seal

圖7 裝配CFCC 密封片的陣風戰斗機Fig.7 Rafale fighter with CFCC seal

圖8 火焰穩定器熱循環試驗Fig.8 CFCC flame holder heat cycle test

2005 年斯奈克瑪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 燃燒室，并以CFM56 發動機為平臺進行了試驗(圖9)[22]。結果表明，該燃燒室冷卻氣量較原結構減少35%，同等條件下氮氧化合物明顯降低。

2007年賽峰公司利用Cerasep A40C 研制的混合段在CFM56-5C 發動機上進行了地面持久性試驗(包括700 個發動機循環和70 個起降)(圖10)[23]，試驗完成后混合段狀態良好。2012 年賽峰公司和赫拉克勒斯研究中心共同研發的CFCC 中心體在A320上進行了測試(圖11)[24]，結果表明CFCC 排氣系統的聲噪比原有結構系統降低了50%，質量減輕了9 kg。

圖9 CFCC 全尺寸燃燒室Fig.9 CFCC full scale combustor

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

圖11 Cerasep A40C 中心體飛行測試Fig.11 Flight test of Cerasep A40C

3.3 日本的研究與應用

日本在CFCC 的研究及應用上一直處于世界前列，在增強體纖維的制備方面具有壟斷地位[25]。日本先后在AMG 計劃和ESPR 計劃中研制了CFCC 碳化硅復合材料燃燒室內襯、隔熱屏、渦輪外環、渦輪葉片、渦輪轉子等。圖12為石川島播磨重工研制的渦輪外環和渦輪導向葉片[26]。此外，日本采用Tyranno SiC 纖維的3D 編織物成功研制出SiC/SiC 整體葉盤結構，并對其強度及與金屬軸的連接結構進行了試驗考核，驗證了材料及工藝的可行性[27]。

圖12 CFCC 制備的渦輪外環塊和渦輪導向葉片Fig.12 CFCC turbine shroud and guide vane

3.4 我國的研究與應用

我國的CFCC 構件研制始于上世紀80 年代，主要研制單位包括西北工業大學、北京航空航天大學、廈門大學、國防科技大學等單位。近些年來西北工業大學張立同團隊成功研制出某型燃燒室浮動瓦塊、密封片、內錐體、渦輪外環(圖13)、火焰筒內環(圖14)等零件；開展了燃燒室浮動瓦塊臺架試驗，完成了1 047～1 227℃、2 MPa 狀態下持續30 min 的考核；利用發動機整機平臺，對全尺寸CFCC 調節片進行了全工況的掛片考核，試驗測得材料的壁面溫度達1 047℃[28]。廈門大學吳為團隊成功研制出復雜結構的低壓渦輪導葉，下一步將開展相關零組件的試驗考核。除構件研制外，國內也在積極開展CFCC 相關材料的基礎研究，特別是在CFCC 的損傷失效機理、壽命預測、抗氧化特性[29-30]、涂層工藝及性能[31-34]等方面均有所突破，為CFCC 的工程應用提供了技術支撐。

圖13 CFCC 渦輪外環Fig.13 CFCC turbine shroud

圖14 支撐環和火焰筒內環Fig.14 Supporting ring and flame tube inner liner

4 CFCC 在航空發動機上工程應用問題探討

國外CFCC 已經在航空發動機靜子組件上開展了零組件或整機試驗，部分零組件已在現役航空發動機上使用，同時也在積極研究CFCC 在轉子件上的應用。從工程應用角度，CFCC 的發展及在航空發動機上的應用需重視以下問題：

(1) 提高CFCC 的制備工藝水平，保證產品的產量和質量。目前CFCC 仍存在材料致密性差、材料性能衰減嚴重、復雜結構的編制和制備仍然比較困難等問題，需要持續提高纖維性能、改進CFCC 的編制、沉積工藝技術等，以實現CFCC 從發動機簡單結構向復雜結構、從靜子組件到轉子組件上的應用。

(2) 研究CFCC 的加工及無損檢測技術。CFCC 硬度高、致密性低等特性使得其加工及檢驗技術與金屬材料有很大的不同，需要建立一套完整的加工、檢驗體系，管控CFCC 構件加工、檢驗過程。

(3) 研究CFCC 與金屬材料的連接技術，解決CFCC 與金屬材料的相容性。CFCC 熱膨脹系數比金屬材料小，其構件與金屬材料的連接邊界處必然會帶來兩者位移的不協調性，需要研究解決連接邊界處CFCC 與金屬材料的連接技術，保證位移的相容性。

(4) 搭建工程化驗證平臺，增強試驗研究，積累CFCC 試驗數據庫。CFCC 的工程化應用是一個不斷試驗和探索的過程，需要從頂層規劃搭建試驗平臺，積累共享試驗數據，為工程化應用提供支撐。

(5) 根據CFCC 特征適應性改變航空發動機的設計流程和方法。

5 結束語

我國CFCC 的研制及工程應用已取得長足的進步，與國外的差距正逐步縮小。隨著研發和工程技術水平的提升，未來CFCC 在航空發動機高溫部件上的應用比例將不斷提高，逐步由發動機靜子組件發展到轉子組件。我國CFCC 的研究與發展應立足于國情，發揮院所聯動、廠所結合優勢，充分利用計算機數值模擬技術，健全CFCC 研發、試驗考核及應用體系，實現陶瓷基復合材料研發與應用的跨越式發展。