姚改成 郭雙全 黃璇璇 劉俊伶 張良成 葉勇松

摘要：陶瓷基復(fù)合材料作為航空發(fā)動(dòng)機(jī)候選材料之一，具有廣泛的應(yīng)用前景，本文主要概述了陶瓷基復(fù)合材料在歐美軍民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口、燃燒室和渦輪等熱端部件方面的發(fā)展和應(yīng)用。

關(guān)鍵詞：陶瓷基復(fù)合材料;航空發(fā)動(dòng)機(jī);尾噴口;燃燒室;渦輪

0 引言

陶瓷基復(fù)合材料（CMC）作為一種輕質(zhì)、高性能的結(jié)構(gòu)復(fù)合材料在高溫領(lǐng)域應(yīng)用廣泛，優(yōu)異的高溫性能使其可替代高溫合金材料成為在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上特別是在航空發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)上使用的候選材料之一。

國(guó)外在陶瓷基復(fù)合材料構(gòu)件的研究與應(yīng)用方面，基于先易后難、先低溫后高溫、先靜子后轉(zhuǎn)子的層層遞進(jìn)的發(fā)展思路，充分利用現(xiàn)有的成熟發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行考核驗(yàn)證。首先發(fā)展中溫（700℃～1000℃）和中等載荷（低于120MPa）的靜子件，如尾噴口調(diào)節(jié)片和密封片;再發(fā)展高溫（1000℃～1300℃）中等靜子件，如火焰筒、火焰穩(wěn)定器、渦輪導(dǎo)向葉片和渦輪外環(huán)等;而更高載荷（高于120MPa）的靜子件或轉(zhuǎn)子件，如高壓渦輪轉(zhuǎn)子和靜子，現(xiàn)已在研究和試驗(yàn)階段[1]。本文主要就CMC在歐美軍民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的發(fā)展做一概述。

1 CMC在軍用發(fā)動(dòng)機(jī)上的發(fā)展

1.1 CMC在尾噴口上的發(fā)展

20世紀(jì)70年代，碳/碳（ C/C）復(fù)合材料作為高溫復(fù)合材料在航天發(fā)動(dòng)機(jī)上首次使用。隨后，由于化學(xué)氣相滲透（CVI）制備工藝的出現(xiàn)，C/C復(fù)合材料在飛機(jī)剎車盤(pán)上獲得成功應(yīng)用[2]。

20世紀(jì)80年代，CMC作為高溫?zé)岱雷o(hù)材料在航天飛機(jī)的熱防護(hù)系統(tǒng)上首次使用。隨后，法國(guó)斯奈克瑪公司開(kāi)展了CMC在航空發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴口部件的應(yīng)用研究[3]，先后研制出C/SiC（ Sepcarbinox262）和SiC/SiC（ Sepcarbinox 300），并分別在M88-2尾噴口的外調(diào)節(jié)片和內(nèi)調(diào)節(jié)片上進(jìn)行試車考核。其中，Sepcarbinox262復(fù)合材料強(qiáng)度較高，強(qiáng)度從室溫到700℃可以保持在250MPa左右，相比鎳基高溫合金減重30%。由于外調(diào)節(jié)片承受溫度低，Sepcarbinox 262復(fù)合材料完全滿足使用要求，早在1996年便成功地應(yīng)用在M88發(fā)動(dòng)機(jī)上，如圖1所示。從1996年開(kāi)始，Sepcarbinox 262復(fù)合材料外調(diào)節(jié)片已經(jīng)在M88數(shù)個(gè)系列發(fā)動(dòng)機(jī)上使用，迄今為止已經(jīng)有幾千件，現(xiàn)在服役的C/SiC外調(diào)節(jié)片情況良好，滿足發(fā)動(dòng)機(jī)長(zhǎng)期使用要求。Sepcarbinox 300復(fù)合材料在內(nèi)調(diào)節(jié)片上的應(yīng)用并不順利，由于內(nèi)調(diào)節(jié)片承受溫度高，而第一代SiC/SiC復(fù)合材料耐溫較低，在地面試車考核時(shí)便暴露出因纖維/基體氧化導(dǎo)致壽命較短的問(wèn)題，但這也促使了自愈合CMC復(fù)合材料的誕生。

