連續(xù)纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展及在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用

左 平，何愛杰，李萬福，唐洪飛，陶云亞

(中國(guó)航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院，成都 610500)

1 引言

現(xiàn)役航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件材料主要采用高溫合金，但隨著航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，渦輪前溫度不斷提高，推重比15～20 一級(jí)航空發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪前進(jìn)口溫度將高達(dá)2 000℃左右[1]，而現(xiàn)役工程化運(yùn)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(shù)的發(fā)展也不能完全滿足發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件的需求[2]。連續(xù)纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料(CFCC)具有耐高溫、耐腐蝕、低密度、高硬度等特性，被認(rèn)為是第六代航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件最理想的材料[3]。與高溫合金相比，CFCC 具有四大優(yōu)勢(shì)：①材料密度小，僅為高溫合金的1/4～1/3，結(jié)構(gòu)質(zhì)量輕；②能承受更高的溫度，可減少或取消冷卻空氣，提高結(jié)構(gòu)效率；③減少為高溫部件降溫設(shè)計(jì)的復(fù)雜流路，發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)更簡(jiǎn)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(fā)動(dòng)機(jī)綜合性能的提升。

目前，美國(guó)、法國(guó)、日本等國(guó)在CFCC 的研究及應(yīng)用方面處于領(lǐng)先地位，部分CFCC 制備的零部件已經(jīng)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上服役。我國(guó)對(duì)CFCC 的研究與應(yīng)用起步較晚，近年來取得了可喜的成績(jī)，與國(guó)外的差距不斷縮小，但工程化應(yīng)用技術(shù)水平仍不足。針對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件對(duì)CFCC 的需求，本文概述了CFCC 的發(fā)展及在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用，并結(jié)合我國(guó)CFCC 研究現(xiàn)狀及航空發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展要求，提出了CFCC 工程化應(yīng)用的建議。

2 連續(xù)纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料的發(fā)展

陶瓷基復(fù)合材料通常由陶瓷基體、增強(qiáng)體纖維和界面層三部分組成。通過在陶瓷基體中引入增強(qiáng)體纖維，起到補(bǔ)強(qiáng)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(fù)合材料可分為顆粒、晶須、層狀和連續(xù)纖維增韌四種，其中CFCC 的研究和發(fā)展是主流[4]。

2.1 陶瓷基體

陶瓷基體是CFCC 的一個(gè)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(duì)較差，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上應(yīng)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(fā)展的限制還未得到很好應(yīng)用，未來隨著氧化物纖維尺寸的細(xì)化和粗晶問題的解決將有很好的應(yīng)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(qiáng)度高、硬度高、耐高溫的特點(diǎn)，特別是與發(fā)展比較成熟的碳纖維和碳化硅纖維相容性較好，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱端部件上得到了廣泛應(yīng)用。

2.2 增強(qiáng)體纖維

增強(qiáng)體纖維是CFCC 主要的承力結(jié)構(gòu)，對(duì)材料性能起決定性作用。按組分不同，增強(qiáng)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(yùn)用最為廣泛。目前，國(guó)外已研制出第三代碳化硅纖維，使用溫度達(dá)1 400～1 450℃，并實(shí)現(xiàn)了商業(yè)化應(yīng)用；國(guó)內(nèi)僅少數(shù)幾家單位能生產(chǎn)使用溫度1 100℃的碳化硅纖維[5]，正在研制長(zhǎng)期使用溫度為1 200～1 250℃的碳化硅纖維。與國(guó)外相比，國(guó)內(nèi)增強(qiáng)體纖維在產(chǎn)量、質(zhì)量及束絲性能穩(wěn)定性等方面仍存在不小的差距[6]。表1給出了幾種增強(qiáng)體纖維的基本參數(shù)[7-12]。

