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航空发动机用陶瓷基复合材料及制造技术

作者: 中国建材网 发布时间: 2019年12月12日 15:51:18

中国航空报讯:现阶段,航空发动机燃烧室、涡轮等高温结构的材料仍以高温合金为主。经过40多年发展,以单晶合金为代表的金属材料耐温能力大幅提高,但仍与发动机燃烧温度相差较大,而且在新一代发动机中,差距逐渐增大(如图1所示)。为弥补材料耐温能力不足的问题,设计人员大多采用“热障涂层+气膜冷却”的主动冷却方案。但冷却气的引入直接影响燃烧效率,而且燃烧温度越高,影响作用越大。因此,耐温能力的提升是实现发动机更新换代的最根本的解决途径。

陶瓷材料耐温能力高、力学性能好、密度低,很早就被认为是发动机高温结构的理想材料,但由于陶瓷韧性差,一旦损坏会引起发动机灾难性后果,因而限制了其应用。为提高陶瓷材料的韧性,材料学家经过不懈努力发展出陶瓷基复合材料(CMC)。

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陶瓷基复合材料基本概念

陶瓷基复合材料范围很广,已在发动机上得到应用的主要有碳化硅纤维增强碳化硅复合材料(SiCf/SiC)和氧化物纤维增强氧化物复合材料(Ox/Ox)两种。

SiCf/SiC复合材料由碳化硅纤维(一般直径为12μm)、纤维表面界面层(厚度为0.2~0.5μm)、碳化硅基体3部分组成。该类材料抗氧化能力高、质轻(密度2.1~2.8g/cm3),高温(1200~1400℃)燃气寿命达几千小时,远高于高温合金使用温度,是军用/商用航空发动机核心机热端结构最理想的材料(如图2所示)。

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Ox/Ox复合材料是指以氧化物陶瓷为基体与氧化物纤维(直径一般为10~12μm)复合的一类材料。该材料比SiCf/SiC的耐温能力略低(1150℃左右),但由于不存在氧化问题,其寿命可达到上万小时,加之密度低(约2.5g/cm3)、价格合理,是涡轴、燃气轮机核心机高温结构及涡喷、涡扇发动机尾喷管结构(如图2所示)的优选材料。

SiCf/SiC和Ox/Ox复合材料均具有韧性高、耐高温、抗氧化、密度低等特性,因此,美国著名发动机材料学家格雷戈里·科尔曼(Gregory S. Corman)和克莉珊·卢瑟(Krishan L. Luthra)称“陶瓷基复合材料代替超高温合金引发了发动机高温材料领域的一场革命”。

SiCf/SiC复合材料的分类

经过40多年的发展,国外SiCf/SiC复合材料在发动机上的应用已相对成熟,完整的规范及标准是该材料成熟的重要标志之一。2016年,美国材料与试验协会(ASTM)发布的SiCf/SiC复合材料分类具体标准,通过8个“数字+字母”组合描述该材料的基本属性,即“SC2-x1n1x2-n2x3n3-n4n5”。其中SC2是SiCf/SiC复合材料的缩写;前3位“x1n1x2”描述材料的基本组成及工艺,x1代表纤维种类、n1代表增强方式、x2代表致密化工艺;中间“n2x3n3”三位代表材料的基本物理性能,n2代表纤维体积分数,x3代表密度、n3代表孔隙率;最后“n4n5”两位代表材料的基本力学性能,n4代表强度、n5代表模量。

必须指出,“设计—材料—制造”一体化是复合材料最为重要的特点。因此,陶瓷基复合材料的分类比金属材料的分类复杂得多,涵盖了关键原材料、增强方式、致密化工艺、物理性能、力学性能等一系列信息,可为设计提供初步筛选依据,但这些数据是非常基础的,远不能支持设计选材所需。

工程选材是一个非常复杂的过程,涉及的因素众多,主要从材料可行性、制造可行性及产品可设计性等3个方面考虑。一种新材料要想在发动机上应用需要经过大量的试验,以美国GE航空集团为例,陶瓷基复合材料代替金属积累了几百万小时的试验数据,特别是材料级试验更是一个数据大量积累的过程,绝非一蹴而就。按照“数据应用属性”,材料试验一般要经历几个阶段:材料筛选试验(screening tests),即在特定使用条件下开展的试验,也就是常说的关键性能试验,该阶段关键性能的提取非常重要;材料鉴定试验(qualification tests),即材料是否满足产品的使用要求,提供最初的设计用数据;材料验收试验(acceptance tests),即主要验证产品关键性能的一致性、稳定性,通常要对多批次试验进行统计;等同性评价用数据(equivalence tests),即主要评价替换材料的主要性能与替换前材料的性能一致。一般而言,以上数据很难在公开的文献、手册中出现,设计人员须根据自身产品的工况特点及不同阶段提出具体的试验项目及数量。

陶瓷基复合材料产品制造的关键技术

复合材料致密化技术