连续纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用_王鸣
碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料的研究进展
33一、引言随着现代科学和技术的发展，许多新的空间能源和技术领域，特别是航空、军事或尖端科学领域，如发动机、航空航天热保护系统、原子能，在新材料需求量最大的领域，特别是高温物质结构，其密度低，高强度高，耐久性高，耐高温，耐腐蚀性能。
例如，航空发动机主要依赖进口温度前的涡轮机，而进口温度前的涡轮机被认为在10度时，涡轮机的顶部涡轮机最高可达1 650℃。
在这种高温下，传统的超合金材料已不再符合要求，因此研究人员的研究重点转到了碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料。
二、复合材料的研究进展1.复合材料的制备工艺（1）CVI工艺CVI是在CVD基础上进行研究的。
主要的准备过程是：第一，碳纤维预制件放在一个密闭的反应室里，采用高温环境下的蒸汽渗透法将反应气体过滤到预制件内或表面，以产生陶瓷基质的化学反应。
就CF/SIC化合物而言，CVI的准备工艺通常以诸如MTS、TMS、H 2和AR 等反应气体为基础，这些气体在高温抽取，以便在碳纤维预制件上储存陶瓷sic 基体。
这种工艺的优点是: 合成陶瓷基本材料通常是在低于基底熔点的温度下制备的，纤维与基底之间不会发生高温化学反应，材料中的残留电压很小，纤维本身的损害较小，因此，它可以确保复合材料结构的完整性；它能够以复杂的方式用一个很大的纤维体积部分加工CF/SIC复合材料。
主要缺点是: 随着渗透率的提高，纤维预制结构内的毛孔变小，渗透率变慢，导致生产周期较长，设备复杂，准备成本高；成品的多孔性和材料的低密度影响了复合材料的特性。
由于这一进程的缺点，其效用受到限制。
为了提高沉积效率、降低成本和缩短准备时间，研究人员目前开发了若干方法，包括热梯度法和在某种程度上改进CVI工艺的其他工艺。
（2）PIP工艺PIP是近年发展的一种制备工艺，工艺比较简单，而且制备环境要求低，因此发展比教迅速，并受到广泛的关注。
这一方法的基础是使用有机前体，这些前体在高温下得到分化，然后转化为无机陶瓷基体。
陶瓷基复合材料的研究进展及其在航空发动机上的应用
陶瓷基复合材料的研究进展及其在航空发动机上的应用摘要：综述了陶瓷基复合材料(CMCs) 的研究进展。
就CMCs的增韧机理、制备工艺和其在航空发动机上的应用进展作了详细介绍。
阐述了CMCs研究和应用中存在的问题。
最后，指出了CMCs的发展目标和方向。
关键词：陶瓷基复合材料；航空发动机；增韧机理；制备工艺The Research Development of Ceramic Matrix Compositesand Its Application on AeroengineAbstract: The development and research status of ceramic matrix composites were reviewed in this paper. The main topics include the toughening mechanisms, the preparation progress and the application on aeroengine were introduced comprehensively. Also, the problems in the research and application of CMCs were presented. Finally, the future research aims and directions were proposed.Keywords: Ceramic matrix composites, Aeroengine, Fiber toughening,Preparation progress1 引言推重比作为发动机的核心参数，其直接影响发动机的性能，进而直接影响飞机的各项性能指标。
