连续纤维增韧陶瓷基复合材料的研究与应用.pdf

9 0 0 3 牟复合材料学术耳会连续纤维增韧陶瓷基复合材料的研究与应用张立同，崴来飞，徐永东( 西北工业大学超高温复合材料实验室)摘要：连续纤维增韧陶瓷基复合材料( c M c ) 具有类似金属的的断裂行为、对裂纹不敏感、没有灾难性损毁a 其中连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料( C M C - S i C ) 已实甩化，其密度仅为高温合金和锟合金的1 ／3 ～1 ／4 ，钨合金的1 ／9 ’1 ／1 0 ，应用可覆盖2 8 0 0 —3 0 0 0 C 瞬时寿命、2 0 0 0 —2 2 0 0 C 有限寿俞和1 6 5 0 C 长寿命三类服役环境在火箭发动机和航空发动机、空天飞行罂的防热结构，以及民用领域都有广泛的应用前景C V I 法是制造大型、薄壁、复杂的近终形构件的唯一已商业化的制造方法，目前只有法、美等少数国家掌握c v I 的工程化技术西北工业大学超高温复合材料实验宣发展了拥有独立知识产权、可工程化制备C V I —C M C —S i C 构件的工艺及其设备体系形成了四种牌号材料，研制了2 0 余种1 6 0 余件C V I —C M C —S i C 构件，多种构件成功通过了各种典型高温服役环境的考核，材料性能和整体研究与应用水平已跻身国际先进行列。

发展C M C 的环境性能模拟技术、同质与异质连接技术是进一步挖潜C M C 应用潜力，确保使用安全性的基础陶瓷材料的耐高温、低密度、高比强、高比模、抗氧化和抗烧蚀等优异性能，使其具有接替金属作为新一代高温结构材料的潜力而陶瓷材料的脆性大和可靠性差等致命弱点又阻碍其实用化在发展的多种增韧途径中，连续纤维增韧陶瓷基复合材料( C F R C M C ，简称C M C ) 更引人注目，它可以具有类似金属的断裂行为、对裂纹不敏感、没有灾难性损毁七十年代初期法国B o r d e a u x 大学N a s l a i n 教授发明了C V I 制造连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料( 简称C M C - S i C ) 的新方法，现已发展成为工程化技术，而后美国购买了法国专利C M C - S i C 具有高比强、高比模、耐高温、抗烧蚀、抗氧化和低密度等特点，其密度2 ～2 ．5 9 ／cm { ，仅为高温合金和铌合金的1 ／3 ～i ／4 ，钨合金的1 ／9 “1 ／1 0 ) C M C —S i C 主要包括碳纤维增韧碳化硅( C ／S i C ) 和碳化硅纤维增韧碳化硅( s i c ／s i c ) 两种，由于碳纤维价格便宜且容易获得，因而C ／S i C 成为S i C 陶瓷基复合材料研究、考核与应用的首选。

C M C —S i C 的应用可覆盖瞬时寿命( 数十秒～数百秒) 、有限寿命( 数十分钟～数十小时) 和长寿命( 数百小时～上千小时) 三类服役环境的需求用于瞬时寿命的固体火箭发动机，C ／S i C 的使用温度可达2 8 0 0 ～3 0 0 0 c ；用于有限寿命的液体火箭发动机C ／S i C 的使用温度可达2 0 0 0 —2 2 0 0 C ；用于长寿命航空发动机，C ／S i C 的使用温度为1 6 5 0 C ，S i C ／S i C 为1 4 5 0 C ，提高S i C 纤维的使用温度是使S i C ／S i C用于1 6 5 0 0 C 的关键由于C ／S i C 抗氧化性能较S i C ／S i C 差，国内外普遍认为，航空发动机热端部件最终获得应用的是S i C ／S i C 因此C M C —S i C 被认为是继碳一碳复合材料( c ／c ) 之后发展的又一新型战略性材料在3 0 0 0 C 以下，它与C ／C 相比，抗氧化性和抗烧蚀性更好，强度和模量更高，并具有良好的可机械加工性，因而成为大幅度提高现有武器装备性能和发展未来先进武器装备的～种关键材料，发达国家都在竞相发展。