2.3 界面層

界面層是連接陶瓷基體和增強(qiáng)體纖維的紐帶，其組分和結(jié)構(gòu)決定了纖維與基體之間的結(jié)合強(qiáng)度，影響纖維增韌效果。研究表明[13]：界面結(jié)合強(qiáng)度過低，難以實(shí)現(xiàn)力的傳遞，復(fù)合材料的強(qiáng)度和韌性得不到提高，也起不到補(bǔ)強(qiáng)增韌的效果；界面結(jié)合強(qiáng)度過高，復(fù)合材料承載時(shí)容易出現(xiàn)脆性斷裂。當(dāng)界面層結(jié)合能高于增強(qiáng)體纖維斷裂能的1/4 時(shí)，材料破壞時(shí)纖維與基體的界面就不會(huì)發(fā)生解離，而是裂紋直接穿過纖維出現(xiàn)脆性斷裂。實(shí)際結(jié)構(gòu)中，界面層的結(jié)合強(qiáng)度要根據(jù)纖維增強(qiáng)體及基體材料的需求確定，這也是CFCC 可設(shè)計(jì)性的體現(xiàn)。

3 連續(xù)纖維增韌陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的研究與應(yīng)用

航空發(fā)動(dòng)機(jī)采用CFCC 零組件，一般需要經(jīng)歷零組件試制、零組件試驗(yàn)、全尺寸零組件整機(jī)試驗(yàn)和零組件服役四個(gè)階段，見圖1。

3.1 美國(guó)的研究與應(yīng)用

上世紀(jì)90 年代，GE 公司在F110 發(fā)動(dòng)機(jī)上裝配四種CFCC密封片(圖2)進(jìn)行了全載荷地面試驗(yàn)，試驗(yàn)后檢查CFCC(SiC/C 和SiC/SiC)密封片結(jié)構(gòu)無損傷[14]，驗(yàn)證了該密封片能滿足發(fā)動(dòng)機(jī)全載荷環(huán)境下的工作需求。普惠公司和美國(guó)空軍采用CFCC(A500)生產(chǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管密封片進(jìn)行了多輪地面耐久性試驗(yàn)，其中包括1 161 次空中戰(zhàn)術(shù)循環(huán)試驗(yàn)和176 h 極端環(huán)境試驗(yàn)[15]，驗(yàn)證了A500 材料的性能及可靠性。目前，采用A500 材料生產(chǎn)的密封片已裝備在F-15、F-16、F/A-18 戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)上(圖3)，累計(jì)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(qiáng)體纖維的基本性能參數(shù)Table 1 Basic performance parameters of some reinforced fibers

圖1 CFCC 零組件研發(fā)路徑Fig.1 CFCC component development strategy

圖2 F110 發(fā)動(dòng)機(jī)CFCC 密封片F(xiàn)ig.2 CFCC seal in F110 engine

圖3 F-15 戰(zhàn)斗機(jī)上A500 密封片F(xiàn)ig.3 A500 seal in F-15 fighter

2009 年，GE 公司和羅·羅公司的航空發(fā)動(dòng)機(jī)聯(lián)合團(tuán)隊(duì)采用SiCf/SiC 復(fù)合材料研制出第三級(jí)低壓渦輪靜子葉片(圖4)，并安裝在F136 發(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了地面試驗(yàn)，從2010 年開始又開展了掛機(jī)試飛試驗(yàn)。同年10 月，GE 公司在F414 模型機(jī)上裝配CFCC 制備的渦輪葉片進(jìn)行了6 個(gè)工況累計(jì)4 h 的地面試驗(yàn)，試驗(yàn)后轉(zhuǎn)子狀態(tài)良好，未出現(xiàn)結(jié)構(gòu)損傷，這是美國(guó)首次應(yīng)用CFCC 研制全尺寸轉(zhuǎn)子葉片進(jìn)行整機(jī)試驗(yàn)[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(jì)開展了近20 000 h 的 試 驗(yàn)[18]，并 以Solar Centaur50S 發(fā) 動(dòng) 機(jī) 為平臺(tái)，分別開展了縮尺燃燒室和全尺寸燃燒室的試驗(yàn)。試驗(yàn)表明，CFCC 燃燒室能夠降低NOx 和CO 排放，提高燃燒效率。在CLEEN 項(xiàng)目下，波音、ATK/CO、奧爾巴尼復(fù)合材料工程中心聯(lián)合研制出SiC/SiC排氣噴管(圖5)，并于2012 年在Trent1000 發(fā)動(dòng)機(jī)上完成了地面試驗(yàn)，2015 年在波音787 上開展了飛行測(cè)試[19]。