高推重比航空发动机是发展新一代战斗机的基础，提高发动机的工作温度和降低结构重量是提高推重比的有效途径[1]。
现有推重比10一级的发动机涡轮进口温度达到了1500~1700℃，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，而推重比15~20一级发动机涡轮进口温度将达到1800~2100℃，这远远超过了发动机中高温合金材料的熔点温度。
陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用研究
料制 造工 艺 的改进 等 。
等 。由于冷却 结构 的复 杂化 和冷 却空 气 流量 的增加 已成 为提高 发 动机 性 能 的 重 要 技 术 课 题 。但
是 ， 果采 用耐热 性 和高 温 强 度 如
在 以 碳 化 硅 纤 维 为 增 强 纤
“ 额定 时为 ９ 以上” 在 ９ 。
１ ２ 设 计 结 果 ．
高 温下 比强度 高 的 特性 ， 以用 所 来 制造 飞机发 动机 零部 件将会 提
关 燃烧 冷却结 构 的 改进 、耐热 材
料 的 开 发 以 及 绝 热 镀 层 的 研 究
高 发动 机性 能 。当前正 在进行 有
造 方 法 与性 能评 价 结果 等 。
主 题 词 陶 瓷 复 合 材 料 碳一
具有 无冷 却结 构 陶瓷基 复合 材料 衬套 的燃 烧 室 （ 以下 简 称 本 燃 烧 室 ） 计 条 件 如 表 １所 示 。 设
设计 时考 虑到 与 日本 国内最 近开
在 １３０Ｃ ０ 。高温下保 持 ２Ｏ０ ０ｈ后其 强度 为原 强 度 的 ８ ，而 且在 高 Ｏ 温下 的耐久 性有 明显改善 。因此 ， 陶瓷基 复合 材 料不 仅 可用 于 飞机 发动机 的二次零件 ， 在燃烧 室衬套 等主要零件上也可以使用 。 为提高 飞机 发动机 性 能而提 高压缩 机高 压 比时 ，由 于燃 烧 室 入 口温 度升 高引 起发动 机衬 套冷 却 空气 温度增 加 ，而且 燃 烧 室燃
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推进 技术
陶 瓷基 复 合 材 料 在 航 空 发 动 机 上 的 应 用 研 究
摘 要 介 绍 了 陶 瓷 基 复 合 材 料 的性 能 、在 航 空 发 动 机 上 的 应 用 动 向 以及 陶 瓷 复合 材 料 燃 烧 室 衬 套 的 制
碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料的研究进展及应用
第28卷第6期 硅 酸 盐 通 报 Vol .28 No .6 2009年12月 BULLETI N OF THE CH I N ESE CERAM I C S OC I ETY Dece mber,2009 碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料的研究进展及应用何柏林,孙 佳(华东交通大学载运工具与装备省部共建教育部重点实验室,南昌 330013)摘要:碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料具有密度低、高强度、高韧性和耐高温等综合性能,已得到世界各国高度重视。
本文综述了碳纤维的研究进展,C f /Si C 复合材料的制备方法,并分析了各种制备方法的优缺点。
概述了C f /Si C 复合材料作为高温热结构材料和制动材料的应用状况。
最后,指出了有待解决的问题和今后的主要研究方向。