此外，C M C —S i C 在核聚变能源、高速刹车、燃气轮机热端部件、高温气体过滤和热交换器等方面也有广泛应用潜力蹴罗年复合材料学术牟会1G M G - S i c 的应用现状高性能动力是发展先进航空和航天器的基础提高航空发动机的推重比和火箭发动机的冲质比是改善先进航空和航天器性能的必经之路这些都要求不断降低发动机的结构重量( 或质量) 和提高发动机构件的耐温能力因此，发展耐高温、低密度的新型超高温复合材料来接替高温合金和难熔金属材料，成为发展高性能发动机的关键和基础国际普遍认为，C M C —S i C 是发动机高温结构材料的技术制高点之一，可反映一个国家先进航空航天器和先进武器装备的设计和制造能力由于其技术难度大、耗资大，目前只有法国、美国等少数国家掌握了连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料的产业化技术1 ．1 离推重比航空发动机领域高推重比航空发动机用高温长寿命C M C —S i C 正在向实用化发展，已在多种军、民用型号发动机的中等载荷静止件上演示验证成功( 见表1 ) ，推重比9 - 1 0 级发动机成为C M C - S i C 的演示验证平台美国在“I H P T E T ”第二阶段计划( 1 9 9 1 —2 0 0 0 年) 中，试验了大量c M c —S i C 构件，如整体燃烧室、整体导向器、整体涡轮、导向叶片、涡轮间过渡机匣、尾喷管等；在第三阶段计划中，将重点试验整体燃烧室和整体涡轮等。

我国高推重比航空发动机的研制也对陶瓷基复合材料也提出了需求，C M C —S i C 燃烧室浮壁模拟件和尾喷管调节片构件己分别在发动机试验台和发动机上成功地进行了初步验证表1C M C 在航空发动机上的演示验证情况飞机型号／发动机型号推重比应用部位和效果F 2 2 ／F 1 1 9 ( 美)1 0矢量喷臂采用c 啦( 内壁扳) 和啦台金( 外壁扳) 的复合结构代鲁高温合金．有效减重，从而解决飞机重心后移向量R F 2 0 0 0 ／E J 2 0 0 ( 欧)1 0C I ￡- $ i C 燃烧室、火焰稳定嚣和尾喷瞥调节片分刷通过了军用发动机试验台、军用验证发动机的严格审定．证明在高温高压燃气下来受掼伤阵风／鹏8 一I I I ( 法)9 ’1 0c 峨一S i C 作尾睛臂调节片试验成功F l l 8 F ／F 4 1 4 ( 美)9 “ 1 0成功地应用了C M C —S i C 燃烧窒B 7 7 7 ／T r e n d ( 港达) 8 0 0民用o l c ．s i c 作扇形涡轮外环试验成功．表明太幅度节省冷却气量、提离工作温度、降低结构( 美／英)重量并提高使用寿命1 ．2 先进火箭发动机领域先进火箭发动机需要瞬时寿命和有限寿命的陶瓷基复合材料。

发达国家在八十年代开始探索使用C ／S i C代替铌合金作卫星用姿控、轨控液体火箭发动机的燃烧室一喷管，近年来陆续进行了地面试车，并进入实用阶段使用c ／s i c 燃烧室一喷管已经成为高性能火箭发动机性能水平的标志，可以降低燃烧室一喷管结构质量数倍，并大量节省推进剂，从而提高冲质比，增加卫星的有效载荷和延长在空间的工作寿命，还可减少冷却用燃料排放对环境的污染我国卫星姿控发动机全尺寸C ／S i C 燃烧室一喷管已经在2 0 0 2 年1 1 月2 12嬲车复合材料学术牟会日成功通过高空台架试车此外，国际上在大型运载火箭扩张段、各类导弹发动机部件、航天飞机的头部和机翼前缘等也用C ／S i C 制造，我国相关的研究已经起步2 我国c V | - C M C - S i c 制造技术的研究进展C M C - S i C 的毒4 造方法有反应烧结( R B ) ，热压烧结( I 黔，前驱体浸渍热解( P I P ) ，反应性熔体渗透( H I ) 、化学气相渗透( C V I ) ，以及C V I - P I P 、C V l ～R M I 和P I P - H P 等 C V I ( C h e m i c a lV a p o rI n f i l t r a t i o n ) 是目前唯一已商业化的制造方法，其适应性强，原理上适用于所有无机非金属材料，可制造多维编织体复合材料的界面层、基体和表面涂层。

