當(dāng)前，美俄歐主要發(fā)動機廠商都在探尋在航空發(fā)動機熱端使用陶瓷基復(fù)合材料。其中，CFM公司配裝陶瓷基復(fù)合材料（CMC）高壓渦輪罩環(huán)的Leap-1A民用渦扇發(fā)動機，已于2015年5月19日在新的空客A320neo飛機上成功完成了首飛，表明CMC在航空發(fā)動機熱端部件應(yīng)用取得新突破。作為CFM公司的50%投資方，美國通用電氣公司（GE公司）自2015年以來還在F414軍用渦扇發(fā)動機上，驗證了CMC低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片的耐高溫和耐久性能，并在GEnx民用渦扇發(fā)動機的高壓渦輪葉片和燃燒室上開展了一系列試驗，進(jìn)一步驗證了CMC在發(fā)動機熱端部件的應(yīng)用潛力，彰顯了CMC在未來軍民用航空發(fā)動機的廣泛應(yīng)用前景。

    一、CMC技術(shù)優(yōu)勢巨大

    CMC由陶瓷纖維和陶瓷基體組成，具有密度低、硬度高、熱穩(wěn)定性能優(yōu)異及化學(xué)耐受性強等特點，其密度僅為高溫合金的1/3，強度為其2倍，能夠承受1000℃～1500℃的高溫（比高溫合金高200℃～240℃），且結(jié)構(gòu)耐久性更好。同時，CMC固有的斷裂韌性和損傷容限高，適用于燃?xì)鉁u輪發(fā)動機熱端部件，并能在較高的渦輪進(jìn)口溫度和較少的冷卻空氣（大于1300℃）下運行，發(fā)動機效率和耗油率明顯改善。如美國航空航天局（NASA）在“超高效發(fā)動機技術(shù)”（UEET）項目下，開發(fā)CMC發(fā)動機熱端結(jié)構(gòu)，能承受渦輪進(jìn)口溫度1649℃，冷卻需求量比同類高溫合金部件減少15%～25%。因此，發(fā)動機制造商高度重視CMC技術(shù)開發(fā)，努力將該材料引入過渡件、燃燒室內(nèi)襯、噴管導(dǎo)向葉片甚至渦輪轉(zhuǎn)子件等熱端部件。

    碳化硅纖維增強碳化硅（SiC/SiC）和碳纖維增強碳化硅（C/SiC）這兩種典型陶瓷基復(fù)合材料的主要特征參數(shù)（德國弗勞恩霍夫研究所圖片）

    二、CMC熱端部件不斷發(fā)展成熟

    1.CMC材料和加工工藝技術(shù)不斷取得突破

    自20世紀(jì)50年代以來，美國、歐洲等從未停止CMC在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機上的嘗試，不斷推動該材料和加工工藝的技術(shù)進(jìn)步。美國自20世紀(jì)80年代以來在CMC技術(shù)研究的專項撥款已超過10億美元，突破了熱壓燒結(jié)、化學(xué)氣相浸潤、聚合物浸漬裂解等材料的制造工藝，以及材料的連續(xù)纖維、短纖維、晶須、顆粒等多種形式增強體技術(shù)，極大地提高了材料的延性、耐磨性、抗蠕變性，降低了脆性。

    同時，美國開發(fā)并逐漸完善CMC數(shù)據(jù)庫，開展了一些形狀簡單、工作應(yīng)力低、次高溫的零件設(shè)計、制造及驗證工作，為熱端部件的應(yīng)用研究打下了堅實基礎(chǔ)。俄羅斯在《國家技術(shù)基礎(chǔ)2007－2011》中，將CMC作為五個材料技術(shù)研發(fā)方向之一，開發(fā)能在2000℃左右高溫下工作的CMC滾動和滑動軸承組件，用于新一代燃?xì)鉁u輪發(fā)動機。

    2.CMC熱端部件即將配裝新型航空發(fā)動機投產(chǎn)

    隨著CMC材料和工藝技術(shù)的不斷成熟，制造商尋求用該材料替代高溫合金材料制造發(fā)動機熱端部件，并開展了相關(guān)的部件試驗。至今，CMC熱端部件已進(jìn)行過100多萬小時的循環(huán)和耐久性試驗，其中包括15000多小時的地面燃?xì)廨啓C整機試驗。

    美國空軍在1989年至2005年的“綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)”（IHPTET）計劃中，開發(fā)的CMC矢量噴管調(diào)節(jié)片、密封片、低壓渦輪靜子葉片等高溫靜子件在F136和F414等發(fā)動機演示驗證平臺上均成功驗證。2009年2月，GE公司和羅羅公司聯(lián)合研制的F136發(fā)動機在高空試驗臺上驗證了CMC低壓渦輪導(dǎo)向葉片優(yōu)異性能，設(shè)計溫度高達(dá)1200℃，冷卻量需求降低50%；2010年11月，GE公司在F414改進(jìn)型發(fā)動機上試驗驗證了CMC低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片技術(shù)。此外，在美國聯(lián)邦航空局（FAA）的“持續(xù)降低能耗和排放”（CLEEN）計劃下，波音公司開發(fā)了CMC聲學(xué)排氣噴管組件，并于2013年1月在羅羅公司遄達(dá)1000發(fā)動機上成功完成了73小時的試驗。一系列驗證平臺的試驗極大地促進(jìn)了CMC技術(shù)的進(jìn)步，推動了材料技術(shù)的成熟。

