南航陶瓷基复合材料在航空发动机应用研究取得突破

陶瓷基复合材料(Ceramic-matrix composites，CMCs)继承了陶瓷材料耐高温、抗腐蚀等优点，克服了陶瓷材料的脆性，相较于高温合金密度更低、高温持久强度更优、可设计性更强，是新一代航空发动机热结构的理想材料。欧美等发达国家自20世纪80年代，经过上百万小时的测试、考核与验证，已经证明CMCs代替高温合金的革命性改变已经到来。本文系统分析了CMCs多种制备工艺及物理/力学性能，CMCs在航空发动机燃烧室、涡轮、排气系统热端部件的结构设计、部件考核以及工程应用等，建立了CMCs制备工艺、材料性能、部件设计与工程应用之间的关联关系。从适航角度出发，给出了CMCs部件的适航认证要求、适航性设计及符合性验证方法等，并针对法国SAFRAN公司的CMCs混合器和中心体、美国GE公司的CMCs涡轮外环等进行了案例分析。

|  目的 

陶瓷基复合材料(Ceramic-Matrix Composite, CMC)继承了陶瓷材料耐高温、抗腐蚀等优点，克服了陶瓷材料的脆性，相较于高温合金密度更低、高温持久强度更优、可设计性更强，是新一代航空发动机热结构的理想材料。本文系统分析了CMC多种制备工艺及物理/力学性能，CMC在航空发动机燃烧室、涡轮、排气系统热端部件的结构设计、部件考核以及工程应用等，建立了CMC制备工艺、材料性能、部件设计与工程应用之间的关联关系。从适航角度出发，给出了CMC部件的适航认证要求、适航性设计及符合性验证方法等，并针对法国SAFRAN公司的CMC混合器和中心体、美国GE公司的CMC涡轮外环等进行了案例分析。

|  方法

CMC在航空发动机热端部件的应用研究涵盖中温(700~1000C)中等载荷(< 120 MPa)静子件(喷管密封片/调节片、混合器/中心体等)、高温(1000~1300C)中等载荷(< 120 MPa)静子件(燃烧室火焰筒、火焰稳定器、涡轮外环、涡导叶片等)、高温高载荷( ≈ 300 MPa)转子件(例如，涡轮叶片、涡轮叶盘等)，其中，CMC调节片/密封片、涡轮外环、混合器/中心体等已经完成全寿命验证，进入实际使用和批生产阶段；燃烧室火焰筒、涡轮导向叶片等正在进行全寿命验证，有望进入实际应用阶段；而涡轮叶片和涡轮叶盘等已经进入发动机测试。

|  结果 

CMC部件遵循“工艺-性能-结构-部件”一体化设计思想，CMC材料制备工艺参数的变化，都将对其力学性能产生影响，进而影响CMC结构的强度、刚度等，以及部件在使用阶段的可靠性与耐久性。根据适航文件，只要符合结构符合性验证要求，不同的方法都是可以接受的。具体CMC部件的适航符合性验证方法取决于实际部件的结构特征、可利用的数据库和已采用的类似结构的使用经验等。在CMC部件适航符合性验证领域，法国SAFRAN公司和美国GE公司具有丰富的适航验证经验，已经形成了成熟规范的适航符合性验证思路、流程、模型、方法、工具与技术体系。

|  结论 

CMC经过四十年的发展，已经展现出巨大的性能优势，经过上百万小时的测试、考核与验证，已经证明CMC取代高温合金的革命性时代已经到来。我国在CMC航空发动机热端部件的应用范围、“工艺-性能-结构-部件”一体化设计、考核体系、累积考核时间、适航符合性验证等方面，与欧美等发达国家的差距明显。建议在航空发动机CMC热端部件设计、考核与应用需要关注：①建立CMC“工艺-性能-结构-部件”一体化设计方法，缩短CMC工程应用的研制周期，加快CMC热端部件在航空发动机的应用。②建立面向不同应用对象(燃烧室、涡轮及排气系统等)的CMC热端部件适航性设计及“积木式”适航符合性验证方法，建立CMC航空发动机热端部件的设计、制备、考核与验证理论与方法体系。③提出一套CMC热端部件的适航符合性验证流程与方法。