碳化硅纤维行业研究：航空发动机热端结构理想材料

碳化硅纤维行业研究：航空发动机热端结构理想材料1.陶瓷基复合材料（CMC）是理想的高温结构材料陶瓷基复合材料性能优异，是理想的高温结构材料。陶瓷基复合材料（CMC）是指在陶瓷基体中引入增强材料，形成以引入的增强材料为分散相，以陶瓷基体为连续相的复合材料。连续纤维增强陶瓷基复合材料保留了陶瓷材料耐高温、抗氧化、耐磨耗、耐腐蚀等优点的同时，充分发挥陶瓷纤维增强增韧作用，克服了陶瓷材料断裂韧性低和抗外部冲击载荷性能差的先天缺陷。这类材料已成为航空航天、军事、医疗等多领域理想的高温结构材料，广泛应用于飞机发动机喷管、机翼护罩、导弹喷管、电磁窗、翼尖、尾舵、发动机涡轮等部件。相对于其他材料体系，陶瓷基复合材料具有以下优点：（1）轻质。陶瓷基复合材料密度低（仅为高温合金的1/3~1/4），可用于燃烧室、调节片/密封片等部件，能够直接减轻质量50%左右。（2）耐高温。陶瓷基复合材料的工作温度高达1650℃，能够简化甚至省去冷却结构，优化发动机结构，提高发动机工作温度和使用寿命。在无冷却结构的条件下，可以在1200℃长期使用。（3）优异的高温抗氧化性能。陶瓷基复合材料能够在高温环境，甚至是有氧环境下保持较高的稳定性，降低了热防护涂层的研制和应用成本。（4）优异力学性能。通过制备工艺优化，特别是界面层组分和结构设计，陶瓷基复合材料的力学性能相对于单相陶瓷而言，有了质的提升。陶瓷基复合材料通常由增强纤维、界面层和陶瓷基体3部分组成，其性能由各部分本身性能及相互作用共同决定。下面三小节将详细介绍各部分的主要材料及对陶瓷基复合材料性能的影响。1.1.陶瓷基体是复合材料重要的组成部分陶瓷基体是复合材料重要的组成部分之一，其主要成分和结构对材料综合性能具有重要的影响。一方面，陶瓷基体最先暴露于工作环境中，需承受温度、粒子、水氧等服役环境的考核；另一方面，在外部冲击载荷作用下陶瓷基体最先承力并出现裂纹，其裂纹扩展方式是影响复合材料稳定性的重要因素。能够用作陶瓷基复合材料基体的陶瓷主要有3类：（1）以石英玻璃为代表的玻璃陶瓷基体，如钙铝硅酸盐玻璃、锂铝硅酸盐玻璃、镁铝硅酸盐玻璃、硼硅酸盐及石英玻璃；（2）以Al2O3基为代表的氧化物基体材料，如Al2O3、钇铝石榴石、ZrO2·TiO2基、ZrO2·Al2O3基等材料体系；（3）以SiC基陶瓷为代表的非氧化物基体，包括SiC、Si3N4、BN以及Si-C-B-N复相陶瓷等，该类材料具有强度高、硬度高、耐高温性能优异的特点。1.2.增强纤维为主承力部分，对材料性能起决定性作用纤维作为复合材料的主要承力部分，对材料的性能具有决定性作用。其影响因素包括：纤维型号、纤维的体积含量以及纤维的编织方法等。由于陶瓷材料脆性强，若想要最大化发挥陶瓷材料的优点应用在更广阔的领域，必须对其进行增韧处理。常采用连续纤维增韧陶瓷基体，而高温复合材料的增强体必须具备耐高温、高强度和优异的介电性能等特点，以发挥纤维的增韧作用。常见的增强纤维包括石英纤维、碳纤维、碳化硅纤维、氧化物纤维等。1.3.界面层作为纽带，影响复材增韧效果界面层是连接增强相纤维和连续相基体的纽带，界面层组分和结构决定纤维与基体之间的结合强度，决定了增韧效果。陶瓷基复合材料在外部载荷作用下的断裂行为主要包括裂纹偏转、微裂纹形成、界面解离、纤维断裂以及纤维拔出等形式，其中纤维拔出是最重要的能量释放途径，而界面解离是纤维由基体拔出的前提条件。若界面结合力较强，陶瓷纤维难以起到增韧的效果，导致材料在外部载荷冲击下出现脆性断裂；若界面结合强度过低，基体无法通过界面将外部载荷传递到陶瓷纤维上，难以起到增强的作用。陶瓷基复合材料的可设计性很大程度源于界面层，理想的界面层应具有以下功能：（1）在制备过程中抑制或阻止物理收缩和化学反应对陶瓷纤维损伤；（2）缓解纤维与基体间界面残余热应力；（3）在复合材料遭受外部载荷冲击时，将载荷由基体传递至纤维，起到载荷传递作用；（4）改善界面结合强度，充分发挥界面解离、纤维拔出等能量耗散机制，使复合材料断裂时呈现假塑性特征。近年来用于复合材料制备的界面层体系主要有热解碳界面层（PyC）、BN界面层、复合界面层。2.碳化硅纤维及SiC/SiC复合材料本章将主要介绍碳化硅纤维以及连续碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(SiC/SiC复合材料)的制备工艺和研制情况。2.1.碳化硅（SiC）纤维碳化硅纤维性能良好，常用作耐高温材料和增强材料。