推比15整体涡轮叶盘 我国陶瓷基复合材料新成果 | 航空发动机专题_风闻

 

国产碳化硅陶瓷基复合材料在发动机上的应用 

      随着航空技术的发展，对航空发动机推重比的要求越来越高, 航空发动机的涡轮前进气温度也越提越高。数据显示航空发动机涡轮前温度每提高100度，在发动机尺寸不变的条件下，推重比可以增加10%。涡轮前温的提高对燃烧室、涡轮以及加力燃烧室等热端部件的材料提出了更高的要求。传统的热端部件结构材料是镍基高温合金。因为受到理论限制，其工作温度无法超过1227℃。为了发动机性能的提升，工程师们找到了陶瓷基复合材料。

      所谓陶瓷基复合材料就是以陶瓷为基体与各种纤维复合的一类复合材料。陶瓷基体可为氮化硅、碳化硅等高温结构陶瓷，这些陶瓷材料具有耐高温、高强度和刚度、相对重量较轻、抗腐蚀等优异性能，但其致命的弱点是比较脆，容易出现裂纹甚至断裂。而采用高性能纤维与陶瓷基体复合，就可以显著提高陶瓷韧性和可靠性。纤维能阻止裂纹的扩展，从而得到有优良韧性的纤维增强陶瓷基复合材料。这样的陶瓷基复合材料具备了类似金属的断裂行为，即受力较大时先发生拉伸，拉伸大到一定程度时才会发生断裂，只有具备这样优良韧性的材料才具备在发动机涡轮叶片上使用的条件。

陶瓷基复合材料显微结构

这样的陶瓷基复合材料主要是连续纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料（CMC-SiC），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)两种。但是因为碳纤维在高温下容易氧化，实际上适合用在涡轮叶片上的主要是碳化硅纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料。该材料既克服了普通陶瓷材料存在脆性、可靠性低的缺点，同时具有耐高温、密度低、高比强度、抗氧化、耐烧蚀、高可靠性等优良特性。已成为高推重比航空发动机，高超音速飞行器首选的高温结构材料。CMC-SiC材料可以使结构有效减重50%～70%，并可大幅降低冷却气体用量，能够将发动机的工作温度提高400～500℃，可显著提高发动机的推重比。是新一代航空发动机热端部件的理想材料。据初步测算，采用耐温1480°C的CMC材料高压涡轮叶片可使发动机燃油消耗率降低6%。同时，采用CMC材料制成的燃烧室所需的冷却气量也大幅减少，进而降低冷却空气同燃油掺混后不完全燃烧生成氮氧化物的机会，其氮氧化物的减排潜力可达33%。

 碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料的制备工艺有：化学气相渗透法（CVI）、反应性熔体渗透法(RMI) 、先驱体转化法（ＰＩＰ）、液相硅浸渍法（ＬＳＩ ）等几种工艺。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。我国以CVI和PIP为主，已经建立起了系统的材料及制备工艺体系。

国产第二代碳化硅纤维

SiC纤维是SiC/SiC陶瓷基复合材料的上游原材料。目前世界上仅日本和美国能批量提供通用级和商品级的SiC纤维，已实现产业化产能达百吨级的仅有日本碳公司和日本宇部兴产株式会社。根据纤维组成、结构及性能的发展变化过程，SiC纤维可分为三代，第一代为高氧碳SiC纤维，第二代为低氧高碳含量SiC纤维，第三代为近化学比SiC纤维。

第1代为以日本碳公司的Nicalon200纤维和宇部兴产的TyrannoLOX-M纤维为代表的高氧碳SiC 纤维，1 代纤维均采用氧化交联方式，最终纤维中的氧质量分数为10%~15%，当使用温度达到1200℃以上，纤维中的SiCxOy相发生分解反应，纳米SiC 晶体长大，导致力学性能急剧下降。

第2 代纤维以日本碳公司的Hi-Nicalon纤维和宇部兴产公司的Tyranno LOX-E、TyrannoZM 和Tyranno ZE 等低氧、高碳含量SiC 纤维为代表，主要采用电子束交联，第2 代SiC 纤维中氧的质量分数降低，自由碳的质量分数相对较高，SiC 晶粒尺寸较第1 代大，纤维使用温度由1200℃提高到1300℃。

第3 代SiC纤维以日本碳公司的Hi-NicalonType S、宇部兴产公司的Tyranno SA以及Dow Corning 的Sylramic 等牌号的近化学计量比SiC 纤维为代表，在组成上接近SiC 化学计量比，游离碳和杂质氧含量明显降低，在结构上表现为高结晶度的SiC 多晶结构，其耐温能力大幅提升至1700℃。

我国从20世纪80年代开始，就有张立同院士领导的西北工业大学研发团队，以及中航工业复材中心、航天材料及工艺研究所、国防科大、中科院硅酸盐研究所等单位先后跟踪国际前沿启动研发工作。

国防科技大学是我国最早开展先驱体法制备SiC纤维和含钛SiC纤维研究的单位，经历了实验室制得短纤维到制备连续纤维和工业化开发过程。以冯春祥教授为首的科研团队经过艰苦的探索，于1991年建成了国内第一条连续碳化硅纤维实验生产线。建成了产能500kg/年的SiC纤维中试生产线，制得了具有较好力学性能的连续SiC纤维及含钛碳化硅纤维。

