08.18 連續SiC纖維增韌SiC陶瓷基複合材料 “助推”航空發動機

隨著航天飛行器發動機單位推力的提高，發動機燃燒室出口溫度有較大幅度的提升，對燃燒室、渦輪以及加力燃燒室等熱端部件的材料提出了更高的要求，傳統鎳基高溫材料已經難以滿足設計工況的使用要求。

連續纖維增強SiC陶瓷基複合材料（簡稱CMC-SiC）是最有潛力的熱結構材料之一，該材料的密度僅為高溫合金的30%，在不用空氣冷卻和熱障塗層的情況下，長期工作溫度可比高溫合金提高200℃以上。在航空發動機中採用陶瓷基複合材料結構，可以減輕部件重量和降低冷卻空氣用量，提高渦輪前溫度和效率，降低油耗率，從而能夠提高發動機的推重比。

圖：飛機發動機Leap將CMC組件引進發動機渦輪罩襯裡，改進後的發動機需要的冷卻空氣量遠遠小於鎳基超級合金，且擁有更低的比重，可比以往發動機節省燃油約15%。

一直以來制約我國武器裝備發展的很重要的短板就是發動機，無論是地面裝備還是空中裝備皆是如此。本文小編將帶大家探索“助推”航空發動機的熱結構材料之一：連續纖維增強碳化硅陶瓷基複合材料。

一、碳纖維or碳化硅纖維增韌碳化硅

連續纖維增強SiC陶瓷基複合材料(CMC-SiC)的應用可覆蓋：瞬時壽命(數十秒~數百秒)、有限壽命(數十分鐘~數十小時)和長壽命(數百小時~上千小時)這三類服役環境的需求。CMC-SiC主要包括碳纖維增韌碳化硅(C/SiC)和碳化硅纖維增韌碳化硅(SiC/SiC)兩種。

瞬時壽命

有限壽命

長壽命

用於固體火箭發動機

用於液體火箭發動機

航空發動機

C/SiC的使用溫度可達2800~3000℃

C/SiC的使用溫度可達2000~2200℃

C/SiC的使用溫度為1650℃，SiC/SiC為1450℃

目前陶瓷複合材料在航空領域可應用於發動機燃燒室內襯、燃燒室筒、噴口導流葉片、機翼前緣、渦輪葉片和渦輪殼環等等部位。通常而言，碳纖維具有價格便宜且容易獲得的優勢，當屬C/SiC成為SiC陶瓷基複合材料研究及應用的首選。但由於碳化硅複合材料為非緻密性材料，在基體中存在著一定數量的孔隙或微裂紋，使用環境下的水氧介質易通過裂紋和孔隙進入到界面和纖維部位，若採用碳纖維則容易氧化失效，嚴重影響使用壽命。相當而言，SiC/SiC比C/SiC抗氧化能力更優秀，因此SiC/SiC陶瓷基複合材料在航空發動機熱端部件的應用更被看好。

SiC/SiC陶瓷基複合材料通常由SiC纖維、界面層、SiC陶瓷基體和熱防護塗層組成。下文將對SiC/SiC陶瓷基複合材料各組成部分、陶瓷基複合材料的製造工藝做簡單介紹。

二、SiC/SiC陶瓷基複合材料各個組分

01

碳化硅纖維

目前SiC纖維的製備工藝主要有化學氣相沉積法(CVD法)、先驅體轉化法(3P法)、微粉燒結法(PS法)和化學氣相反應法(CVR法)等，目前實現工業化生產的主要是先驅體轉化法。先驅體轉化法制備SiC纖維的歷程可分為3代，見下文簡析：

第1代為以日本碳公司(NipponCarbon)的Nicalon200纖維和宇部興產(UbeIndustries)的TyrannoLOX-M纖維為代表的高氧碳SiC纖維，1代纖維均採用氧化交聯方式，最終纖維中的氧質量分數為10%~15%，當使用溫度達到1200℃以上，纖維中的SiCxOy相發生分解反應，納米SiC晶體長大，導致力學性能急劇下降。

第2代纖維以日本NipponCarbon 公司的Hi-Nicalon纖維和UbeIndustries 公司的TyrannoLOX-E、TyrannoZM 和Tyranno ZE等低氧、高碳含量SiC纖維為代表，主要採用電子束交聯，第2代SiC纖維中氧的質量分數降低，自由碳的質量分數相對較高，SiC晶粒尺寸較第1代大，纖維使用溫度由1200℃提高到1300℃。

第3代SiC纖維以NipponCarbon 的Hi-NicalonTypeS、UbeIndustries 的TyrannoSA以及DowCorning 的Sylramic等牌號的近化學計量比SiC纖維為代表，在組成上接近SiC化學計量比，遊離碳和雜質氧含量明顯降低，在結構上表現為高結晶度的SiC多晶結構，其耐溫能力大幅提升至1700℃