碳化硅纤维是一种以碳和硅为主要成分的高性能陶瓷材料，从形态上分为晶须和连续碳化硅纤维，具有高温耐氧化性、高硬度、高强度、高热稳定性、耐腐蚀性和密度小等优点。与碳纤维相比，在极端条件下，碳化硅纤维能够保持良好的性能。由于其具有良好的性能，在航空航天、军工武器装备等高科技领域备受关注，常用作耐高温材料和增强材料。2.1.1.碳化硅纤维制备工艺碳化硅纤维的制备方法主要有先驱体转化法、化学气相沉积法（CVD)和活性炭纤维转化法3种。3种制备方法各有优缺点，而且使用不同制备方法制备的碳化硅纤维也具有不同的性能。先驱体转化法是目前主要采用的碳化硅纤维研制方法。先驱体转化法是由日本东北大学矢岛教授等人于1975年研发，包括先驱体合成、熔融纺丝、不熔化处理与高温烧结4大工序，先驱体转化法制备碳化硅纤维需要先合成先驱体——聚碳硅烷

（PCS)。日本、美国等国家的材料制造公司积极利用该法将碳化硅纤维进行工业化生产，逐渐形成了3代碳化硅纤维。先驱体转化法制备碳化硅纤维是目前采用比较广泛的一种方法，技术相对成熟、生产效率高、成本低，适合于工业化生产。化学学气相沉积法（CVD法）制备碳化硅纤维纯度较高，但由于直径较粗，较难织成复合材料。CVD法的基本原理就是在连续的钨丝或碳丝芯材上沉积碳化硅。该方法的制备过程中，利用碳丝更为合适。一方面，碳的质量比钨的质量小，可以制得更轻的碳化硅纤维；另一方面，钨与碳化硅会发生化学反应，使得在高温环境下碳化硅纤维的强度变差。在碳丝上沉积碳化硅能够得到更稳定的碳化硅纤维及其复合材料。CVD法制备的碳化硅纤维的纯度比较高，因此纤维在高温下的强度、抗蠕变、稳定性等性能良好。但是，与先驱体转化法相比，CVD法制备的碳化硅纤维直径较粗，无法进行编织，因此在利用纤维制成复合材料时比较困难。活性炭纤维转化法原料价格低廉，制备过程相对简单，适合工业化生产。活性炭纤维转化法是在先驱体转化法和CVD法之后被研发出来的。主要包括制备活性炭纤维、高温反应气态氧化硅、热处理生产碳化硅纤维三步。因为制备活性炭纤维的原材料价格比较低廉，并且制备过程也比较简单，所以利用活性炭纤维转化法制备碳化硅纤维的成本较低。与先驱体转化法和CVD法相比，该方法更适用于工业化生产碳化硅纤维。此外，利用活性炭纤维转化法制备碳化硅纤维主要由碳化硅微晶构成，氧含量仅占5.9%。由于氧含量的大大降低，纤维的抗拉强度变大，能达到1000MPa以上。2.1.2.SiC纤维研制历经三代，国内技术达到国际水平三代碳化硅纤维均已实现工业化生产，日本碳公司和宇部公司总产量占全球80%。根据结构组成和性能，SiC纤维主要分为三代。目前国际上SiC纤维的生产企业主要集中在日本，包括日本碳公司(NipponCarbon)和日本宇部公司(UbeIndustries)。两家公司的总产量占到全球的80%左右。目前第一代、第二代和第三代SiC纤维均实现了工业化生产，其中NipponCarbon公司的纯SiC纤维(牌号Nicalon)和UbeIndustries公司的含钛、含锆、含铝等类型的SiC纤维(牌号Tyranno)产量均达到100吨级，且基本保持稳定。国内SiC纤维技术达到国际水平，工业化能力仍有差距。目前，国内研制单位主要包括国防科技大学、厦门大学(含火炬电子科技股份有限公司)。总体而言，国内已经实现第二代、第三代SiC关键技术，但由于基础研究起步较晚，虽然取得了显著进步，但在质量稳定性和工业化能力方面与日本等发达国家的先进水平差距巨大。上世纪80年代开始，国防科技大学在实验室开展先驱体热解转化方法制备SiC纤维的研究，经过近30年的艰难攻关，攻克了先驱体PCS的合成、多孔熔融纺丝、原丝不熔化及连续纤维高温烧成等关键技术，制得了第一代连续SiC纤维（KD-I型纤维），纤维性能与日本Nicalon纤维性能相当。近年来，通过改进先驱体合成方法，建立非氧气氛不熔化处理方法（电子束辐照方法与活性气氛不熔化方法），制得了低氧含量的SiC纤维。通过制备工艺的改进，制得了第二代连续SiC纤维（KD-II型SiC纤维），性能相当于日本碳公司Hi-Nicalon水平，并已建立了中试生产线。厦门大学于2000年后也开展了SiC纤维的相关研究。在第三代SiC纤维制备研究中，对TyrannoSA型和Hi-NicalonS型SiC纤维均进行了初步探索其后，其研发思路主要集中于Hi-NicalonS型纤维的制备方法，并在PCS纤维的电子束辐照交联、还原气氛下的纤维烧成等方面取得了一定研究成果。火炬电子与厦门大学合作，已建立第二代、第三代SiC纤维材料10吨生产线，该技术属国内首创，处于国内、外同行业的领先水平。2.1.3.