圖4 第三級(jí)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(guó)的研究與應(yīng)用

法國(guó)在20 世紀(jì)80 年代開始研究用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的C/SiC 陶瓷基復(fù)合材料，并逐步研制了火焰穩(wěn)定器、整流罩尾錐、尾噴管封嚴(yán)片等。應(yīng)用C/SiC 陶瓷基復(fù)合材料制造的尾噴管封嚴(yán)片裝配M52-2 發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了350 h 的整機(jī)試驗(yàn)，接著又在幻影-2000戰(zhàn)斗機(jī)上進(jìn)行了幾十小時(shí)的飛行測(cè)試，封嚴(yán)片狀態(tài)良好(圖6)。隨后又將C/SiC 陶瓷基復(fù)合材料制造的尾噴管封嚴(yán)片成功應(yīng)用到陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)的M88 發(fā)動(dòng)機(jī)[20]外部噴管上(圖7)。

上世紀(jì)90年代斯奈克瑪公司便研發(fā)出新一代基于基體自愈技術(shù)的SiC/SiC 陶瓷基復(fù)合材料，并利用該材料成功研制出火焰穩(wěn)定器，進(jìn)行了機(jī)械測(cè)試和熱循環(huán)試驗(yàn)(圖8)。試驗(yàn)累計(jì)進(jìn)行了2 000 h，試驗(yàn)最高溫度為1 180℃。結(jié)果表明，基體的自愈效率達(dá)到預(yù)期效果，驗(yàn)證了基體損傷后的自我修復(fù)技術(shù)[21]。

圖6 裝配CFCC 密封片的幻影2000 戰(zhàn)斗機(jī)Fig.6 Mirage-2000 fighter with CFCC seal

圖7 裝配CFCC 密封片的陣風(fēng)戰(zhàn)斗機(jī)Fig.7 Rafale fighter with CFCC seal

圖8 火焰穩(wěn)定器熱循環(huán)試驗(yàn)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(fā)動(dòng)機(jī)為平臺(tái)進(jìn)行了試驗(yàn)(圖9)[22]。結(jié)果表明，該燃燒室冷卻氣量較原結(jié)構(gòu)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(fā)動(dòng)機(jī)上進(jìn)行了地面持久性試驗(yàn)(包括700 個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)和70 個(gè)起降)(圖10)[23]，試驗(yàn)完成后混合段狀態(tài)良好。2012 年賽峰公司和赫拉克勒斯研究中心共同研發(fā)的CFCC 中心體在A320上進(jìn)行了測(cè)試(圖11)[24]，結(jié)果表明CFCC 排氣系統(tǒng)的聲噪比原有結(jié)構(gòu)系統(tǒng)降低了50%，質(zhì)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(cè)試Fig.11 Flight test of Cerasep A40C

3.3 日本的研究與應(yīng)用

日本在CFCC 的研究及應(yīng)用上一直處于世界前列，在增強(qiáng)體纖維的制備方面具有壟斷地位[25]。日本先后在AMG 計(jì)劃和ESPR 計(jì)劃中研制了CFCC 碳化硅復(fù)合材料燃燒室內(nèi)襯、隔熱屏、渦輪外環(huán)、渦輪葉片、渦輪轉(zhuǎn)子等。圖12為石川島播磨重工研制的渦輪外環(huán)和渦輪導(dǎo)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(jié)構(gòu)，并對(duì)其強(qiáng)度及與金屬軸的連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行了試驗(yàn)考核，驗(yàn)證了材料及工藝的可行性[27]。

圖12 CFCC 制備的渦輪外環(huán)塊和渦輪導(dǎo)向葉片F(xiàn)ig.12 CFCC turbine shroud and guide vane

