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1、第26卷第3期航空材料学报Vol.26,No.32006年6月JOURNALOFAERONAUTICALMATERIALSJune2006自愈合碳化硅陶瓷基复合材料研究及应用进展张立同,成来飞,徐永东,刘永胜,曾庆丰,董宁,栾新刚(西北工业大学超高温结构复合材料国防科技重点实验室,西安710072)摘要:为了满足高推重比航空发动机长时热力氧化环境的使用需求,连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料正朝自愈合方向发展。本文介绍自愈合碳化硅陶瓷基复合材料的微结构与性能,自愈合与强韧化机理,制造方法和工艺特点及其在航空发动机热端部件的应用情况
2、,表明多元多层微结构形成了“层层设防,就地消灭”的氧化防御体系,是复合材料实现自愈合与强韧化的关键。自愈合碳化硅陶瓷基复合材料能够满足发动机高温服役环境要求,显著降低发动机的结构重量,从而有效提高发动机的推重比。关键词:自愈合;碳化硅陶瓷基复合材料;应用;多元多层微结构中图分类号:TB332;TQ174文献标识码:A文章编号:100525053(2006)0320226207高推重比航空发动机是发展新一代战斗机的基材料寿命,要求裂纹和孔隙在使用时能主动愈合,阻础,提高发动机的工作温度和降低结构重量是提高推止氧化介质进入材料内部而
3、损伤界面和纤维。重比的有效途径,迫切需要发展新一代耐高温、低密裂纹自愈合可以通过多种途径实现:(1)热膨[1,2]度、高性能的热结构材料。在各类新型耐高温胀自愈合,选择合适的纤维与基体,使基体服役时受3(1100℃以上)、低密度(3.0g/cm以下)材料中,连续压应力,愈合裂纹,如NASA研究的SiC/C材料,采纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料(Siliconcarbidece2用SiC纤维增强C基体,使C基体在高温下受压应[12]ramicmatrixcomposite,CMC2SiC)具有独特的优势,克力而愈合裂纹,但这种愈合方
4、式可选的纤维与基服了金属材料密度高和耐温低,结构陶瓷脆性大和可体有限,而且C基体本身并不抗氧化;(2)玻璃封填靠性差,碳/碳复合材料抗氧化差和强度低,以及氧化自愈合,在材料的表面、基体、界面中引入能够形成物陶瓷基复合材料抗蠕变性差等缺点,成为推重比液相的组元(自愈合组元),自愈合组元与侵入的环10以上航空发动机必备的热结构材料,具有大幅减境介质(氧、水)快速反应生成玻璃封填剂,在环境[3]重、提高使用温度和综合性能的潜力。介质对纤维和界面造成实质损伤之前,先期阻塞孔CMC2SiC具有结构单元多、非均质、非致密和各隙和裂纹的扩散通
5、道,从而阻止环境介质继续渗入[4,5]向异性等特点。孔隙和裂纹对于CMC2SiC不可材料内部。自愈合组元的引入方式有两种:一是多避免,而且利于复合材料的强韧化。但孔隙和裂纹元弥散自愈合,自愈合组元与SiC组元相互弥散在也导致高温下氧化介质可以直接作用到材料内一起,或在SiC材料内掺入可以形成液相的组分,然[6]部,削弱了CMC2SiC的抗热力氧化能力,缩短使后采用弥散的组元作为基体,如近期研究的Si2B2C[13]用寿命,从而制约CMC2SiC在高推重比航空发动机材料;二是多元多层自愈合,自愈合组元、SiC及上的应用。中间的过渡
6、层(界面层)交替叠层构成多元多层微[14～16]已经发展了多种改性途径提高CMC2SiC热力结构。多元弥散自愈合只处于探索研究阶段,[7]氧化寿命:(1)防氧化涂层,如玻璃涂层、SiC涂未见应用报道,而多元多层自愈合已有很多的应用[8][9]层、SiN涂层等;(2)防氧化界面,如BN界研究报道。实验考核和演示验证的结果都表明,多34[10,11]元多层自愈合碳化硅陶瓷基复合材料(Ceramicma2面。但涂层与界面只能在有限程度上提高复合材料热力氧化能力。提高CMC2SiC的热力氧化trixcomposite2multilaye
7、rself2healing,CMC2MS)完全寿命的关键是保护纤维和界面。为了有效提高复合能够满足高推重比航空发动机高温氧化环境的长寿[17,18]命要求。收稿日期:2006202220;修订日期:2006203220本文将介绍CMC2MS的微结构特点与性能、自作者简介:张立同(1938-),女,中国工程院院士,主要从愈合与强韧化机理,评述制造技术与工艺特点。最事陶瓷基复合材料研究。后概述CMC2MS的应用研究现状,展望发展趋势。第3期自愈合碳化硅陶瓷基复合材料研究及应用进展227热力氧化条件下的断裂寿命均大于500h,其中的A
8、1CMC2MS的结构与性能系列的寿命更是超过1000h,能够满足高推比航空[21]1.1CMC2MS结构特点发动机的使用要求。传统CMC2SiC的涂层、基体和界面都是由一种CMC2MS具有比CMC2SiC更优异的抗氧化性[19]物质单层结构组成,称为单元单层微结