碳化硅纤维的应用碳化硅纤维作为一种纺织类纤维增强材料，通常以复合材料的形式应用于各个领域，被认为是很有应用前景的一种结构材料，它具有优良的电磁波吸收性，且具有高强高模、耐高温、抗氧化、耐腐蚀、抗蠕变等优点，其中，耐高温和优良的电磁波吸收性是最突出的两个优点。通常以一维形式的纤维、二维形式和三维形式的纤维集合体、非织造织物的形式应用于各个领域的各类零部件。1)以一维形式存在时，通常以短切或连续纤维的形式应用于军事、仪器仪表、汽车、宇航、航空、体育用品、电子信息、音响器材、窖炉材料、医卫用品等。在民用领域，碳化硅纤维已经应用到了日本的防盗和防火探测器探头中。2)以二维形式的纤维集合体存在时，通常以平面织物形式应用于航天飞机、超高音运输机的高温区和盖板，空间飞机或探测器发动机的平面翼板及前沿曲面翼板燃烧室，燃气涡轮发动机的静翼面、叶片、翼盘、支架和进料管，飞机以及高超飞行器的发动机喷口挡板、调节片、衬里、叶盘。实际应用中，德国“桑格尔”、法国“海尔梅斯”、美国Solarturlinces、美国航天飞机系列、日本的Hope-X、日本IHI公司制造的尾椎和消声器、日本AMG公司制造的燃烧室、法国SNECMA公司研制开发的军用飞机火焰稳定器、Weatline涡轮叶片、飞机发动机“LEAP-X”、日本AMG燃料室、法国Rafale战斗机的M88发动机部分构件中都存在该形式的碳化硅纤维。3)以三维形式的纤维集合体存在时，通常以异形编织物的形式应用于飞机、巡航弹的尾翼、头锥、鱼鳞板、尾喷管，一般是以碳化硅增强铝或碳化硅纤维与PEEK混编织物的形式存在，其主要发挥优良的吸波性能，用作隐身材料。美国洛克希德公司的隐身战机F-22的4个直角尾翼，法国“幻影2000”战斗机的M53发动机，法国Alcore公司的无人驾驶遥控隐身飞机“豺狼”，日本IHI公司生产的军用飞机上均有碳化硅纤维三维产品的身影。4)以非织造织物存在时，通常以纤维毡的形式应用于核电站耐辐射材料及核聚变装置的第一堆壁、偏滤器、燃料包覆以及控制棒材料。在韩国、美国和德国方程赛车的刹车盘上也有应用。碳化硅纤维的各种优良性能，赋予了其被广泛应用于各个领域的可能，使其能充分发挥自身的性能特点。2.2.SiC/SiC复合材料SiC/SiC复合材料综合性能优异，在航空、航天、核能等领域具有广泛的应用前景。SiC/SiC复合材料是指在SiC陶瓷基体中引入SiC纤维作为增强相，进而形成以SiC纤维为增强相和分散相、以SiC陶瓷为基体相和连续相的复合材料。SiC/SiC复合材料的结构和组分特征决定了该类材料继承保留了碳化硅陶瓷材料耐高温、抗氧化、耐磨耗、耐腐蚀等优点，同时通过发挥SiC纤维增强增韧机理，克服了材料固有的韧性差和抗外部冲击载荷性能差的先天缺陷。SiC/SiC复合材料综合性能优异，在航空、航天、核能等领域具有广泛的应用前景，特别是在航空发动机燃烧室内衬、燃烧室筒、喷口导流叶片、机翼前缘、涡轮叶片和涡轮壳环等热端部位。SiC/SiC复合材料的制备工艺主要包括聚合物浸渍裂解工艺(PolymerInfiltrationandPyrolysis,PIP)、化学气相渗透工艺(ChemicalVaporInfiltration,CVI)、熔渗工艺(ReactiveMeltInfiltration,RMI)和浆料浸渍热压法（SlurryInfiltrationandHot-Pressingprocess，SIHP）等。PIP工艺是近些年来研究较多、发展迅速的陶瓷基复合材料制备工艺之一，将聚合物有机先驱体（溶液）浸渍至纤维预制体内部，进而高温裂解生成陶瓷基体，优点在于处理温度较低，近净成型，对于纤维的损伤较小。并且基体可设计性强，可在数次浸渍-裂解周期后得到易加工的中间产品，进行精细加工后再进行进一步致密化，适合制备形状复杂的大型构件。但陶瓷收率低、制造周期长、材料孔隙率高。CVI工艺主要通过气相先驱体高温裂解，在纤维表面沉积获得致密化复合材料，通过该法制备的材料纯度高、基体一般具有完整晶体结构，力学性能优异。得到的复合材料外形基本由预制体决定，能实现近净成型，制备形状复杂的部件；在同一沉积炉中，可依次进行界面相、基体以及构件表面涂层的沉积，制备变组分或变密度的复合材料，实现材料的优化设计。缺点在于沉积速率低、制造周期长、成本高、复合材料孔隙率高。RMI工艺最大的优点为能够通过一次成型制备致密且基本无缺陷的基体，而且预成型件与构件之间结构尺寸变化较小，被认为是快速、低成本制备近净成型复杂形状构件的有效途径。但该工艺的主要问题在于：熔渗过程温度较高，对纤维损伤较大；