20世紀(jì)90年代，GE公司在Fll0發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了CMC復(fù)合材料調(diào)節(jié)片的考核驗(yàn)證[4，5]。GE公司選取了SiC/C（碳化硅纖維增強(qiáng)碳基復(fù)合材料）和SiC/SiCN（碳化硅纖維增強(qiáng)硅碳氮復(fù)合材料），并在F-16戰(zhàn)斗機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。幾百小時(shí)的飛行試驗(yàn)后，在SiC/C復(fù)合材料調(diào)節(jié)片末端可以看到明顯的損傷，這主要是由于發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)使金屬密封片與復(fù)合材料調(diào)節(jié)片之間產(chǎn)生磨損而造成的。SiC/SiCN復(fù)合材料在經(jīng)過(guò)相同的飛行試驗(yàn)后，并沒(méi)有產(chǎn)生在SiC/C調(diào)節(jié)片上出現(xiàn)過(guò)的磨損，而是產(chǎn)生了分層，并且分層隨著發(fā)動(dòng)機(jī)振動(dòng)、熱應(yīng)力匹配和與金屬密封片的碰磨不斷擴(kuò)大。最后，GE公司測(cè)試了經(jīng)過(guò)地面試車和飛行試車后的調(diào)節(jié)片的拉伸強(qiáng)度，發(fā)現(xiàn)其拉伸強(qiáng)度均有嚴(yán)重的下降。

21世紀(jì)初期，普惠公司在Fl00發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了CMC復(fù)合材料超音速密封片的考核驗(yàn)證。普惠公司選取三種不同的CMC密封片[4，6-7]體系，即S200（SiC/SiCN）、Cerasep A410和SepcarbinoxA500，其中A410和A500密封片均采用多層編織結(jié)構(gòu)和自愈合的陶瓷基體，A410采用2代Hi-NicalonSiC纖維作為增強(qiáng)體，而A500采用C纖維作為增強(qiáng)體。在地面持久試車過(guò)程中，A500密封片累計(jì)經(jīng)過(guò)了11161個(gè)戰(zhàn)術(shù)飛行周期，即5000h發(fā)動(dòng)機(jī)飛行時(shí)間，其中包括176h的加力飛行時(shí)間，這遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于現(xiàn)在金屬密封片的全壽命周期的4300個(gè)戰(zhàn)術(shù)飛行周期。在地面試車后，A410和A500密封片均沒(méi)有產(chǎn)生分層和磨損（如圖2所示），而S200密封片在地面試車后便出現(xiàn)了表面分層。后續(xù)的剩余強(qiáng)度分析測(cè)試表明，A410密封片強(qiáng)度幾乎沒(méi)有下降，A500密封片僅有6%的強(qiáng)度下降。A500密封片分別安裝在F-15和F-16戰(zhàn)斗機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，飛行時(shí)間累計(jì)lOOOh沒(méi)有出現(xiàn)損傷，因此A500密封片被美國(guó)空軍認(rèn)為是經(jīng)歷飛行試驗(yàn)考核的最成功的CMC構(gòu)件。

1.2 CMC在加力燃燒室上的發(fā)展

火焰穩(wěn)定器位于加力燃燒室，承受著高溫、高熱梯度和發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)載荷，引入CMC復(fù)合材料可以有效減重并且提高火焰穩(wěn)定器的服役壽命。