    GE公司／羅羅公司聯(lián)合研制的F136發(fā)動機采用由陶瓷基復(fù)合材料制成的低壓渦輪導(dǎo)向葉片，與圖中所示的導(dǎo)向葉片類似（GE公司圖片）

    2013年10月，GE公司公布在全新研制的配裝龐巴迪“全球”7000和“全球”8000公務(wù)機的Passport發(fā)動機的排氣混合器、錐形中心體和核心機整流罩上采用CMC技術(shù)。Passport發(fā)動機是即將量產(chǎn)的首型采用CMC技術(shù)的民用渦扇發(fā)動機，將于2015年年底適航取證，2016年配裝“全球”7000公務(wù)機實現(xiàn)商業(yè)服役。Passport發(fā)動機的CMC排氣混合器取代了由4片繞核心機的面板和9片部件的混合器組成的石墨－環(huán)氧組件，能在無復(fù)雜冷卻系統(tǒng)情況下承受排氣區(qū)域的高溫燃?xì)猓鰪娏四途眯裕崿F(xiàn)減重20千克。

    Passport發(fā)動機采用的陶瓷基復(fù)合材料排氣混合器樣件（美國《復(fù)合材料世界》網(wǎng)站圖片）

    3.CMC的應(yīng)用將擴(kuò)大到工作環(huán)境最苛刻的核心機部件

    在IHPTET計劃中，美國空軍在F136和F414等發(fā)動機演示驗證平臺上還成功驗證了采用CMC材料的燃燒室火焰筒及高壓渦輪罩環(huán)等核心機的熱端部件。CFM公司Leap發(fā)動機（配裝空客A320neo、波音737Max和商飛C919）將于2015年取得適航取證，2016年商業(yè)服役。該發(fā)動機采用了CMC高壓渦輪罩環(huán)（環(huán)繞高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片、阻止渦輪葉尖熱排氣泄漏的靜止環(huán)形密封件），是CMC首次實際應(yīng)用于發(fā)動機核心機部件，部件重量比用傳統(tǒng)材料減輕上百千克。CMC高壓渦輪罩環(huán)已完成了2萬多小時的部件及整機試驗，試驗表明能極大地減少從壓氣機引出的冷氣需求量，提高發(fā)動機推力，并降低燃油消耗量1.5%以上。

    GE公司已采用陶瓷基復(fù)合材料制成的各種發(fā)動機部件（GE公司圖片）

    2013年6月，GE公司更是雄心勃勃地宣布，在擬2018年適航取證的GE9X發(fā)動機上，要將CMC首次應(yīng)用于渦輪轉(zhuǎn)子葉片這一承受載荷最復(fù)雜和耐溫最敏感的轉(zhuǎn)動部件，并進(jìn)一步將該材料的使用范圍擴(kuò)大到第一級高壓渦輪罩環(huán)、燃燒室火焰筒內(nèi)外環(huán)以及高壓渦輪導(dǎo)向器等高耐溫要求的部件。為此，GE公司在原有技術(shù)基礎(chǔ)上，從2015年又開始在GEnx驗證機上開展包含燃燒室火焰筒內(nèi)外環(huán)、第一級高壓渦輪罩環(huán)、第二級渦輪導(dǎo)向器、渦輪轉(zhuǎn)子葉片的CMC部件試驗，已完成超過350個循環(huán)的耐久性試驗，驗證了整套熱端部件的功能性和耐久性。據(jù)估計，GE9X的CMC渦輪轉(zhuǎn)子葉片能夠?qū)崿F(xiàn)葉片減重2/3，耐溫提高20%，對GE9X發(fā)動機耗油率改善的貢獻(xiàn)率達(dá)30%，而CMC燃燒室火焰筒能以更少的冷卻空氣量應(yīng)對更高的溫度，改善發(fā)動機熱效率。

    采用陶瓷基復(fù)合材料葉片的渦輪轉(zhuǎn)子（GE公司圖片）

    英國羅羅公司將CMC作為降低發(fā)動機耗油率和排放的關(guān)鍵技術(shù)之一，表示該材料將會徹底革新發(fā)動機的重量和性能，并收購了CMC研發(fā)生產(chǎn)商——超熱公司（HTC）。同時，在“環(huán)境友好發(fā)動機”（EFE）計劃試驗單元的長期試驗中，驗證并評估了CMC高壓渦輪葉片。美國另一大發(fā)動機制造商普惠公司雖然并不看好CMC在短期和中期的應(yīng)用，但是作為長期目標(biāo)，在解決成本和可靠性問題后，仍相信該材料具有使齒輪傳動渦扇發(fā)動機燃油效率進(jìn)一步提高的潛力，并在“環(huán)境負(fù)責(zé)航空”（ERA）計劃下與NASA合作開展CMC燃燒室的研究工作。