在熔融浸渗过程中，金属与氧气等反应形成致密氧化物膜，阻碍金属进一步反应而在材料内部形成残留，可能会影响复合材料的高温稳定性。各国对陶瓷基复合材料工艺都进行了详细的研究，其中日本拥有聚碳硅烷（PCS）和连续SiC纤维制备技术，主要开展PIP工艺制备纤维增强SiC复合材料的研究,特别是在SiCf/SiC复合材料制备上具有较高的研究水平；法国以CVI技术为主，且技术水平属国际领先；德国以RMI和PIP技术为主,特别是RMI技术世界领先；美国对PIP、CVI和RMI工艺均有研究，且均有较高的研究水平，特别是RMI工艺，已经成为GE公司陶瓷基复合材料制备的主流工艺。国内碳化硅基复合材料制备以CVI、PIP、RMI技术为主，主要研究单位包括西北工业大学、航天材料及工艺研究所、西安航天复合材料研究所、中国科学院上海硅酸盐研究所、航空工业复合材料技术中心、国防科技大学等。其中，西北工业大学张立同院士团队与中国燃气涡轮研究院（现中国航发四川燃气涡轮研究院）合作开发的700~1200℃长寿命自愈合碳化硅陶瓷基复合材料(CMC-MS)获得了2004年度国家技术发明一等奖，在此基础上投入并建成了国内领先、国际先进的CMC构件工程化基地。SiC/SiC复合材料加工工艺包括传统机械加工、超声波技术、激光加工技术、高压水射流技术和电火花加工技术等。SiC/SiC复合材料硬度高，材料由基体、纤维等多部分构成，具有明显的各向异性，加之复合材料的表面形貌、尺寸精度和位置精度等对构件的安全性、可靠性和使用寿命等都有重要影响，一般采用传统机械加工技术和特种加工技术相结合的方式实现材料的精确加工。日本在陶瓷基复合材料铣削、切削、磨削、钻削等传统加工领域方面优势明显，美国、德国、英国、俄罗斯等国家在超声波加工、电火花加工、高压水射流加工以及激光加工等领域进行了深入研究。3.碳化硅材料在航发上的应用3.1.SiC/SiC耐热性能优异，将替代高温合金在航发上的应用推重比是先进航空发动机的衡量指标，新型材料的应用是提高推重比的有效方法。航空发动机是飞机的心脏，是飞机机动性、航程、可靠性、经济性等性能的主要决定因素之一，而推重比是衡量发动机技术水平和工作能力的综合指标之一。如何进一步提高发动机推重比，降低服役成本等是现阶段各国研究的重点。国内外的研究表明在维持发动机布局和不改变常规金属材料的前提下，气动、热力、部件设计以及结构减重等技术手段的改进，最高只能将发动机的推重比提高到14左右。对于推重比12~15及更高推重比的发动机，则必须在新材料、新工艺应用和新结构设计等方面取得更大突破。对于推重比15~20的发动机，新材料、新工艺及相应新结构对提高推重比的贡献将高达50%~70%。现有高温合金材料体系难以满足先进航发，陶瓷基复材成为最有应用潜力的材料。现有推重比10一级的发动机涡轮进口温度均达到了1500℃，如M88-2型发动机涡轮进口温度达到1577℃，F119型发动机涡轮进口温度达到1700℃左右，而目前正在研制的推重比12~15的发动机涡轮进口平均温度将超过1800℃以上。这远远超过了高温合金及金属间化合物的使用温度。目前，耐热性能最好的镍基高温合金材料工作温度达到1100℃左右，而且必须采用隔热涂层，同时设计先进的冷却结构。因此，现有的高温合金材料体系已经难以满足先进航空发动机，要发展具有更高推重比的航空发动机，必须开发新型轻质、高强度、耐高温、长寿命的发动机热端部件材料。陶瓷基复合材料能够满足上述要求，成为能够替代高温合金在发动机高温部件上应用最具有潜力的材料。从陶瓷基体角度来看，以SiC基陶瓷为代表的非氧化物基体，具有强度高、硬度高、耐高温性能优异的特点，特别是与制备技术较为成熟的C纤维和SiC纤维相容性较好，因此在航空发动机热端部件上取得了广泛的应用。以石英玻璃为代表的玻璃陶瓷基体本身耐高温性能较差，一般不适合作为航空发动机热端构件材料应用。而氧化物纤维增强陶瓷基复合材料具有广阔的应用前景，但受制于氧化物纤维的发展水平，限制了这类陶瓷基体材料在航发热端构件上的应用。从增强纤维角度来看，碳化硅陶瓷基复合材料（CMC-SiC）主要包括碳纤维增韧碳化硅（C/SiC）和碳化硅纤维增韧碳化硅（SiC/SiC）。对于航空发动机，C/SiC的使用温度为1650摄氏度，SiC/SiC的使用温度为1450℃，提高SiC纤维的使用温度可使SiC/SiC使用温度提高到1650℃。由于C/SiC抗氧化性能较SiC/SiC差，国内外普遍认为，航空发动机热端部件最终获得应用的应该是SiC/SiC。与聚合物复合材料相比，CMC-SiC可提高强度和使用温度。