法國(guó)斯奈克瑪公司開(kāi)展了CMC在航空發(fā)動(dòng)機(jī)火焰穩(wěn)定器上的應(yīng)用研究。將Sepcarbinox A500復(fù)合材料用在火焰穩(wěn)定器上[2]，進(jìn)行了熱循環(huán)測(cè)試和力學(xué)性能測(cè)試，如圖3所示，最后在M88發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行試車考核。經(jīng)過(guò)2000h且最高溫度達(dá)1180℃的疲勞試驗(yàn)后，CMC火焰穩(wěn)定器沒(méi)有明顯損傷，顯示該材料的高溫自愈合性能優(yōu)異。與相應(yīng)的金屬部件相比，該火焰穩(wěn)定器重量增加30%，將其在M88發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行地面持久試車考核lOOOh后，沒(méi)有明顯損傷，隨后的纖維形貌和力學(xué)性能測(cè)試都充分證明這一點(diǎn)，A500火焰穩(wěn)定器滿足該發(fā)動(dòng)機(jī)服役要求。

1.3 CMC在渦輪部件上的發(fā)展

過(guò)去20年間，美國(guó)、日本和歐洲開(kāi)展了CMC技術(shù)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)用的各種研究與發(fā)展計(jì)劃這[1，7]，如美國(guó)國(guó)防部、美國(guó)空軍、國(guó)家航空航天局（NASA）和國(guó)防部高新科技預(yù)研局等開(kāi)展的IPHTET計(jì)劃、VATTE計(jì)劃和UEET計(jì)劃等。

部分計(jì)劃的研究成果如下：

1）不采取氣膜冷卻，SiC/SiC復(fù)合材料能夠用于1350℃火焰筒內(nèi)襯。

2）三維編織的CMC低壓渦輪導(dǎo)向葉片可以增加葉片的強(qiáng)度和穩(wěn)定性。

3）與鎳基高溫合金導(dǎo)向葉片相比，CMC空心高壓渦輪導(dǎo)向葉片減重50%，減少冷氣量20%。

4）評(píng)估了CMC高壓渦輪外環(huán)。

2010年11月，GE公司在F414發(fā)動(dòng)機(jī)上測(cè)試了CMC渦輪轉(zhuǎn)子葉片，這是CMC材料在發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子部件上的首次使用，具有重大意義。該CMC渦輪轉(zhuǎn)子葉片達(dá)到6級(jí)成熟度。

2 CMC在民用發(fā)動(dòng)機(jī)上的發(fā)展

民用發(fā)動(dòng)機(jī)要求耗油率低、噪聲低和NOx排放量低，因此對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的增壓比、渦輪前溫度提出新的要求。就材料而言，當(dāng)前的鎳基、鈷劑高溫合金已無(wú)法滿足溫度要求，需要采取氣冷和熱障涂層（TBC）等防護(hù)措施。然而，冷氣的應(yīng)用一方面減少了燃燒空氣，降低了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒效率，使耗油率和NOx排放量增加;另一方面使部件結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，不僅增加了加工難度，且使研制和維護(hù)費(fèi)用提高[8]。CMC具有輕質(zhì)、耐高溫、耐腐蝕、耐沖擊的特點(diǎn)，因此有望用于下一代民用發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室、渦輪、尾噴口等部件。

2.1 CMC在燃燒室上的發(fā)展

由于使用CMC燃燒室內(nèi)襯可以減少冷氣量從而減少耗油量和NOx的排放量，美國(guó)和歐洲都開(kāi)展了關(guān)于CMC燃燒室部件的研究。

GE公司采用料漿澆注法熔體滲透（Slurry-cast Melting Infiltraton）制備了SiC/SiC全尺寸的CMC燃燒室內(nèi)襯[9]，并進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車。2016年10月，GE公司完成了首臺(tái)GE9X研發(fā)發(fā)動(dòng)機(jī)的初始地面測(cè)試，該發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室和渦輪中部分采用了CMC部件。

Herakles公司設(shè)計(jì)和制造了CMC燃燒室內(nèi)襯[10]，如圖4所示，并在CFM56發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了考核驗(yàn)證，主要的研究步驟如下：