    法國研制的陶瓷基復(fù)合材料發(fā)動機噴管錐形中心體在世界上首次投入商業(yè)使用（美國《復(fù)合材料世界》網(wǎng)站圖片）

    另外，GE公司認(rèn)為，CMC是下一代軍用發(fā)動機渦輪前溫度提升的核心關(guān)鍵技術(shù)，在高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片的技術(shù)突破將促進(jìn)下一代軍用發(fā)動機的問世。因此，自2007年GE公司便開始尋求通過“自適應(yīng)多用途發(fā)動機技術(shù)”（ADVENT）計劃將該材料引入軍用發(fā)動機市場，并繼續(xù)在“自適應(yīng)發(fā)動機技術(shù)發(fā)展”（AETD）計劃下開展該材料的部件級和整機級試驗。在美國陸軍的“先進(jìn)經(jīng)濟(jì)可承受性渦輪發(fā)動機”（AATE）計劃下，GE公司提出的GE3000發(fā)動機方案也在熱端部件大量使用CMC材料，并正在研究采用該材料的轉(zhuǎn)子葉片，以保證GE3000發(fā)動機滿足陸軍對未來先進(jìn)直升機的極高的性能要求。此外，日本在研制其第六代戰(zhàn)斗機發(fā)動機時，也計劃在渦輪葉片上采用CMC技術(shù)。

    三、結(jié)束語

    CMC具有巨大的技術(shù)優(yōu)勢，是未來軍民用航空發(fā)動機的關(guān)鍵材料技術(shù)之一。國外已基本解決了CMC部件的可生產(chǎn)性、設(shè)計技術(shù)、質(zhì)量控制以及采購成本等工程化、商業(yè)化難點，CMC在航空發(fā)動機上的應(yīng)用范圍正在不斷擴(kuò)大，尤其是熱端部件。

    陶瓷基復(fù)合材料在發(fā)動機相關(guān)應(yīng)用可以很多，圖為由該材料制成的高性能螺旋槳制動器（德國宇航院圖片）

    總的來看，國外航發(fā)領(lǐng)域的CMC應(yīng)用遵循著從次高溫結(jié)構(gòu)件到高溫結(jié)構(gòu)件，從簡單結(jié)構(gòu)件到復(fù)雜結(jié)構(gòu)件以及從高溫靜子件到高溫轉(zhuǎn)子件的循序漸進(jìn)的應(yīng)用規(guī)律，正在實現(xiàn)對高壓渦輪和燃燒室等核心機部件的全面占領(lǐng)，將成為下一代發(fā)動機的核心主干材料。其中，CMC高壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片的研制，代表了當(dāng)前CMC技術(shù)發(fā)展與應(yīng)用的最高水平，是“發(fā)動機高溫結(jié)構(gòu)材料的技術(shù)制高點”。我國在CMC技術(shù)發(fā)展方面的積累與國外先進(jìn)國家相比差距很大，急需有計劃、有步驟地發(fā)展適用于航空發(fā)動機的CMC技術(shù)，加速建立技術(shù)儲備，為我國未來軍民用航空發(fā)動機提供有競爭力的熱端部件材料。

    陶瓷基先進(jìn)復(fù)合材料的戰(zhàn)略應(yīng)用

    陶瓷基復(fù)合材料是一種新型戰(zhàn)略性高溫結(jié)構(gòu)材料，與傳統(tǒng)材料相比，優(yōu)勢主要表現(xiàn)為“更高”、“更強”、“更輕”。陶瓷基復(fù)合材料優(yōu)異的性能也決定了其高端的應(yīng)用領(lǐng)域。但是隨著技術(shù)的發(fā)展和其衍生價值的開發(fā)，陶瓷基復(fù)合材料的應(yīng)用越來越廣泛。本文材料+小編將為小伙伴們詳細(xì)介紹陶瓷基復(fù)合材料的應(yīng)用。

    陶瓷基復(fù)合材料是以陶瓷材料為基體，以陶瓷纖維、晶須、晶片或者顆粒為補強體，通過適當(dāng)?shù)膹?fù)合工藝制備且性能可設(shè)計的一類新型材料，又稱為多相復(fù)合陶瓷材料或復(fù)相陶瓷，包括纖維（或晶須）增韌（或增強）陶瓷基復(fù)合材料、異相顆粒彌散強化復(fù)相陶瓷。原位生長陶瓷復(fù)合材料、梯度功能復(fù)合陶瓷及納米陶瓷復(fù)合材料。該類材料是上世紀(jì)80年代逐漸發(fā)展起來的，可通過補強體的加入改善其本征脆性，以避免突發(fā)性破壞。