与高温合金相比，在无空气冷却和热障涂层的情况下，CMC-SiC可降低冷却气流量15%~25%，提高工作温度150~350℃，潜在使用温度可达1650℃，同时实现减重。与陶瓷材料相比，CMCSiC可改善脆性、缺陷敏感性并抑制缺陷体积效应，提高可靠性。与Cf/C复合材料相比，CMC-SiC可提高抗氧化性、强度和使用寿命。由此可见，CMC-SiC是高推重比航空发动机高温部件用最具潜力的关键热结构材料之一。研究表明，将CMC-SiC用于燃烧室、涡轮、加力燃烧室和喷管等热端部件，可使发动机工作温度提高300~500℃，结构减重50%~70%，推力提高30%~100%。3.2.SiC/SiC材料在国外航空发动机上的应用现状欧美等航空发达国家在航空发动机用CMC-SiC构件的研制与应用方面，遵循先静止件后转动件，先中温（700~1000℃）件后高温（1000~1300℃）件，先简单件后复杂件的发展思路，优先发展中温中等载荷（应力低于120MPa）静止件（密封片／调节片、内锥体等）；以此为基础发展高温中等载荷（应力低于120MPa）静止件（火焰筒、火焰稳定器、涡轮外环、导向叶片等）；然后发展高温高载荷（应力高于120MPa）转动件（涡轮转子、涡轮叶片等）。CMC-SiC已在中温中等载荷静止件上得到实际应用和批产。从20世纪90年代开始，欧美以推重比8~10一级航空发动机（如F119，EJ200，F414，M88-Ⅲ，TRENT800等）为演示验证平台，对CMC-SiC构件进行了大量应用验证，历时二十余年目前仍在进行。考核结果表明，CMC-SiC可使中等载荷静止件减重50%以上，并显著提高其疲劳寿命。总的来说，喷管调节片／密封片等中温中等载荷静止件已完成全寿命验证并进入实际应用和批量生产阶段；燃烧室火焰筒和内外衬等高温中等载荷静止件正进行全寿命验证，有望进入实际应用阶段；而涡轮转子和涡轮叶片等高温高载荷转动件尚处于探索研究阶段。3.2.1.SiC/SiC复合材料在喷管部件上的应用CMC-SiC喷管调节片/密封片，已在国外M53-2，M88，M88-2，F100，F119，EJ200，F414，F110，F136等多种型号军/民用航空发动机上成功试验并应用多年。早在20世纪90年代中期，法国Snecma公司研制的Cf/SiC(SEPCARBINOXRA262)和SiC/SiC(CERASEPRA300)外调节片便成功应用于M88-2发动机，在验证了其寿命目标后，于2002年投入批量生产后期，Snecma公司采用抗氧化BN界面和高性能SiC纤维开发出自愈合CMC-SiC(CERASEPRA410)，成功解决了氧化损伤对构件寿命的影响。Snecma公司还与PW公司合作研制了CMC-SiC密封片，并在F100发动机上完成了地面加速任务试验,累计工作1300h，其中1200℃/100h，实现减重50%~60%，表现出比金属件更好的抗热机械疲劳性能;转移到外场进行评估后，在F100-PW-229发动机上进行了飞行试验。目前，法国已实现CMC-SiC喷管构件向民用飞机(如空客A380)发动机的推广应用。3.2.2.SiC/SiC复合材料在燃烧部件上的应用燃烧室和加力燃烧室均要承受高温、复杂应力、水氧腐蚀和热冲击等苛刻环境。燃烧室火焰筒、加力燃烧室内锥体和隔热屏为大型薄壁回转体结构，属中等载荷静止件，采用CMC-SiC可明显提高使用温度和减轻结构质量。国外SiC/SiC燃烧室/加力燃烧室部件，已进行了全寿命演示验证，并进入工程应用阶段，如F136和F414等发动机燃烧室火焰筒、M88发动机火焰筒和火焰稳定器等。美国在综合高性能涡轮发动机技术(IHPTET)计划中将带环境障涂层(environmentalbarriercoatings,EBCs)的SiC/SiC用于燃烧室火焰筒和内外衬,并进行了多次地面试车试验，累计考核15000h,最高考核温度达到1200℃，并通过了全寿命5000h和高温段500h的测试，质量下降了30%，并减少了NOx和CO的排放。其中,第5次地面试车试验涂覆了联合研究技术中心(unitedtechnologiesresearchcenter,UTRC)制备的EBCs，经过13937h,61次启动循环的试车试验后，在火焰筒内壁上发现裂纹，从而终止地面试车试验。试验结果表明，EBCs涂层可对燃气中的CMCSiC提供有效的保护,使其寿命从5000h延长至14000h左右。带EBCs涂层的CMC-SiC航空发动机高温构件的首次试验结果对航空发动机30000h使用寿命的目标具有里程碑意义。