关键词:C f /Si C 复合材料;制备方法;应用中图分类号:T B332 文献标识码:A 文章编号:100121625(2009)0621197206Progress and Appli ca ti on of Carbon F i bers Re i n forcedS ili con Carb i de Ceram i c M a tr i x Com positesHE B o 2lin,SUN J ia(Key Laborat ory of Conveyance and Equi pment,M inistry of Educati on,East China J iaot ong University,Nanchang 330013,China )Abstract:Carbon fibers reinforced silicon carbide cera m ic matrix composites have received intensive interest due t o their excellent p r operties such as l o w density,high strength and t oughness,oxidati on resistances .The devel opment of carbon fibers was revie wed .The several p reparati on methods of C f /Si C composites were intr oduced .The advantage and disadvantaged of every method were analyzed .The app licati on of C f /Si C composites were described as the outstanding high te mperature structure materials and braking materials .Finally,p r oble m s f or further research and key study as pects in the future were pointed out .Key words:C f /Si C composites;p reparati on methods;app licati on基金项目:江西省教育厅科研基金项目(赣教技字[2007]426号)作者简介:何柏林(19622),男,博士,教授.主要从事陶瓷基复合材料的研究.E 2mail:hebolin@1 引 言碳化硅陶瓷因具有高强度、高硬度、抗腐蚀、耐高温和低密度而被广泛用于高温和某些苛刻的环境中,尤其在航空航天飞行器需要承受极高温度的特殊部位具有很大的潜力。
陶瓷基复合材料在欧美军民用航空发动机上的发展
陶瓷基复合材料在欧美军民用航空发动机上的发展作者：姚改成郭双全黄璇璇刘俊伶张良成叶勇松来源：《航空维修与工程》2018年第10期摘要：陶瓷基復合材料作为航空发动机候选材料之一，具有广泛的应用前景，本文主要概述了陶瓷基复合材料在欧美军民用航空发动机尾喷口、燃烧室和涡轮等热端部件方面的发展和应用。
关键词：陶瓷基复合材料;航空发动机;尾喷口;燃烧室;涡轮0 引言陶瓷基复合材料（CMC）作为一种轻质、高性能的结构复合材料在高温领域应用广泛，优异的高温性能使其可替代高温合金材料成为在航空发动机上特别是在航空发动机核心机上使用的候选材料之一。
国外在陶瓷基复合材料构件的研究与应用方面，基于先易后难、先低温后高温、先静子后转子的层层递进的发展思路，充分利用现有的成熟发动机进行考核验证。
首先发展中温（700℃～1000℃）和中等载荷（低于120MPa）的静子件，如尾喷口调节片和密封片;再发展高温（1000℃～1300℃）中等静子件，如火焰筒、火焰稳定器、涡轮导向叶片和涡轮外环等;而更高载荷（高于120MPa）的静子件或转子件，如高压涡轮转子和静子，现已在研究和试验阶段[1]。
本文主要就CMC在欧美军民用航空发动机上的发展做一概述。
1 CMC在军用发动机上的发展1.1 CMC在尾喷口上的发展20世纪70年代，碳/碳（ C/C）复合材料作为高温复合材料在航天发动机上首次使用。
随后，由于化学气相渗透（CVI）制备工艺的出现，C/C复合材料在飞机刹车盘上获得成功应用[2]。
20世纪80年代，CMC作为高温热防护材料在航天飞机的热防护系统上首次使用。
随后，法国斯奈克玛公司开展了CMC在航空发动机尾喷口部件的应用研究[3]，先后研制出C/SiC （ Sepcarbinox262）和SiC/SiC（ Sepcarbinox 300），并分别在M88-2尾喷口的外调节片和内调节片上进行试车考核。