    陶瓷基復(fù)合材料在高技術(shù)領(lǐng)域、航空航天、國防以及國民經(jīng)濟(jì)各部門具有廣闊的應(yīng)用前景，是先進(jìn)材料領(lǐng)域的研究前沿之一，也是我國高新技術(shù)計劃的一項重點研究領(lǐng)域。陶瓷基復(fù)合材料在有機材料基和金屬材料基復(fù)合材料不能滿足性能要求的工況下可以得到廣泛應(yīng)用，成為理想的高溫結(jié)構(gòu)材料，主要用作機械加工材料、耐磨材料、高溫發(fā)動機燃燒室及連接桿、航天器保護(hù)材料、高溫?zé)峤粨Q器材料、高溫耐腐蝕材料、輕型裝甲材料、分離或過濾器材料、承載/透波/隔熱材料等。復(fù)相陶瓷是未來發(fā)動機熱端結(jié)構(gòu)的首選材料，可替代金屬及其合金。

    世界主要發(fā)達(dá)國家都在積極開展陶瓷基復(fù)合材料的研究，并不斷拓寬其應(yīng)用領(lǐng)域。

    碳纖維和碳化硅（（Cf/SiC）復(fù)合材料是其中的一個重要材料體系，大量文獻(xiàn)資料表明，Cf/SiC復(fù)合材料具有耐高溫和高抗熱震性能、高耐磨性和高硬度、耐化學(xué)腐蝕特性、高導(dǎo)熱、低熱膨脹系數(shù)（1 X 10-6~ 4 X 10-6 K-1）等優(yōu)異的性能。

    另一個重要體系為碳顆粒和碳化硅（Cp/SiC）復(fù)合材料，它具有良好的機械加工、熱穩(wěn)定、耐化學(xué)腐蝕、高導(dǎo)熱、低熱膨脹系數(shù)等性能，主要應(yīng)用于機械密封材料、耐火材料及玻璃熔煉用夾具、模具材料等。SiC纖維增強SiC體系具有高的比強度和比剛度、良好的高溫力學(xué)性能和抗氧化性能以及優(yōu)異的抗輻照性能和耐腐蝕性能，在航空航天和核聚變領(lǐng)域都有著廣泛的應(yīng)用前景。

    而C/C復(fù)合材料體系具有高強高模、比重輕、熱膨脹系數(shù)小、抗腐蝕、抗熱沖擊、耐摩擦性能好、化學(xué)穩(wěn)定性好等一系列優(yōu)異性能廣泛用于固體火箭發(fā)動機噴管、航天飛機結(jié)構(gòu)部件、飛機及賽車的剎車裝置、熱元件和機械緊固件、熱交換器、航空發(fā)動機的熱端部件、高功率電子裝置的散熱裝置和撐桿等方面，另一方面重要的應(yīng)用則集中在生物醫(yī)用材料，作為人體骨修復(fù)和骨替代物。

    SiC基體系

    SNECMA、GE、EADS、MT Aerospace（MT）等制造商是目前制備2D C/SiC和SiC/SiC陶瓷基復(fù)合材料的主要成熟生產(chǎn)商。各制造商采用的原料、制備工藝均有所不同，因此材料性能差異較大。

    20 世紀(jì)80 年代初，法國SNECMA 公司率先開展陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動機噴管部位的應(yīng)用研究，先后研制出了Cerasepr A300和Sepcarbinoxr A262 碳化硅基復(fù)合材料。隨后美國、日本等也不斷加大該領(lǐng)域的支持，特別是近幾年美國在F414發(fā)動機上開展了SiCf/SiC 復(fù)合材料渦輪轉(zhuǎn)子的驗證工作，這代表陶瓷基復(fù)合材料應(yīng)用范圍已經(jīng)拓展到了發(fā)動機的轉(zhuǎn)動件，使用陶瓷基復(fù)合材料已成為新一代發(fā)動機的典型標(biāo)志。

    SiC/SiC復(fù)合材料的應(yīng)用

    航空航天領(lǐng)域

    SiC/SiC復(fù)合材料因其低密度、高強度、耐沖擊、抗氧化等優(yōu)點而被用作高性能發(fā)動機的熱端部件材料。20世紀(jì)90年代法國Snecma公司研發(fā)了CERASEP系列的SiC/SiC復(fù)合材料，并將該材料成功應(yīng)用在了M-88型發(fā)動機的噴管調(diào)節(jié)片上，標(biāo)志著SiC/SiC復(fù)合材料在航空方面的應(yīng)用已經(jīng)開始。目前，Snecma公司對CERASEP系列進(jìn)行了升級并制備了燃燒室襯套等發(fā)動機組件（圖1）。