在IHPTET计划第3阶段的验证机XTC97上，Honeywell与GE还考核验证了CMC-SiC高温升燃烧室。美国GE公司考核了SiC/SiC火焰筒，节约冷却空气50%，减重50%，减少NOx排放20%。GE公司在2015年开始在GEnx发动机中测试CMC-SiC热端部件,并计划大规模采用CMC-SiC制备燃烧室衬里以及涡轮叶片，并应用于GE9x发动机，同时计划在LEAP-X等发动机中也采用CMC-SiC火焰筒。Soler公司研发并验证了一种结构非常简单的SiC/SiC燃烧室衬套,该环形薄壁衬套位于金属机甲壳体内,并可与Lamilloy结构材料加工的外火焰筒一起组成先进的柔性燃烧室。为降低高温腐蚀环境对SiC/SiC的影响，Soler公司还研发了EBCs涂层，将SiC/SiC衬套寿命提高了2~3倍。此外，美国还将CMC-SiC作为高速民用运输机发动机燃烧室内衬的最佳材料,以减少NOx的释放。法国Snecma公司除将SiC/SiC调节片成功运用到M88-2发动机外，还积极开发SiC/SiC燃烧室火焰筒。Snecma公司研制的SiC/SiC全环燃烧室(CERASEPA415)已通过180h的发动机测试(600个循环,最大状态100h),研制的火焰稳定器(CERASEPA410)已通过1180℃,143h的测试，构件结构完整,无损伤。Snecma公司还首次设计和制造了CFM56-C发动机用SiC/SiC混合器,减重35%，并通过了700个发动机循环试验，包括200h发动机试车和70h试飞，目标用于A380等飞机。3.2.3.SiC/SiC复合材料在涡轮部件上的应用提高复合材料的开裂应力和高温耐腐蚀及抗冲刷性是CMC-SiC涡轮导向叶片的研究重点。涡轮导向叶片工作温度和应力水平高，燃气冲刷严重，热力氧化条件恶劣。传统的C/SiC或SiC/SiC开裂应力低，在高温高应力和恶劣的热力氧化环境下，将导致材料氧化严重，快速失效，必须采用EBCs涂层延长其使用寿命。因此，提高复合材料的开裂应力和高温耐腐蚀及抗冲刷性能成为CMC-SiC涡轮导向叶片的研究重点。美国在EPM和UEET计划的支持下，发展了新的陶瓷纤维(Sylramicm，Dowcorning)、界面技术(BN界面、BN/SiC界面)、基体致密化技术和先进EBCs涂层技术等，有效地解决了部分问题,制备的SiC/SiC导向叶片在可模拟发动机服役环境的NASAGlenn高压燃烧环中进行了测试，试验结果表明SiC/Sic导向叶片可在恶劣的燃烧环境下承受1000h的考核试验。CMC-SiC在航空发动机转动件上得到成功验证。在IHPTET计划第3阶段，GE和AADC公司在验证机XTE-77上采用CMC-SiC高压涡轮导向叶片,与镍基高温合金相比，质量减轻50%，冷却空气量减少20%。GE公司采用SiC/SiC制备了第3级低压涡轮导向叶片，并在F136等发动机上进行了验证，使用温度达到1204℃，减重70%，冷却空气减少了50%。GE公司在F414发动机上开展了500个发动机工作循环的CMC-SiC涡轮导叶和动叶试验，这是CMC-SiC首次在航空发动机转动件上的成功验证。GE公司还试验了SiC/SiC无冷却涡轮动叶,其耐温性明显高于带冷却叶片,该技术拟用于F136发动机未来发展型，并将推广应用于GE9X发动机高压涡轮第2级动叶。1998年,日本在先进材料气体发电机(advancedmaterialgasgenerator,AMG)计划中研制的涡轮叶片通过了700℃,燃气环境，386m/s的转动实验，没有损伤。2003年，日本在ESPR计划中研制了CMC-SiC涡轮叶片,并探索了涡轮转子的制造技术。此外，Honeywell公司为有限寿命无人机设计的XTL57/1开发了整体式陶瓷涡轮叶片，并成功通过了155%转速的超转破裂试验，其低压涡轮叶片和高斜率过渡段均采用了陶瓷材料。3.3.CMC-SiC复合材料在国内航空发动机上的研究现状在CMC-SiC制备技术方面，国内已接近国际先进水平。国际普遍认为，CMC-SiC是航空发动机高温结构材料的技术制高点。CMC-SiC的水平可反映国家的武器装备水平。我国高推重比航空发动机的研究起步较晚，但是，近年来国内已经全面突破了CMC-SiC及高性能SiC纤维制备技术,材料性能已达到或接近国际先进水平，并进行了航空发动机多种构件设计、研制与考核，虽尚需深入开展系统工作，且应用考核也缺乏经费支持，但应用研究还是取得了重大进展，积累了一定的工程应用研究经验,以西北工业大学、中国科学院上海硅酸盐研究所、航空工业复合材料技术中心等为代表的高等院校、研究所研制的燃烧室浮壁瓦片模拟件，全尺寸喷管调节片等分别进行了试验台短时考核和发动机短期挂片试车考核,构件热态性能良好，已进入应用验证阶段,为CMC-SiC的工程应用奠定了坚实基础。