其中，Sepcarbinox262复合材料强度较高，强度从室温到700℃可以保持在250MPa左右，相比镍基高温合金减重30%。
碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料
缺点：①致密周期较长，制品的孔隙率较高，对材料蠕变性能有一定影响；②基体密度在裂解前后相 差很大，致使基体的体积收缩很大(可达50～70％)，因此需要多次循环才能达到致密化。
优点：基体软化温度较低，可使热压温度接近或 低于陶瓷软化温度。适用于制备单层或叠层构件， 致密度较高且缺陷少。
缺点：SiC陶瓷基体的烧结温度一般在1800℃以 上（添加加烧结助剂，常见的有TiB2、TiC、B、 BN等）。
4、液相硅浸渍法(LSI)
液相硅浸渍法是通过Si+C反应烧结生成，也称反应熔体浸渗法主要工艺流程如下： 纯固体硅于1700℃左右熔融成液态硅，通过C／C复合材料中大量分布的气孔，利用 毛细作用原理渗透到预制体内部并与C发生反应生成SiC陶瓷基体。 优点：工艺时间短，成本低。同时还可以制备大尺寸、复杂的薄壁结构组件。 缺点：制备Cf／SiC复合材料时，由于熔融Si与基体C发生反应的过程中，不可避免 地会与碳纤维发生反应，纤维被浸蚀导致复合材料性能下降。（只能制得一维或二维 的Cf／SiC复合材料，应用前景不大）
改善：均热法、热梯度法、等温强制流动等工艺
2、先驱体转化法(PIP)
先驱体转化法(PIP)是近年来发展迅速的一种制备Cf／SiC复合材料的制备工艺，由于成型工艺简单、 制备温度较低等特点而受到关注。该方法是利用有机先驱体在高温下裂解进而转化为无机陶瓷基体。 基本流程为：将含Si的有机聚合物先驱体(如聚碳硅烷、聚甲基硅烷等)溶液或熔融体浸渍到碳纤维预 制体中，干燥固化后在惰性气体保护下高温裂解，得到SiC陶瓷基体，并通过多次浸渍裂解处理后可获 得致密度较高的Cf／SiC复合材料。
航空发动机整体叶环结构的研究进展
合材料（ TiMMC）[5~7] 制造的，具有强 子的质量大大减轻，如第 3 级整体叶 化硅纤维（SCS-6）增强的钛基（SP-
度高、使用温度高及疲劳和蠕变性能 环转子的质量只有 4.5kg 左右，而常 700）复合材料风扇整体叶环转子。
好的优点，TiMMC 整体叶环如图 1 规镍基合金制造的同样转子的实际
我国与印度开展的国际合作研
所示。TiMMC 整体叶环代替压气机 质量为 25kg。20 世纪 90 年代中期， 究项目中，有一带环箍的单级风扇试
盘，不仅可以扩大压气机的设计范 在 IHPTET 研究计划下，GEAE 公司 验研究，该风扇的设计参数为：增压
围，而且可大幅度ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ轻重量，与常规 开发和验证了 TiMMC 压气机整体 比 3.0，叶尖切向速度 470m/s，有 17
加工制造缺陷对 TiMMC 性能有
表1 一些商用连续纤维的室温性能
纤维名称
SM1040 SCS-6 Trimarc
制造厂商
DEAR-Sigma Textron ARC
密度 /（kg·m-3）
3400 3000 —
在 给 定 纤 维 含 量 的 情 况 下，粗 纤 维 可 以 增 加 其 间 的 距 离，从 而 有 利于降低纤维在高温复合固结过程 中产生径向裂纹倾向和充分发挥钛 基体的韧性作用。目前化学气相沉 积方法（CVD）制备的粗纤维都存在 一 定 的 残 余 应 力，而 且 考 虑 到 经 济 性，增 强 钛 合 金 的 连 续 纤 维 直 径 以 0.12~0.15mm 为宜。
50 航空制造技术·2013 年第 9 期
大飞机发动机关键制造技术 Key Manufacturing Technology of Aeroengine for Large Aircraft
碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料的研究进展及应用
碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料的研究进展及应用1研究进展近年来，随着碳纤维增强碳化硅陶瓷复合材料（CCR）性能优越的发现，越来越受到科学家和工程师的关注。
并且CCR的陶瓷相结构具有极高的抗热、抗冲击、抗腐蚀和耐磨性能。
然而，由于其微观和宏观机械性能调控能力较弱，该复合材料在应用中仍受到一定的限制。
近期，CCR材料的性能优势受到了很多研究者的重视，各种新型结构，复杂的组合加工工艺及增强技术被提出。
例如，抗腐蚀性能可以通过制备复合表面层来改善；抗热、抗受力能力可以通过控制碳纤维的尺寸和排列方式来改善；耐磨性能可以通过引入碳材料的碳-氧化物多层复合来增强。
最近，一些拥有改良机械性能的新制备工艺也被研究并实施，包括激光熔覆、前景碳化熔覆、快速增材成型、焊接熔覆和高速冲击等。
2应用对于碳纤维增强碳化硅陶瓷复合材料，主要应用于航空航天、船舶航行及军事等方面，其优越的机械性能使其成为一种非常理想的重要应用材料。
如果说航空飞机，这种复合材料可以替代大部分传统金属。
由于复合材料的轻重比和热稳定性更佳，可以帮助飞机减轻重量。
此外，其优越的抗受力和抗腐蚀性能还可以防止复合材料受到高温或低温环境的影响。
此外，由于复合材料可以克服传统金属在热响应速度受到拘束的缺点，在军事上其应用也都非常广泛。
最新研究表明，该材料很容易改变其形状，使用CCR，军事装备及其它武器物品可以取得更好的效果。
3结论碳纤维增强碳化硅陶瓷复合材料的研究及应用正在逐渐受到重视，复合材料的热稳定性、高抗受力和抗腐蚀性等优势在航空航天、船舶航行及军事领域都得到了广泛的应用。
此外，新的制备工艺也取得了巨大的进步，可以有效地改善复合材料的机械性能。
因此，未来碳纤维增强碳化硅陶瓷复合材料将有望发展出更强大的功能更适应更多应用场景。
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研究与应用方面，基于先易后难（先 静 止 件 后 转 动 件，从 低 温 到 高 温） 的 发 展 思 路，充 分 利 用 已 有 的 成 熟 发 动 机 进 行 考 核 验 证，首 先 发 展 中 温（700~1000℃）和中等载荷（低于 120M P a）的 静 止 件，例 如 尾 喷 管 调 节片 / 密封片和内锥体等；再发展 高温（1000~1300℃）中等载荷静止 件，例如火焰筒、火焰稳定器及涡轮 外环、导向叶片等；而作为更高载荷 （高于 120MPa）静止件或转动件，例 如涡轮转子和涡轮叶片还处于探索 阶段。
10 航空制造技术·2014 年第 6 期
对高推重比航空发动机的部件， 要求所选用的结构材料要具有较低 的密度和较高的强度。随着发动机 单位推力的提高，发动机燃烧室出口 温度有较大幅度的提升，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，传统镍基高
温材料已经难以满足设计工况的使 用要求。连续纤维增强碳化硅陶瓷 基复合材料是最有潜力的热结构材 料之一，该材料的密度仅为高温合金 的 30％，在不用空气冷却和热障涂 层的情况下，长期工作温度可比高温 合金提高 200℃以上。在航空发动
在美国能源部陶瓷燃气轮机计 划的支持下，涡轮（Soler）公司研发 并验证了自愈合 SiC/SiC 燃烧室衬 套。其开发策略是引入一种非常简 单的燃烧室结构，其中自愈合 SiC/ SiC 环形燃烧衬套位于金属机匣内的 圆筒形壳体中，压气机空气通过衬套 向涡轮热端流过。同时，为降低高温 腐蚀环境对自愈合 SiC/SiC 复合材料
可能面面俱到地反映出实际构建的 所有缺陷，同时该方法的成本很高。 因此，在工程化应用方面，应针对典 型构件加强各种无损检测方法的研 究，积累并建立不同的失效标样和数 据图谱。 4 高温抗氧化涂层