C V I 必须使气相反应物渗透到纤维预制体的每一根单丝纤维上，而单丝的最小间距仅为1 ¨左右，因此C V I 过程的控制比C V D 困难得多与其他成型方法相比，C V l 法制造C M C 具有制各温度低( ～1 0 0 0 “ C ) ，气相渗透能力强，便于制造大型、薄壁、复杂的近终形构件，能对基体、界面和表面层进行微观尺度的化学成分与结构设计C V I 法的主要缺点是工艺控制难度大，法国从发明C V I 法制造C M C —S i C 到形成规模生产花费了近二十年，其它国家虽然也对C V I 法制备C M C —S i C 进行了不少研究但是均未形成商品化技术C V I 法生产周期比较长，因而一般认为成本高，排放的尾气产物复杂并有污染性，目前国际市场上还没有适用的定型C V I 设备出售如何结合国情解决上述问题是我国发展C V I 技术的研究方向西北工业大学超高温复合材料实验室经过近七年的努力，自行研制成功拥有独立知识产权的C V I 法制各C M C —S i C 的工艺及其设备体系，C V I —C M C —S i C 的整体研究水平己跻身国际先进行列主要体现：( 1 ) 建立了C V I - ( M C - S i C 的制造技术平台。

形成独立知识产权的c v I —C M C —S i C 制造技术和专用设备的核心技术体系，并具备批量制备大型和复杂构件的能力已获得的5 项国家发明专利内容包括实时变量控制的C V l 技术、C V I - I ⅫI I 致密化技术、先驱体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2 0 余种1 6 0 余件构件和3 0 0 0 余件各种类型试件的制备考核，证明工艺稳定可靠，为我国C V I —C M C —S i C的产业化发展奠定了坚实基础 2 ) c y I _ c l 女c - S i C 的全面性能居国际领先水平( 见表6 和表7 ) 3 ) 形成了构件的应用考核技术平台多种构件通过了规定条件的考核，大大缩短了我国与发达国家的差距，为C V I —C M C —S i C 在航空、航天、兵器和民用等领域的应用提供了依据实践表明，C V I 法制造C M C - S i C 的工艺流程简单，所用设备单一，因而工艺可设计性和可控性强，产品质量容易保证德国c 、r I - P I P 法制备C M C —S i C 的全周期为8 个月，我国C V I - C M C —S i C 构件的全生产周期为3 0 0 ～3 5 0 小时，仅为德国c v I —P I P 法全周期的1 ／1 6 ～1 ／2 0 ：我C V I 法制造C M C —S i C 构件的价格比国际低1 ／3 以上，预计产业化后制造成本会与其它传统高温材料构件持平，可以解决用不起的润题。

2 ．1O V I - C M C - S i 0 工艺控制中的几个问题2 ．1 ．1 致密度对C V I —C M C —S i C 性能的影响C V I 工艺参数的优化目标是提高致密度、致密化速度和密度均匀性，而致密度是C V I —C M C - S i C 性能的决定性影响因素表2 是致密度对C ／S i C 性能的影响，图1 是致密度对c ／s i c 断裂应力应变曲线的影响可以看出，致密度增加，材料的弯曲强度、断裂韧性和断裂功均有明显增加；致密度增加，基体与纤维之间的载荷传递效果提高，纤维的增韧补强作用得以充分发挥：致密度增加，复合材料应力一位移中线弹性阶段的斜率增大，弹性模量增加低致密度的复合材料断裂以纤维束拔出为主，应力一位移曲线表现为经过最大载荷后载荷下降很快；当致密度高时，基体与纤维之间的载荷传递效果好，以纤维单丝拔出为主，纤维的。