在CMC-SiC航空发动机构件应用方面，国内与发达国家仍有20~30年差距。尽管从20世纪80年代开始我国就将CMC-SiC应用技术研究列为重点发展领域，2022年1月，由西工大使用国产新型陶瓷基复合材料打造的航空发动机整体涡轮盘成功完成首次飞行试验验证，这也是国内陶瓷基复合材料转子件首次配装平台的空中飞行试验，标志着我们航空发动机的关键技术又取得了一项重要突破。这也有利于推动陶瓷基复合材料部件在无人机/靶机上大规模应用。不过，至今我国在CMC-SiC的应用范围和累计考核时间等均非常有限，与国外工程化应用研究存在巨大差距。目前，国内CMC-SiC航空发动机构件应用研究与发达国家差距在20~30年，而且西方国家已经进入加速发展的阶段。4.碳化硅材料作为吸波材料的应用4.1.耐高温、耐腐蚀新型吸波材料成为发展热点随雷达探测系统的的发展和应用，隐身技术得到重视。现代无线电技术和雷达探测系统的迅猛发展，极大地提高了飞行器探测系统的搜索、跟踪目标的能力。传统的作战武器系统受到的威胁越来越严重，隐身技术作为提高武器系统生存、突防，尤其是纵深打击能力的有效手段，谋求武器装备的隐身化已成为军事强国角逐军备高新技术的热点。采用隐身材料技术是当前最有效可行的雷达隐身手段。隐身技术的确切含义是低可测技术，分为雷达隐身、红外隐身、声学隐身和可见光隐身等技术。其中雷达隐身技术的研究及其应用一直受到世界各国的高度重视。雷达隐身技术可以降低飞机、坦克、导弹以及舰艇等大型武器装备的信号特征。其主要是降低雷达截面积（RCS），实现目标隐身方法主要有外形隐身和材料隐身技术。外形隐身技术难度较大，成本高，容易使目标的结构性能劣化，而采用隐身材料技术相对简单，设计难度低。众所周知，美国F-117A隐身战斗机上，外形隐身是减缩RCS的主要手段。但实践证明，过分强调外形隐身必将降低飞机的机动性和敏捷性。而在F-22的外形设计中，则采用了外形隐身和材料隐身相结合的折衷方案，外形隐身已不显得突出，材料隐身的应用得以加强。这表明吸波材料在现代隐身技术中的作用将更为显著。除降低目标信号以外，新型吸波材料还需具备耐高温及耐腐蚀性。雷达隐身材料技术的发展，可以有效降低目标的特征信号，对提高武器装备的生存与突防能力具有重要意义。对一些应用于特殊环境中的隐身材料，要求材料具有良好的热稳定性和耐腐蚀性。例如，高速飞行隐身战机的发动机屋喷管、机翼边缘和最锥帽等部位会面临高温氧化、高低温反复冲击的考验：军舰长期服役于海洋中，其舰体外壳材料在潮湿、盐雾、酸碱度高的海洋环境中容易被腐蚀。新型吸波材料应具有质量轻、吸收能力强、有效吸波频带宽和物理化学性质稳定的特点，可满足武器装备在不同环境下长期服役的要求。4.2.碳化硅既能用作涂敷型吸波材料，也能用作结构性材料吸波材料按其成型工艺和承载能力，可分为涂敷型吸波复合材料和结构型吸波复合材料，后者逐渐成为新的发展趋势。涂敷型吸波复合材料施工方便，成本低，适应于复杂外形，缺点是耐候性差，粘结性差，不能经受高温。雷达结构吸波复合材料是由吸波材料和能透过雷达波的刚性材料相组合而成的，除了具有吸波和承载功能外，还有利于拓宽吸波频带，不增加重量等优点，有取代涂敷型雷达吸波复合材料的趋势，因而成为吸波材料研究的重点。雷达涂敷型隐身复合材料主要由吸波剂和基体材料构成，吸波剂是起吸收与反射电磁波作用的物质，吸波材料的吸波能力与吸收剂的吸收能力有密切关系。以碳化硅为吸收剂主体的吸波材料主要包括碳化硅粉末为吸收剂的吸波材料和碳化硅纤维为吸收剂的结构型吸波材料。以碳化硅粉末为吸收剂的吸波材料是由金属硅粉末、碳化硅粉末、氮化硼粉末以及碳粉末混合而成的烧结体，不仅吸波性能好，而且克服了以铁氧体为吸收剂的吸波材料耐热性、耐冲击性能差的缺点，并具有很好的机械性能。以碳化硅纤维为吸收剂的吸波材料不仅强度高、耐热、耐化学腐蚀性能好，而且在高频段具有较好的吸收性能。雷达结构型吸波材料是在隐身技术基础上发展起来的多功能复合材料，具有承载和减少雷达反射截面的双重功能。结构型吸波材料一般由具有不同电磁特性和力学性能的树脂基体、增强纤维、吸收剂组成，其原材料筛选、结构设计必须兼备结构和吸波的功能。目前，结构型吸波材料正向着红外与雷达隐身兼容及多功能、宽频带方向发展。以碳化硅纤维为吸波功能体的结构型复合材料在强度、耐热性和耐化学腐蚀性方面是极好的，并且能得到满意的宽频带吸收性能。