航空发动机燃烧室出口的燃气 温度在 1300℃以上，高温热端部件 基本超出了碳化硅陶瓷基复合材料 的长期使用温度，此外燃气中还有微 量的硫化物和水蒸气，与碳化硅陶瓷 基复合材料会发生化学反应，导致材 料的稳定性发生恶化，材料的力学性 能明显下降。因此，在研究碳化硅陶 瓷基复合材料的同时必须解决高温 抗氧化问题。国外相继开发了二代 环境障涂层，国内相关研究单位也相 继开展了环境障涂层材料、制备工艺 等方面的研究，对环境障涂层的抗高 温氧化、抗热冲击、抗水蒸汽性能及 涂层的失效机理和涂层对基体力学 性能的影响等进行了研究。目前存 在的最大问题是最高使用温度受到 限制，只能在 1300℃以下安全使用， 并且涂层寿命与发动机使用要求相 比 还 有 较 大 差 距，应 该 加 大 力 度 研 究。 5 复合材料的修复
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破坏应力，以致复合材料中产生微裂 纹，甚至破坏。因此金属件与复合材 料基体之间必须设计特殊的连接以 保证两者的热膨胀相匹配，特别是在 构件从低到高的使用温度范围内，其 匹配程度决定了复合材料的使用寿 命，理想的连接方式是在连接界面附 近对复合材料基体中产生适度的压 缩应力，这个预压缩应力使脆性较大 的陶瓷基体在复合材料承受拉伸载 荷时抵抗变形和开裂的能力增加，提 高构件的抗疲劳寿命。目前对于复 合材料与金属件的连接多采用铆接 法，但是连接的可靠性还需要在发动 机真实环境下进行长时间的试验考 核。 3 无损检测
随着连续碳化硅纤维增强陶瓷 基 复 合 材 料 制 造 技 术 的 不 断 成 熟， 其 使 用 范 围 也 在 不 断 扩 大，在 面 向 先 进 航 空 发 动 机 的 IHPTET 计 划、 HITEMP 计划、UEET 计划、VAATE 等计划中，连续纤维增强陶瓷基复合 材料高温部件都是其中先进材料的 研究重点之一。美国 IHPTET 计划 对自愈合 SiC/SiC 复合材料燃烧室 火焰筒和内外衬的演示验证表明，带 EBC 涂层的自愈合 SiC/SiC 复合材料 在最高温度为 1200℃的燃烧室环境 中，寿命达 5000h，高温工作时间达 500h[6]。
作为结构材料，尽管碳化硅陶瓷 具有耐高温能力强、抗氧化能力强、 抗高温蠕变性好、线性膨胀系数小等 优点，但是塑性低、不能承受剧烈的 机械冲击和热冲击，严重影响了实际 应用。为此，通过采用连续纤维进行 增韧 / 增强，提高复合材料强度和韧 性。 碳 化 硅 纤 维 与 碳 纤 维 相 比，在 1200℃下其拉伸强度和弹性模量均 无明显下降，在高温下具有更好的稳 定性，与碳化硅陶瓷基体的匹配性也 更好，因此更适合用于制造长寿命、 高可靠性的航空发动机的构件。
2014 年第 6 期·航空制造技术 11
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图2 M88-2发动机
的影响，还研发了环境障涂层，提高 了 SiC/SiC 衬套寿命达 2~3 倍。
法国 Snecma 公司积极开发 SiC/ SiC 燃烧室火焰筒，该公司所研制的 自愈合 SiC/SiC 燃烧室衬套（图 3）已 经通过 180h 的发动机测试（600 个 循环，最大状态 100h）；火焰稳定器 已通过 1180℃、143h 的测试 [7]。
日本也很重视自愈合 SiC/SiC 复 合材料在燃气涡轮发动机上的应用 研究。研制的自愈合 SiC/SiC 燃烧 室火焰筒，试验达到设计要求。2003 年日本在下一代超声速运载器的推 力系统 ESPR 计划中研制了自愈合 SiC/SiC 燃烧室内衬和隔热屏，有效 减少了 NOx 和 CO2 排放 [8]。此外，还 重点开展了复合材料涡轮叶片的应 用研究，虽然温度的变化对于碳化硅 陶瓷基复合材料强度影响很小，但由 于材料拉伸强度较低，因此在中低温
陶瓷基复合材料制造成本通常 很高，生产周期长，使用环境对其质 量要求严格，如何有效提高其可靠性 是非常迫切的问题。采用合适的无 损评价方法对制造过程进行有效控 制、保证成品质量和服役期性能，提 高产品可靠性都将起到非常关键的 作用，连续纤维增强陶瓷基复合材料 的工程化应用需要解决构件的无损 检测技术。红外热成像、X 射线照相 和 CT 技术是陶瓷基复合材料常用的 3 种无损检测方法。3 种方法的技术 特点相比较，红外热成像、X 射线照 相两种技术不受构件的尺寸影响，能 够构建平面图，并显示缺陷的所在的 位置和大小，成本较低，红外热成像 技术对于材料的热辐射值敏感，能较 好地检测出材料内部的分层、孔隙等 缺陷，X 射线照相技术对材料的密度 敏感，能较好地检测出与材料密度有 关联的缺陷，但不能针对该材料容易 产生的分层进行直观的描述；工业 CT 技术以断层扫描进行分割，并且 通过软件形成重构图，对复合材料的 裂纹表达有明显的直观效果，可以得 到裂纹的位置和大小的定性定量描 述，而且对材料的密度分布敏感，但 是其取截面进行全图构建的方式不