我国研究SiC纤维的主要单位有国防科技大学、厦门大学等，并取得了卓有成效的成果。2016年，江苏省苏州赛力菲陶纤新材料有限公司，年产10吨级第一代SiC纤维生产线投产。2017年，宁波众兴新材料有限公司，国内首条10吨级第二代连续碳化硅纤维量产生产线通过验收。这条年产10吨的生产流水线经改进后年产量可超20吨。厂房内还预留了3条生产线的空间，全部投产后年产量将有80吨至100吨。目前国内已经突破第二代SiC纤维和SiC/SiC复合材料研制关键技术，具备了构件研制和小批量生产能力。

下面我们来看看国外碳化硅陶瓷基复合材料的应用情况。20世纪80年代，法国率先研制出SiC/SiC陶瓷基复合材料，成功应用于法国阵风战斗机M88-2发动机喷管外调节片，美国F-15/F-16战斗机F100型发动机调节片上。随后各个国家持续加大对SiC/SiC陶瓷基复合材料制造技术领域投入，如美国NASA的HIPTET、HSR/EPM和UEET计划，日本的AMG计划等，SiC/SiC陶瓷基复合材料制造技术逐渐成熟，应用范围也日益广泛。据报道，SiC/SiC陶瓷基复合材料目前已经成功应用于F110-GE-129发动机尾喷管、F136发动机涡轮叶片、F414发动机和CFMLEAPX发动机涡轮罩环等构件。法国赛峰集团设计的陶瓷基复合材料(CMC)尾喷口在2015年6月16日搭载在CFM56-5B发动机上完成了首次商业飞行。在2012年于A320上执行了初始试验后，CMC尾喷口验证件于2015年4月22日通过欧洲航空安全局(AESA)商业飞行使用认证。赛峰公司针对单通道客机的新一代发动机LEAP-X在2016年投放市场，该发动机配备由CMC材料制造而成的高压涡轮导向叶片及涡轮罩环。实现了CMC在商用航空发动机上的首次应用。我国Ｃ９１９客机装备的发动机就是LEAP-X１Ｃ发动机。GE9X发动机的燃烧室火焰筒、第一级高压涡轮喷管和罩环以及第二级高压涡轮喷管都由CMC制造。2015年初，GE9X发动机的首个全套CMC零部件在一台改造过的GEnx-1B发动机上开始试验。2014年末，GE在一台F414涡扇发动机平台上验证了由CMC制成的低压涡轮叶片的耐温性和耐久性，这是CMC材料在旋转部件上的首次成功应用。2015年前后，罗罗公司与Orbital-ATK公司利用一台Trent1000发动机测试了陶瓷喷管。试验结果显示CMC材料的重量比钛合金降低了20%，有效降低了燃油消耗。

      我国从20世纪80年代开始，就有张立同院士领导的西北工业大学研发团队，以及中航工业复材中心、航天材料及工艺研究所、国防科大、中科院硅酸盐研究所等单位先后跟踪国际前沿启动研发工作。“硅陶瓷基复合材料”课题被列入总装“九五”预研计划，要求该课题在“九五”期间完成制备工艺研究，并对CMC-SiC的模拟件在发动机试验台上考核，结果仅用5年时间就实现了由制造工艺研究到构件考核的跨越。

碳化硅陶瓷基复合材料早期取得的研究成果

      早在2003年，西北工业大学张立同教授领导的超高温复合材料实验室经过近7 年的努力，自行研制成功拥有自主知识产权的 CVI 法制备陶瓷基复合材料（CMC - SiC ）的工艺及其设备体系，并形成批量制备复杂构件的能力。我国是继法国之后世界上第二个掌握这一技术的国家，该成果获2004年国家技术发明一等奖。获得 5 项国家发明专利 ,专利内容包括 实时变量控制的 CVI 技术、 CVI - RMI 致密化技术、自动供给与监控技术和符合环保要求的尾气处理 技术等。经过 20 余种 160 余件构件和 3000 余件各种 类型试件的制备考核 ,其中液体火箭发动机全尺寸 C/ SiC 喷管通过了 高空台试车,CMC SiC浮壁瓦片模拟件和调节片分别通过了航空发动机环 境的短时间考核 ,C/ SiC固体火箭发动机导流管通过了无控飞行考核。证明工艺稳定可靠 ,为我国 CVI - CMC - SiC 的产业化发展奠定了坚实的基础。2014年5月的报道，中国航天科技集团公司六院11所研制生产的陶瓷基复合材料喷管首次参加地面试车，顺利通过了发动机方案验证。

      近年来通过国家项目的支持，目前国内相关高校和研究单位在航空发动机用连续纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料和构件制造技术方面已取得可喜的技术突破。在结构陶瓷基复合材料及其构件制造技术方面，突破了陶瓷基复合材料复杂异形件的设计、整体编织技术、先驱体浸渍裂解工艺、近净成型技术、表面热防护技术、陶瓷基复合材料的加工技术、与金属部件的连接与装配技术以及无损检测等关键技术。

 国产碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用

     国产SiC/SiC复合材料热结构件已通过某型号航空发动机模拟器考核；此外，研制的SiC/SiC复合材料航空发动机热结构件在某型号国产航空发动机上，进行挂片考核；以国防科技大学第二代连续碳化硅纤维为增强体制备的发动机热端复合材料涡轮转子叶片和导向器叶片在国内首次通过发动机装机考核，考核后结构完整，无损伤。与镍基耐高温金属相比，涡轮转子叶片减重达72%，导向器叶片减重58%。采用同样材料，目前正在进行整机考核的部件还有用于发动机热端的燃烧室衬套，碳化硅陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘（推比15一级发动机关键部件），（歼-20）发动机隐身喷管等。上述工作均达到了国际同类陶瓷基复合材料发动机热结构件的先进水平。