    圖1 燃燒室

    2005年結(jié)束的IHPTET計劃中，GE、Allison、Foster-Miller等公司開發(fā)并驗證了大量陶瓷基復(fù)合材料渦輪發(fā)動機高溫部件，如靜子葉片、后框架前緣插件和燃燒室火焰筒等（圖2）。其中，靜子葉片在UEET計劃的支持下進(jìn)行了臺架試車，結(jié)果表明， SiC/SiC復(fù)合材料葉片比高溫合金葉片明顯更具優(yōu)勢。最近的NGLT計劃則將SiC/SiC復(fù)合材料作為空間飛行器的發(fā)動機高熱部件材料而開展研究。復(fù)合材料在航天方面除了高熱部件外還可作為衛(wèi)星天線、反射鏡的支撐結(jié)構(gòu)等。

    圖2 靜子葉片、后框架前緣插件和燃燒室火焰筒

    美國Hyper-Therm HTC公司在NASA的支持下制備了主動冷卻的液體火箭發(fā)動機復(fù)合材料整體推力室（圖3）。法國SEP公司用SiC/SiC復(fù)合材料制成的SCD-SEP火箭試驗發(fā)動機已經(jīng)通過點火試車（圖4）。

    圖3 整體推力室

    圖4 噴管熱試車

    核聚變領(lǐng)域

    核聚變反應(yīng)堆是實現(xiàn)大規(guī)模可控聚變反應(yīng)，放出巨大熱量的裝置，是獲得和使用核聚變能的核心部件。自上世紀(jì)國際熱核實驗堆（ITER ， International Thermal nuclear Experimental Reactor）計劃啟動開始，人類正走向世界上首個商用聚變堆運行發(fā)電的實現(xiàn)。聚變堆的主要部件包括包層、屏蔽層、磁體和輔助系統(tǒng)等，其中包層擔(dān)負(fù)著將聚變能轉(zhuǎn)換成熱能的任務(wù)，且工作在高溫、高輻照、高應(yīng)力的嚴(yán)酷條件下。ITER計劃能否最終成功，包層材料技術(shù)至關(guān)重要。

    SiC/SiC復(fù)合材料具有良好輻照穩(wěn)定性、低的氚滲透率和誘導(dǎo)輻射，被認(rèn)為是很有前景的核聚變堆候選材料。SiC/SiC復(fù)合材料在聚變堆中的應(yīng)用主要是在包層的第一壁、偏濾器以及流道插件等部件上。

    包層是聚變堆中最重要的部件，主要起能量轉(zhuǎn)換、增殖中子以及屏蔽的作用。第一壁（First Wall）是包容等離子體區(qū)和真空區(qū)的部件，直接面向等離子體。SiC/SiC復(fù)合材料作為第一壁/包層結(jié)構(gòu)材料，必須有良好的抗輻照損傷性能，良好的室溫和高溫力學(xué)性能，能承受高表面熱負(fù)荷。選用SiC/SiC復(fù)合材料作為結(jié)構(gòu)材料的包層概念設(shè)計有自冷鏗鉛包層（SCLL， Self-Cooled Lithium Lead breeder blanket）和氦冷陶瓷包層（HCCB， Helium-Cooled Ceramic breeder blanket），前者包括歐盟的PPCS-D，TAURO，美國的ARIES-I和ARIES-AT，后者包括日本的DREAM和A-SSTR2（圖 5）。

    圖5 第一壁/包層結(jié)構(gòu)材料

    流道插件（FCI，F(xiàn)low Channel Insert）是應(yīng)用于液態(tài)包層的功能部件，作為電絕緣和熱絕緣體，隔離高溫鏗鉛與結(jié)構(gòu)材料如低活化馬氏體鋼的直接接觸，可以降低磁流體力學(xué)（MHD）效應(yīng)并提高液態(tài)金屬鏗鉛的出口溫度，從而提高包層的熱轉(zhuǎn)換效率。用SiC/SiC復(fù)合材料制造FCI的包層概念設(shè)計主要有雙冷鏗鉛包層（DOLL，Dual-Coolant Lithium Lead blanket），包括中國的FDS-II,歐盟的PPCS-C，美國的ARIES-ST，ARIES-AT等（圖6）。

    圖6 流道插件

    偏濾器是聚變堆中的一個高熱流部件，的源分開以及排除聚變反應(yīng)產(chǎn)生的氦灰。其主要作用是使等離子體與產(chǎn)生雜質(zhì)。歐盟的PPCS-D，TAURO，美國的ARIES-AT以及日本的DREAM偏濾器設(shè)計中曾采用了SiC/SiC復(fù)合材料作為結(jié)構(gòu)材料（圖7）。

    圖7 偏濾器

    C/SiC復(fù)合材料的應(yīng)用

    剎車系統(tǒng)

