航空航天领域没有易事 高温陶瓷材料潜能大

CMCs部件采用叠加制造工艺，二维扁平纤维带或编织纤维束预成型，之后在纤维上进行界面相沉积，再（在基体相中）浸渍处理，使其致密化。不过，一般二维CMC组件非中空结构，沿厚度截面渗透困难，造成内部孔隙更多，材料沿横断面方向强度更差，容易裂纹失效。一般解决途径是在垂直方向引入“穿刺”纤维（如图3a）。

图3三维纤维编织预成型图解

积分陶瓷编织结构（ICTSs）融合纺织、数学计算、陶瓷、机械于一体，是CMCs领域的一种新型范例，在喷气涡轮发动机以及高超音速、火箭发动机等方面拥有极大的前景。只要定量确定了整体部件的外形（例如燃烧室衬里、叶片）、每一位点的性能参数或者功能需求（机械/热应力、热传导、蒸腾作用等），通过ICTSs就可计算设计得到一个满足上述条件的中空3D纤维预制品。其主要是基于组成材料（纤维、基体和界面）的拓扑考量和具体性质（物理、热、机械等）而得到优化。例如，贯穿的弯曲纤维丝束可阻止快速失效（图3b）。

拔出纤维或丝束通过精确排列可以产生贯穿孔洞，利于蒸发冷却作用，有效避免纤维的破坏。其他结构（如棒、层、管等）也可融合到3D纤维预制体中，与发动机其它部分及附加冷却机制一同提供附属结构。完成设计的下一步，在纺织织机上用纤维牵引进行预制品编织。然后沉积界面层预制体，进行强化使其能够承受后面苛刻的加工过程。ICTSs高效化的设计可给予部件中空及薄壁结构，在后续基体浸渍过程中能有效促进孔隙的消失，使材料致密化。

ICTSs仍处于发展初期，不过利用这种制造模式，轻质且拥有薄壁组分的CMCs制品，远胜相应的金属和二维CMC，且需要较少的外加冷却装置，具有广阔的应用前景。另一方面，由于ICTSs在长度范围成分不均匀，可能出现各种叠加的失效机制，因此需要深入了解整体的性质，以及有效的实验模型来预测ICTSs在实际发动机环境甚至更苛刻的环境下的演变行为。从材料角度讲，需要提高纤维的抗蠕变性能，开发能耐更高温度的陶瓷基体材料，改进陶瓷加工工艺，以更简单温和的方式将高质量的致密基体浸渍到纤维预制体中。3D打印的一些新思想或许可以融入到ICTS制造中。

CMCs保护层——热障涂层/环境屏障涂层

SiC基CMCs在高速热气流、水蒸气环境下容易发生氧化、破坏，主要形成Si(OH)4。因此，SiC基CMCs需要陶瓷环境屏障涂层（EBC）的保护。最初，EBCs主要针对CMCs，使其可以在相对较低的温度下工作；而TBCs（热障涂层）是出于不受影响而设计，其致密、无裂纹，与CMC有良好的热膨胀系数匹配（CTE）。近年来，为了能够在更高的温度（表面＞1600℃，气体入口＞1700℃）下使用，随之出现了中空CMCs，新的T/EBC概念和材料也在不断探索和测试中（图3e、3f）。T/EBC一般为多层结构（这个跟上面部分是不是有点重复），Si是一种合适的粘结层材料，不过在1414℃会熔化。因此，需要开发更高熔点的硅基粘结层材料，如RE-Si合金（RE代表稀土元素添加物，如Hf/Zr等）；第二层为致密的低热胀系数的EBC，一般使用含HfO2或Al2O3等的稀土硅酸盐材料；第三层为组成梯度层，缓和CTE失配产生的应力；涂层最外层需要发挥TBC的作用，需要满足低热导、光子散射，耐高应力，抵抗CMAS冲击。

由此可以预见，下一代用于涂覆金属的TBCs以及CMCs的T/EBC会变得更加复杂（多层、多相）。结合ICTSs，复杂的物理、机械基础，也需要合适的实验验证模型来预测这些复杂涂层在实际发动机环境下的演变行为，来指导设计更加可靠的涂层。涂层的选择材料主要根据经验或者启发，不过全新材料以及其组合的研发就需要广泛的材料模型和实验论证。另外，尽管在TBCs制造和加工方面已经取得巨大进步，一定程度上对T/EBCs来说，还需要更多的过程控制和熟练性才能实现未来更加复杂的TBCs和T/EBC结构。

超音速发动机

图4高超音速工具和材料性质。a) 计算流体动力学仿真现实表面热传输（红色，温度最高；蓝色，温度最低）和流-场等高线。c) 不同材料体系耐受温度与理论热导率的关系

超音速飞机持续航速超过5马赫，主要用于次轨道应用（武器传送、侦查、运输、空间通路等）。冲压式喷气发动机和超音速燃烧冲压喷气发动机的吸气发动机用于推进高超音速飞机，是运载工具机身的组成部分（图4a）。涡轮发动机速度不高但比推力大，火箭发动机高速但比推力小，而高超音速发动机很好地结合了两者的优势。运载工具的动能和前体将气体高速输送到超音速燃烧冲压喷气发动机，并在隔离器中压缩，继而燃烧、从尾部喷嘴排出。高超音速飞机依然需要借助外部推力系统获得加速（图4b），以上飞行过程的热量导致在发动机尖端边缘和主机身等许多部位的温度高达2000℃，但由于空气动力学外形的限制，主动或者半-被动的冷却手段都不太实际。此外不可避免的极端热梯度使设计更具挑战性。

值得提出的是，由于热气流传输的问题，超音速发动机不同部位所遭受的温度有不小差别，因此，不同部位的材料选择也有所不同。

碳基烧蚀材料可用于短持续、非重复利用的发动机，对于高超音速飞行（＞1h）、重复利用的发动机，就需要革命性的抗烧蚀材料。高热导率的陶瓷或可以承受上述高温（被动冷却，图4c），难熔的硼化物（也称超高温陶瓷（UHTCs），例如ZrB2）结合了众多优异特性（图4c），也被广泛研究。然而，目前仍存在不少问题：首先，UHTCs有脆性，需要SiC颗粒或者SiC纤维进行增强，但增强物的引入又会弱化其他性质；第二，高温下易受原子氧的氧化；第三，制造大尺寸、完全致密的UHTC基组件极其困难。因此，需要研发出在热导、辐射、强度、韧性、抗表面催化、氧化等方面同时得到提高的UHTCs，且需要可加工制造，而这是十分困难的。上述一些性质本身就互相矛盾，并且满足复合要求的材料体系越来越少。

沿气流传输的路径，如燃烧室、排气装置等部位的温度也将超过2000℃，但空间限制不大，可以得到有效冷却。不过，考虑这些部位占据相当大的区域，高比强度材料也是需要的。CMCs可适用于此，尤其是薄壁、中空的SiC/SiC或者C/SiC CMCs（图3c）。另外，由于散热要求高、重量大，高热容的吸热燃料也需要作为冷却剂。需要指出的是，用T/EBC保护CMCs在这里不适用，因为涂层表面会极端过热，还需要开发新的涂层体系和材料。

（编辑：宁德站长网）

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