碳化硅纤维具有耐高温、密度小、强度高等优点，应用时可制成编织布、网等，在不同层中把它们平行排列，然后分层再与树脂结合，形成电磁波吸收层。由于其电阻率在1~105Ω·cm之间，高电阻率限制了它的吸波效率。但通过与碳纤维复合制得的结构型吸波复合材料既耐高温、抗氧化，还具有优异的力学性能和吸波性能。由于传统SiC材料的电导率和介电损耗较低，通过对碳化硅纤维的电磁进行改性可以提高其吸波性能。通常采用表面改性、掺杂异元素(物理掺杂法和化学掺杂法)、高温处理等方法来调整SiC纤维的电阻率。碳化硅纤维的表面改性主要是指在碳化硅纤维表面沉积或涂覆含介电损耗的树脂或导电层(如碳层、镍层以及其它金属层),从而改善其电磁性能。化学掺杂改性是通过在SiC纤维内掺杂一些具有良好导电性的元素或物相,从而调节SiC纤维的介电损耗和吸波能力。4.3.碳化硅吸波材料的具体应用SiC是最重要的高温吸波材料之一，SiC/SiC复合材料的高强度和抗氧化性使其成为最重要的热结构材料之一。高温构件雷达隐身问题是制约我国战机和导弹等先进武器装备发展的瓶颈，传统的磁性粒子填充高分子吸波材料在高温下会发生性能下降和化学分解，无法满足超高音速飞行器表面、发动机尾喷口、巡航导弹冒头端等武器装备高温部位的隐身需求，严重限制了全方位隐身技术的发展，亟待发展耐高温、抗氧化、力学性能优异的吸波材料。而SiC纤维综合性能优异，通过调整高温介电参数后能有效赋予飞行装备良好的隐身性能。与C/SiC相比，SiC/SiC不但具有更高的力学性能、更好的抗氧化性能和更长的高温使用寿命，还具有更好的吸波性能。在飞机器表面上，SiC可用于飞机尾翼、平面翼板及前沿翼板、高温区盖板、刹车盘等多个部件。美欧等国已将雷达隐身碳化硅纤维增强陶瓷基复合材料用于先进战机。其在高于1000℃的环境下还具有良好的吸波性能。日本碳公司已推出几种电阻率不同的SiC纤维；日本宇部公司制造的、商品牌号为“Tyranno”的SiC纤维也是一种具有吸波功能的陶瓷纤维。法国Alore公司制造的无人驾驶飞机大量采用了这种纤维。洛克希德公司用SiC纤维编织物增强铝板制造了F-22的四个直角尾翼。SiC用于发动机尾喷管、涡轮叶片等，能大幅提升发动机外露构件的隐身能力。发动机尾喷管通常是飞机的外露构件，不但对飞机的后向雷达散射截面影响较大，而且是飞机的重要红外辐射源之一。红外探测主要在3~5um和8~14um两个大气窗口波段，当发动机尾喷管调节片的壁面温度在480~1000℃之间，其热辐射能量主要分布在3~5um以下。因此，降低发动机的电磁波和红外信号特征,对提高飞机的隐身性能具有十分重要的意义。SiC纤维是耐高温抗氧化的陶瓷纤维，当其日阻率为100~104Ω·cm时，对8.2~12.4GHz波段的雷达波具有最佳的吸收效果。由于SiC纤维含硅，能有效地减弱发动机的红外信号。PW公司已将验证的SiC/SiC调节片和密封片用于改进F119发动机，以实现减重、隐身并提高其耐久性等。美国采用CMC-SiC制备了轴对称喷管,通过采用冷却结构和锯齿结构尾缘，实现了低可探测性，大幅减少了喷管的红外信号和雷达信号，并将其应用于F-35飞机。5.碳化硅材料在核燃料元件中的应用随着对核反应堆安全问题的重视，新型包壳材料得到关注。核电厂产生的能量来自于燃料元件，核裂变产生的放射性裂变产物主要滞留在燃料元件内部，因此，燃料元件是反应堆的核心部件，直接影响核反应堆的经济性和安全性。当前在建和运行的核反应堆大多为轻水反应堆，锆合金是轻水反应堆燃料元件的重要组成部分，目前的商业水堆核电站几乎全部用锆合金作为燃料元件的包壳材料。然而随着对反应堆安全问题的日益重视，锆合金包壳本身的一些问题包括水中的腐蚀、吸氢和芯－壳反应等，使得对新型包壳材料的探索成为了一个重要研究方向。碳化硅SiC为包壳或基体材料的新型燃料元件成为新的研究热点。以碳化硅SiC为包壳或基体材料的新型燃料元件的概念设计和制备成为了核燃料元件领域一个新的热点。SiC具有高温强度大、硬度高、耐磨损性好、抗热冲击性好、热导率大以及抗氧化性强和耐化学腐蚀等优良特性，并且其小的中子吸收截面，低的固有活性和衰变热，使其适用于核反应堆领域。SiC具有非常好的辐照尺寸稳定性，β-SiC经800~1000℃中子辐照后仅表现出0.2%的蠕变,因而其在核能领域的用途也在不断拓展。SiC材料可用于轻水反应堆领域。SiC可耐受更高的中子注量，以SiC为包壳的燃料棒可以在更高的温度、功率水平和更长的循环周期条件下运行，突破锆合金包壳元件的燃耗极限，并保证事故条件下大的安全余量。新型水堆燃料元件结构和基本尺寸为3层包壳结构。第一层为化学气相沉积法制备的块体SiC