    C/SiC 陶瓷基復(fù)合材料作為一種新型的剎車材料，與傳統(tǒng)的金屬和半金屬剎車材料相比，具有密度低、摩擦系數(shù)穩(wěn)定、磨損量小、制動比大和使用壽命長等突出優(yōu)點；與C/C復(fù)合材料相比，C/SiC復(fù)合材料具有克服C/C摩擦材料缺點的潛力，具有密度低、強度高、耐高溫、熱物理性能好等特點，尤其是摩擦系數(shù)高且穩(wěn)定，對環(huán)境的影響不敏感等。美國的Aircraft Braking S ystems Corporation、Goodrich、Honewell 和OAI 4大公司對C/SiC 剎車材料進(jìn)行了研究。韓國DACC公司已經(jīng)為F16戰(zhàn)斗機研究開發(fā)出C/SiC 剎車盤。國內(nèi)對C/SiC 剎車材料的研究報道也較多。總之，C/SiC陶瓷復(fù)合材料顯著提高了使用溫度和減少剎車系統(tǒng)的體積，大大提高了剎車的安全性，所以其作為新一代剎車材料具有廣闊的應(yīng)用前景[3]。近日，北汽首款電動超跑ARCFOX-7正式在北京車展亮相，而這款車的剎車盤就使用了碳陶瓷剎車盤（圖8）。

    圖8 北汽首款電動超跑ARCFOX-7

    航空航天用熱結(jié)構(gòu)材料

    在高的工作溫度、強氣流的沖刷腐蝕和高應(yīng)力的振動載荷等惡劣環(huán)境下，C/SiC 被認(rèn)為是較為理想的航空航天用熱結(jié)構(gòu)材料之一。此外，C/SiC 復(fù)合材料在戰(zhàn)略導(dǎo)彈和多用途導(dǎo)彈的噴管（圖9），以及航天飛機熱防護(hù)系統(tǒng)及固體火箭發(fā)動機導(dǎo)流管等領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景[4]。

    圖9 多用途導(dǎo)彈的噴管

    在航空發(fā)動機上的應(yīng)用

    航空航天技術(shù)的需求對于陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展起著決定性作用。歐洲動力協(xié)會（SEP）、法國Bordeaux 大學(xué)、德國的Karslure 大學(xué)、美國橡樹嶺國家實驗室早在20 世紀(jì)70 年代便率先開展了C/SiC 復(fù)合材料的研究工作。用C/SiC 復(fù)合材料制作的噴嘴已用于幻影2000 戰(zhàn)斗機的M55 發(fā)動機（圖10）和狂風(fēng)戰(zhàn)斗機的M88 航空發(fā)動機上，法國“海爾梅斯”號航天飛機的鼻錐帽等也采用了這種材料[4]。國內(nèi)對C/SiC 復(fù)合材料的研究起步較晚，近年來，在西北工業(yè)大學(xué)、國防科技大學(xué)和航空工業(yè)總公司43所等單位的共同努力下，C/SiC 的制備技術(shù)和性能等方面都取得了長足進(jìn)步，與世界先進(jìn)水平的差距在逐步縮小，并有多種航空航天用C/SiC構(gòu)件通過了地面試車考核。

    圖10 幻影2000 戰(zhàn)斗機

    航天飛行器

    航天飛行器再入大氣過程中，由于強烈的氣動加熱，飛行器的頭錐和機翼前緣的溫度高達(dá)1650℃，熱防護(hù)系統(tǒng)是航天飛行器的4 大關(guān)鍵技術(shù)之一。第一代熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計是采用放熱-結(jié)構(gòu)分開的思想，即冷卻結(jié)構(gòu)外部加放熱系統(tǒng)。C/SiC 復(fù)合材料的發(fā)展，使飛行器的承載結(jié)構(gòu)和放熱一體化。尤其是哥倫比亞號熱防護(hù)系統(tǒng)失效造成的機毀人亡事件后，使C/SiC陶瓷基復(fù)合材料更受關(guān)注。在熱結(jié)構(gòu)材料的構(gòu)件中包括航天飛機和導(dǎo)彈的鼻錐、導(dǎo)翼、機翼和蓋板等。

    衛(wèi)星反射鏡用材料

    衛(wèi)星反射鏡材料的性能要求是密度低、比剛度大、熱膨脹系數(shù)CTE低、高導(dǎo)熱性以及適當(dāng)?shù)膹姸群陀捕取⒖稍O(shè)計性等。玻璃反射鏡和金屬反射鏡加工成大型輕型反射鏡都有一定的局限性。因此，國內(nèi)外都正在研究C/SiC復(fù)合材料反射鏡，該復(fù)合材料密度較低，剛度高，在低溫下熱膨脹系數(shù)小及導(dǎo)熱性能良好，熱性能和力學(xué)性能都比較理想，而且可以得到極好的表面拋光，是一種十分理想的衛(wèi)星反射鏡基座材料。C/SiC復(fù)合材料作為反射鏡材料的研究在國外已經(jīng)進(jìn)行了20 多年，技術(shù)比較成熟，如美國、俄羅斯、德國、加拿大等利用碳纖維增強碳化硅復(fù)合材料（Cf /SiC）制備出高性能反射鏡。最具代表性的是德國Donier 衛(wèi)星系統(tǒng)公司采用LSI方法制備的C/SiC 復(fù)合材料反射鏡作為空間望遠(yuǎn)鏡主鏡（圖11），直630mm，質(zhì)量僅為4kg ，最大可制作3m的大型反射鏡，可望用作美國下一代空間望遠(yuǎn)鏡（NGST）用反射鏡。