3.4 我國(guó)的研究與應(yīng)用

我國(guó)的CFCC 構(gòu)件研制始于上世紀(jì)80 年代，主要研制單位包括西北工業(yè)大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、廈門大學(xué)、國(guó)防科技大學(xué)等單位。近些年來西北工業(yè)大學(xué)張立同團(tuán)隊(duì)成功研制出某型燃燒室浮動(dòng)瓦塊、密封片、內(nèi)錐體、渦輪外環(huán)(圖13)、火焰筒內(nèi)環(huán)(圖14)等零件；開展了燃燒室浮動(dòng)瓦塊臺(tái)架試驗(yàn)，完成了1 047～1 227℃、2 MPa 狀態(tài)下持續(xù)30 min 的考核；利用發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)平臺(tái)，對(duì)全尺寸CFCC 調(diào)節(jié)片進(jìn)行了全工況的掛片考核，試驗(yàn)測(cè)得材料的壁面溫度達(dá)1 047℃[28]。廈門大學(xué)吳為團(tuán)隊(duì)成功研制出復(fù)雜結(jié)構(gòu)的低壓渦輪導(dǎo)葉，下一步將開展相關(guān)零組件的試驗(yàn)考核。除構(gòu)件研制外，國(guó)內(nèi)也在積極開展CFCC 相關(guān)材料的基礎(chǔ)研究，特別是在CFCC 的損傷失效機(jī)理、壽命預(yù)測(cè)、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(yīng)用提供了技術(shù)支撐。

圖13 CFCC 渦輪外環(huán)Fig.13 CFCC turbine shroud

圖14 支撐環(huán)和火焰筒內(nèi)環(huán)Fig.14 Supporting ring and flame tube inner liner

4 CFCC 在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上工程應(yīng)用問題探討

國(guó)外CFCC 已經(jīng)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)靜子組件上開展了零組件或整機(jī)試驗(yàn)，部分零組件已在現(xiàn)役航空發(fā)動(dòng)機(jī)上使用，同時(shí)也在積極研究CFCC 在轉(zhuǎn)子件上的應(yīng)用。從工程應(yīng)用角度，CFCC 的發(fā)展及在航空發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用需重視以下問題：

(1) 提高CFCC 的制備工藝水平，保證產(chǎn)品的產(chǎn)量和質(zhì)量。目前CFCC 仍存在材料致密性差、材料性能衰減嚴(yán)重、復(fù)雜結(jié)構(gòu)的編制和制備仍然比較困難等問題，需要持續(xù)提高纖維性能、改進(jìn)CFCC 的編制、沉積工藝技術(shù)等，以實(shí)現(xiàn)CFCC 從發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)向復(fù)雜結(jié)構(gòu)、從靜子組件到轉(zhuǎn)子組件上的應(yīng)用。

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

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

(4) 搭建工程化驗(yàn)證平臺(tái)，增強(qiáng)試驗(yàn)研究，積累CFCC 試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)。CFCC 的工程化應(yīng)用是一個(gè)不斷試驗(yàn)和探索的過程，需要從頂層規(guī)劃搭建試驗(yàn)平臺(tái)，積累共享試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為工程化應(yīng)用提供支撐。

(5) 根據(jù)CFCC 特征適應(yīng)性改變航空發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)流程和方法。

5 結(jié)束語

我國(guó)CFCC 的研制及工程應(yīng)用已取得長(zhǎng)足的進(jìn)步，與國(guó)外的差距正逐步縮小。隨著研發(fā)和工程技術(shù)水平的提升，未來CFCC 在航空發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部件上的應(yīng)用比例將不斷提高，逐步由發(fā)動(dòng)機(jī)靜子組件發(fā)展到轉(zhuǎn)子組件。我國(guó)CFCC 的研究與發(fā)展應(yīng)立足于國(guó)情，發(fā)揮院所聯(lián)動(dòng)、廠所結(jié)合優(yōu)勢(shì)，充分利用計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬技術(shù)，健全CFCC 研發(fā)、試驗(yàn)考核及應(yīng)用體系，實(shí)現(xiàn)陶瓷基復(fù)合材料研發(fā)與應(yīng)用的跨越式發(fā)展。