国外已经研制出使用温度 1400~1450℃的第三代碳化硅纤维， 并已形成商品化。我国目前仅有少 数几家单位能够生产出使用温度为 1100℃的第一代连续碳化硅纤维 [9]。 对于长期使用温度为 1200~1250℃ 的第二代碳化硅纤维的连续化制备 关键技术尚未完全突破，实验室制造 的单丝力学性能指标达到了国外同 类产品水平，但束丝的性能远低于国 外产品。限于设备能力，还存在电子 束交联能力低（束丝产量低）、批次质 量还不够稳定等问题。国产碳化硅 纤维的质量和产量，严重制约了连续 碳化硅纤维增强碳化硅材料和构件 工程化研究进程。 2 复合材料与金属件的连接
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机 中 采 用 陶 瓷 基 复 合 材 料 结 构，可 以减轻部件重量和降低冷却空气用 量，提高涡轮前温度和效率，降低油 耗率，从而能够提高发动机的推重比 （图 1）[1]。
本研究通过对国外连续纤维增 强碳化硅陶瓷基复合材料的分析，结 合航空发动机设计对于复合材料构 件的使用要求，从发动机材料工程化 应 用 的 角 度，提 出 国 内 连 续 纤 维 增 强碳化硅陶瓷基复合材料研究中还 需要解决的问题，并且提出相应的建 议。
本研究通过对国外连续纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料 的分析，结合航空发动机设计对于复合材料构件的使用要求， 从发动机材料工程化应用的角度，提出国内连续纤维增强碳 化硅陶瓷基复合材料研究中还需要解决的问题，并且提出相 应的建议。
王鸣 中航工业沈阳发动机设计研究所
副总设计师，研究员，集团公司特级技 术专家，主要从事航空发动机设计及材 料应用研究。参与了多个型号航空发 动机的研制，曾获省部级科技进步奖 10 多项，发表论文 8 篇。
20 世纪 90 年代中期，Snecma 公 司与普惠公司在 F100 发动机的喷管 部件上开展了连续纤维增强陶瓷基 复合材料的工程化研究应用，重点进 行了模拟飞机发动机使用环境下的 强度寿命考核试验验证，并在 F-15E 战斗机和 F-16 战斗机的 F100-PW229 发动机上进行飞行试验，考察了 在发动机全寿命试验下的使用可靠 性和可维护性 [5]。
国外在陶瓷基复合材料构件的
在 20 世 纪 80 年 代 初，法 国 Snecma 公司就开展了连续纤维增 强陶瓷基复合材料在航空发动机喷 管 部 件 的 应 用 研 究，先 后 研 制 出 碳 化硅纤维增强的碳化硅陶瓷基复 合材料（CERASEPR A300）和碳纤 维增强的碳化硅陶瓷基复合材料 （SEPCARBINOXR A262），并于 1996 年成功应用在 M88-2 发动机喷管外 调节片（图 2）。随着发动机的试车 考核，暴露出陶瓷 / 纤维由于氧化损 伤 所 造 成 的 寿 命 较 短 的 问 题，为 此 Sneama 公司开发了采用自愈合技术 的新一代连续碳化硅纤维增强陶瓷
封面文章 COVER STORY
连续纤维增强碳化硅陶瓷基 复合材料在航空发动机上的应用
Application of Continuous Fiber Reinforced Ceramic Matrix Composites in Aeroengine
中航工业沈阳发动机设计研究所 王 鸣 董志国 张晓越 姚 博
由于陶瓷基复合材料与所连接 的高温合金连接件之间的线膨胀系 数差异很大，在发动机使用过程中， 由于温度的变化在两种材料的界面 处，会产生较大残余热应力，严重影 响复合材料的承载能力。在发动机 特殊工作状况下，与外载荷产生的应 力相叠加所产生的拉应力可能接近 甚至超过组元或纤维和基体界面的