    圖11 C/SiC 復(fù)合材料反射鏡

    其它特殊領(lǐng)域

    C/SiC 陶瓷基復(fù)合材料除上述應(yīng)用外，還應(yīng)用在核聚變第一壁、液體火箭發(fā)動機、導(dǎo)彈端頭帽及衛(wèi)星窗框上。如西北工業(yè)大學(xué)研制的液體火箭發(fā)動機C/SiC 復(fù)合材料系列噴管成功通過試車考核。另外，Cf /SiC熱結(jié)構(gòu)材料的機械連接技術(shù)近年來已經(jīng)取得了相當(dāng)程度的進(jìn)展，主要應(yīng)用于連接固定熱的外表面和航空框架結(jié)構(gòu)中冷的襯墊，及用作密封裝置[5]。

    碳基體系

    C/C復(fù)合材料的應(yīng)用

    世界各國均把C/C 復(fù)合材料用作導(dǎo)彈及先進(jìn)飛行器高溫區(qū)的主要熱結(jié)構(gòu)材料，隨著材料性能的不斷改進(jìn)，其應(yīng)用領(lǐng)域逐漸拓寬[6-7]。

    先進(jìn)飛行器上的應(yīng)用

    導(dǎo)彈、載人飛船、航天飛機等，在再入環(huán)境時飛行器頭部受到強激波，對頭部產(chǎn)生很大的壓力，其最苛刻部位溫度可達(dá)2760 ℃，所以必須選擇能夠承受再入環(huán)境苛刻條件的材料。設(shè)計合理的鼻錐外形和選材，能使實際流入飛行器的能量僅為整個熱量1%～10%左右。

    對導(dǎo)彈的端頭帽，也要求防熱材料在再入環(huán)境中燒蝕量低，且燒蝕均勻?qū)ΨQ，同時希望它具有吸波能力、抗核爆輻射性能和在全天候使用的性能。三維編織的C/C復(fù)合材料，其石墨化后的熱導(dǎo)性足以滿足彈頭再入時由-160℃至氣動加熱時1700℃時的熱沖擊要求，可以預(yù)防彈頭鼻錐的熱應(yīng)力過大引起的整體破壞；其低密度可提高導(dǎo)彈彈頭射程，已在很多戰(zhàn)略導(dǎo)彈彈頭上得到應(yīng)用。除了導(dǎo)彈的再入鼻錐，C/C 復(fù)合材料還可作熱防護(hù)材料用于航天飛機（表1）。

    表1 C/C復(fù)合材料在航天飛機上的應(yīng)用

    固體火箭發(fā)動機噴管上的應(yīng)用

    C/C 復(fù)合材料自上世紀(jì)70 年代首次作為固體火箭發(fā)動機（SRM）喉襯飛行成功以來，極大地推動了SRM 噴管材料的發(fā)展。喉襯部一般采用多維編織的高密度瀝青基C/C復(fù)合材料，增強體多為整體針刺碳?xì)帧⒍嘞蚓幙椀龋⒃诒砻嫱扛睸iC 以提高抗氧化性和抗沖蝕能力。美國在此方面的應(yīng)用有：①“民兵-Ⅲ”導(dǎo)彈發(fā)動機第三級的噴管喉襯材料；②“北極星”A-7 發(fā)動機噴管的收斂段；③MX 導(dǎo)彈第三級發(fā)動機的可延伸出口錐（三維編織薄壁C/C復(fù)合材料制品）。俄羅斯用在潛地導(dǎo)彈發(fā)動機的噴管延伸錐（三維編織薄壁C/C 復(fù)合材料制品）。

    表2 C/C復(fù)合材料在戰(zhàn)略導(dǎo)彈上的應(yīng)用

    剎車領(lǐng)域的應(yīng)用

    C/C復(fù)合材料剎車盤的實驗性研究于上世紀(jì)1973 年第一次用于飛機剎車。目前，一半以上的C/C復(fù)合材料用作飛機剎車裝置。高性能剎車材料要求高比熱容、高熔點以及高溫下的強度，C/C復(fù)合材料正好適應(yīng)了這一要求，制作的飛機剎車盤重量輕、耐溫高、比熱容比鋼高2.5 倍；同金屬剎車相比，可節(jié)省40%的結(jié)構(gòu)重量。碳剎車盤的使用壽命是金屬基的5～7倍，剎車力矩平穩(wěn)，剎車時噪聲小，因此碳剎車盤的問世被認(rèn)為是剎車材料發(fā)展史上的一次重大的技術(shù)進(jìn)步。

    目前法國歐洲動力、碳工業(yè)等公司已批量生產(chǎn)C/C復(fù)合材料剎車片，英國鄧祿普公司也已大量生產(chǎn)C/C復(fù)合材料剎車片，用于賽車、火車和戰(zhàn)斗機的剎車材料（圖12）。