1）部件設(shè)計(jì)。

2）材料的選擇和表征（ Cerasep A415選用Hi-NicalonSiC纖維作為增強(qiáng)體、自愈合陶瓷作為基體）。

3）子部件的可行性和燃燒測(cè)試。

4）基于原型構(gòu)件的制造。

相比原來(lái)的燃燒室內(nèi)襯，采用CMC燃燒室內(nèi)襯減少了35%的冷氣量，可有效減少NOx的排放量，同時(shí)這也是CMC首次在復(fù)雜構(gòu)件上的設(shè)計(jì)和運(yùn)用，具有里程碑的意義。

2.2 CMC在渦輪部件上的發(fā)展

2008年Herakles公司設(shè)計(jì)和制造了用于CFM56-5B的CMC低壓渦輪轉(zhuǎn)子葉片（Cerasep A40C材料）和低壓渦輪盤(pán)，見(jiàn)圖5。隨后，斯奈克瑪公司在2010年首次測(cè)試了該CMC渦輪轉(zhuǎn)子葉片，測(cè)試結(jié)果證明了CMC材料用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)旋轉(zhuǎn)部件的可行性，同時(shí)也為CMC用于商用發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪部件奠定了基礎(chǔ)。

GE公司早期在F136（靜子部件）和F414（低壓轉(zhuǎn)子部件）軍用發(fā)動(dòng)機(jī)上已經(jīng)對(duì)CMC部件進(jìn)行了評(píng)估，CMC渦輪部件將有望用在GE公司下一代發(fā)動(dòng)機(jī)GEnx上。

NASA研究中心也開(kāi)展了CMC渦輪部件的研究[11-13]，尤其是用于渦輪導(dǎo)向器葉片，開(kāi)發(fā)了一種帶有環(huán)境障礙涂層（EBC）的SiC/SiC的渦輪導(dǎo)向器葉片，如圖6所示。隨后將該導(dǎo)向葉片放置于高壓燃?xì)庠囼?yàn)臺(tái)測(cè)試，測(cè)試包括50h的靜態(tài)測(cè)試和102個(gè)熱循環(huán)測(cè)試（每2分鐘），燃?xì)鉁囟葟?00℃N1050℃到940℃—1440℃，EBC涂層表面溫度達(dá)到1300℃。

美國(guó)聯(lián)合技術(shù)研究中心設(shè)計(jì)和制備了帶有內(nèi)部冷卻的CMC渦輪導(dǎo)向器葉片[14]，設(shè)計(jì)EBC涂層表面溫度為1482℃，EBC涂層與基體界面的溫度為1315℃。選取GE公司的料漿澆注法熔體滲透制備的SiC/SiC復(fù)合材料，EBC涂層采用硅/莫來(lái)石/鋇鍶鋁硅/莫來(lái)石的涂層結(jié)構(gòu)。該渦輪葉片在高壓燃?xì)庠囼?yàn)臺(tái)進(jìn)行了測(cè)試，先在1315℃測(cè)試6h之后再在1352℃～482℃進(jìn)行100次熱疲勞循環(huán)測(cè)試（每2分鐘），測(cè)試結(jié)果滿足要求。

2.3 CMC在尾噴口部件上的發(fā)展

斯奈克瑪公司設(shè)計(jì)和制備了一種用于CFM56-5C發(fā)動(dòng)機(jī)的CMC混合器，如圖7所示，該混合器部件主要有如下特征：

1）有助于發(fā)動(dòng)機(jī)噴口整體性能的提高，包括減重。

2）與尾部的凸緣做成一個(gè)整體。

3）復(fù)雜的形狀和大的尺寸可以保證冷氣和熱氣的混合效率。

該CMC混合器由Cerasep A40C材料制備，相比鎳基高溫合金金屬減重30%，2007年進(jìn)行地面試車，經(jīng)過(guò)700個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)測(cè)試該混合器沒(méi)有出現(xiàn)損傷。