2

界面層

界面層是連接SiC纖維和SiC基體的橋樑，理想的界面層主要有以下3個方面作用。①抑制由於化學滲透和物理收縮對纖維造成的損傷。②緩解纖維與基體由於本徵結構差異引起的熱應力問題。③調解纖維和基體間的結合強度，有利於纖維拔出、界面分離、裂紋偏轉等能量耗散機制的發揮，增強複合材料韌性。

基於上述分析,SiC/SiC複合材料的界面層多采用具有層狀結構、性能穩定的材料構成，常見的界面層材料包括以下3類。

①熱解碳界面層（PyC）。PyC界面層為典型的層狀結構，通過裂紋在界面層內部的偏轉，實現裂紋尖端應力釋放，進而提高材料的韌性。PyC界面層製備工藝成熟，設備商業化程度較高，成本較低，是目前應用最為廣泛的界面層材料。然而PyC界面層抗氧化能力較差，限制了其在高溫氧化工況下的應用。

②氮化硼界面層（BN）。BN與PyC均具有層狀結構，BN在氧化媒介中900℃時開始發生氧化反應，其氧化性能較PyC大幅提升。BN界面層製備工藝較為複雜，對設備要求較高，製備成本較高。

③複合界面層（（X-Y）n），該類界面層以（SiC-PyC）n為代表，綜合了SiC抗氧化性能優異和PyC塗層層狀結構易於裂紋偏轉的綜合優勢，具有一定的應用前景。

3

熱防護塗層

由於SiC/SiC複合材料作為熱結構材料應用工況多為高溫、水氣、氧氣環境，要求熱防護塗層能夠實現SiC/SiC複合材料和環境隔絕，長時間保護內部材料。熱防護塗層的需要必須考慮以下幾點。①熱膨脹係數與SiC基體匹配。②氧擴散率要低。③飽和蒸汽壓要低，避免高溫揮發。④塗層和SiC基體結合力要好。⑤塗層結構均勻、緻密、相結構穩定。

基於上述要求，SiC/SiC陶瓷基複合材料熱防護塗層主要由單層塗層體系和複合塗層體系組成。其中單層塗層體系主要包括SiC、Si3N4和莫來石（3Al2O3•2SiO2）等類型塗層。複合塗層體系一般包括面層、過渡層、密封層等組成部分，如下圖所示是NASA在HSR-EPM計劃中研製的複合塗層，該塗層面層材料由HfO2或ZrO2構成，中間層由莫來石等組成，其耐溫能力高達1650℃。

圖NASA開發的新型複合塗層

三、SiC/SiC陶瓷基複合材料的製造工藝

SiC/SiC陶瓷基複合材料的製造工藝主要包括聚合物浸漬裂解工藝（PIP）、化學氣相滲透工藝（CVI）和反應浸滲工藝（RI）等。日本和法國分別以PIP和CVI技術見長，德國在RMI技術領域技術世界領先，美國以CVI和PIP技術為主，3種製備工藝的優缺點見下表。

工藝

工藝路線

優點

劣勢

CVI

氣相先驅體高溫裂解，在纖維表面沉積獲得緻密化複合材料

纖維損傷較小，製備的陶瓷基體純度高、晶型完整

沉積速率低，製造週期長，成本高，複合材料孔隙率高

PIP

聚合物有機先驅體（溶液）浸漬至纖維預製體內部，進而高溫裂解生成陶瓷基體

處理溫度較低，近淨成型，能夠製備複雜大尺寸構件

製造週期長，材料孔隙率高

RMI

液態金屬或合金利

用毛細管效應填充至纖維預製體中，通過化學反應生成基體相

工藝簡單，反應速度快，製備週期短，緻密化程度較高

處理溫度較高，製備過程中殘留有一定體積的金屬，影響複合材料的性能

目前在SiC/SiC陶瓷基複合材料製造工藝領域領先的研究機構主要有法國Boreleaux大學、美國Oak-Ridge國家實驗室和日本OsakaPrefecture大學等。其中法國Boreleaux大學和美國Oak-Ridge長期從事化學氣相滲透技術，通過控制溫度梯度和氣體流場，實現纖維預製體沿溫度梯度方向均勻沉積化學氣相滲透，可以獲得高緻密度的SiC/SiC複合材料，進而實現大尺寸、複雜形狀構件的製備。日本OsakaPrefecture大學等研究機構針對PIP工藝的弱點，採用基體摻雜和先驅體改性等工藝，提高了SiC/SiC複合材料的高溫性能，特別是抗氧化能力。

參考來源

1、連續纖維增強碳化硅陶瓷基複合材料在航空發動機上的應用，中航工業瀋陽發動機設計研究所；王鳴，董志國，張曉越，姚博。

2、新型碳化硅陶瓷基複合材料的研究進展，西北工業大學，張立同，成來飛，徐永東。

3、SiC/SiC陶瓷基複合材料研究及應用，中航複合材料有限責任公司，邱海鵬，陳明偉，謝巍傑。