    圖12 C/C復(fù)合材料剎車片

    C/C復(fù)合材料用作高溫結(jié)構(gòu)材料

    由于C/C 復(fù)合材料的高溫力學(xué)性能， 使之有可能成為工作溫度1500~1700℃的航空發(fā)動機的理想材料， 有著潛在的發(fā)展前景。

    渦輪發(fā)動機

    C/C 復(fù)合材料在渦輪機及燃?xì)庀到y(tǒng)（已成功地用于燃燒室、導(dǎo)管、閥門）中的靜止件和轉(zhuǎn)動件方面有著潛在的應(yīng)用前景， 例如用于葉片和活塞， 可明顯減輕重量， 提高燃燒室的溫度， 大幅度提高熱效率。

    內(nèi)燃發(fā)動機

    C/C 復(fù)合材料因其密度低、優(yōu)異的摩擦性能、熱膨脹率低， 從而有利于控制活塞與汽缸之間的空隙，目前正在研究開發(fā)用其制活塞。

    發(fā)熱元件

    與石墨發(fā)熱體強度低脆， 加工運輸困難相比， C/C復(fù)合材料強度高， 韌性好， 耐高溫， 可減少發(fā)熱體體積， 擴(kuò)大工作區(qū)。

    生物學(xué)上的應(yīng)用

    碳材料是目前生物相容性最好的材料之一。在骨修復(fù)上， 碳/碳復(fù)合材料能控制孔隙的形態(tài)， 這是很重要的特性， 因為多孔結(jié)構(gòu)經(jīng)處理后， 可使天然骨骼融入材料之中。故C/C 復(fù)合材料是一種極有潛力的新型生物醫(yī)用材料， 在人體骨修復(fù)與骨替代方面有較好的應(yīng)用前景。目前C/C 復(fù)合材料在臨床上已有骨盤骨夾板和骨針的應(yīng)用；人工心臟瓣膜中耳修復(fù)材料也有研究報道；人工齒根已取得了很好的臨床應(yīng)用效果。

    我國陶瓷基復(fù)合材料發(fā)展需要解決的問題及建議

    國內(nèi)主要開展相關(guān)研究的單位主要包括中航復(fù)材、西北工業(yè)大學(xué)、國防科大等單位。由于我國陶瓷基復(fù)合材料的研究起步較晚，與美國、法國等西方先進(jìn)國家尚存在較大差距。要實現(xiàn)陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動機熱端部件上的應(yīng)用，亟需解決以下問題[2]：

    （1）建立基于陶瓷基復(fù)合材料的設(shè)計準(zhǔn)則。

    陶瓷基復(fù)合材料結(jié)構(gòu)與高溫合金具有本質(zhì)的區(qū)別，因此不能簡單套用前期高溫合金構(gòu)件設(shè)計的原理和模型，因此需要針對纖維預(yù)制體、基體、界面和表面等眾多組成單元開展多層次、多尺度的結(jié)構(gòu)設(shè)計研究，建立基于陶瓷基復(fù)合材料本征結(jié)構(gòu)和功能的設(shè)計準(zhǔn)則。

    （2）加強陶瓷基復(fù)合材料本征結(jié)構(gòu)與失效機理研究，建立壽命預(yù)測模型。

    材料損傷失效是陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動機熱端部位應(yīng)用研究的重要內(nèi)容，材料損傷失效意味著其功能不能達(dá)到材料本征性能或者設(shè)計值，嚴(yán)重時會引起構(gòu)件及發(fā)動機失效等嚴(yán)重后果。因此必須基于陶瓷基復(fù)合材料的特點及服役環(huán)境，研究損傷和失效機制，進(jìn)而對陶瓷基復(fù)合材料壽命進(jìn)行評估和預(yù)測。

    （3）突破陶瓷基復(fù)合材料全產(chǎn)業(yè)鏈中的關(guān)鍵技術(shù)。

    陶瓷基復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的研發(fā)，涉及到纖維等原材料研發(fā)、預(yù)制體編織、基體致密化、材料的精確加工與裝配、環(huán)境屏障涂層制備、無損檢測及考核驗證等多個環(huán)節(jié)，各環(huán)節(jié)的關(guān)鍵技術(shù)均取得突破才能推動整個行業(yè)的進(jìn)一步發(fā)展。

更多關(guān)于材料方面、材料腐蝕控制、材料科普等等方面的國內(nèi)外最新動態(tài)，我們網(wǎng)站會不斷更新。希望大家一直關(guān)注中國腐蝕與防護(hù)網(wǎng)http://www.ecorr.org 

責(zé)任編輯：王元

《中國腐蝕與防護(hù)網(wǎng)電子期刊》征訂啟事
投稿聯(lián)系：編輯部
電話：010-62313558-806
郵箱：ecorr_org@163.com
中國腐蝕與防護(hù)網(wǎng)官方 QQ群：140808414