3 幾點(diǎn)思考

1）成熟掌握和優(yōu)化CMC制備工藝，提升纖維的制備水平，包括新一代高強(qiáng)、高模SiC纖維和原位反應(yīng)生成BN界面的SiC纖維，加強(qiáng)CMC與金屬材料連接技術(shù)的研究。

2）構(gòu)建CMC材料的數(shù)據(jù)庫(kù)，包括常溫和高溫力學(xué)性能、熱物理性能等，為設(shè)計(jì)人員提供設(shè)計(jì)參數(shù)。

3）應(yīng)充分借鑒歐美發(fā)達(dá)國(guó)家在CMC方面的成功經(jīng)驗(yàn)，在此基礎(chǔ)上針對(duì)我國(guó)軍民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)典型部件特點(diǎn)，對(duì)CMC構(gòu)件進(jìn)行設(shè)計(jì)、制備、加工以及考核驗(yàn)證。

參考文獻(xiàn)

[1]王鳴，董志國(guó)，張曉越，姚博.連續(xù)纖維增強(qiáng)碳化硅陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用[J].航空制造技術(shù)，2014（6）： 10-13.

[2]E.P Bouillon，S.Bertarnd，G.Habarou，P Spriet Ceramic matrix compositefor aircraft engine applications[C]. Brussels，Belgium，2007.

[3] NarottamP. Bansal， Jacques Lamon.Ceramic matrix composites： materials，molding and technology [M].United States ofAmerica： Wiley， 2014：594-595.

[4]LPZawada，GYRichardson，G.Doppes，P.C.Spriet. CMCs for aerospaceturbine engine exhaust nozzles[C].Proceedingsof the 5th InternationalConference on High Temperature Ceramic Matrix Composites. Seattle， WA， 2004.

[5]J.M. Staehler and L.P Zawada.Performance of four ceramic-matrixcomposite divergent flap inserts followingground testing on an Fllo turbofan engine[J].J. Am. Ceram. Soc.， 83（7）： 1727-1738.

[6]L Zawada，E. Bouillon，G.Ojard，G.Habarou，C.Louchet， D.Feindel，P Spriet，C.Logan，T. Amold，K.Rogers. Manufacturingand flight test experience of ceramic matrixcomposites seals and flaps for the Fl00 gastmbine engine[C].ASME Paper No. GT200690448 （2006）.

[7]梁春華.纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料在國(guó)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用[J].航空制造技術(shù)，2006（3）： 40-45.

[8]高鐵，洪智亮，楊娟.商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)陶瓷基復(fù)合材料部件的研發(fā)應(yīng)用及展望[J].航空制造技術(shù)，2014（6）： 14-21.

[9]J.A.DiCarlo and M. van Roode.CMC developments for gas turbine enginehot section components[C]. ASME Paper No.GT2006-90151 （2006）.

[10]P Spriet. Aerospace&industrialapplications of C/C， C/SiC&SiC/SiCcomposites at SPS. MS&T'11 Conference&Exhibition[C]， Columbus， OH， 2011.

[11]A.Calomino and M. Verrilli. CMCvane subelementfabrication[C]. ASME PaperNo. GT2004-53974 （2004）.

[12] M. Verrilli， A. Calomino， R.C. Robinson， D. J. Thomas. CMC vanesubelementtesting in a gas turbine environment [C]. ASME Paper No. GT2004-53970 （2004）.

[13] Michael C. Halbig， Martha H.Jaskowiak， James D. Kiser， Dongming Zhu.Evaluation of Ceramic Matrix CompositeTechnology for Aircraft Turbine EngineApplications[J]. American Institute ofAeronautics andAstronautics. 2013， 1-11.

[14] V Vedula， J. Shi， D. Jarmon， S.Ochs， L. Oni， T. Lawton， K Green， L. Pnll， J.Schaff， G. Linsey， et al. CMC turbine vanesfor gas turbine engines[C]. ASME Paper No.GT2005-68229 （2005）.