陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展

刘大响对世界航空发动机发展态势和航空发动机关键材料技术的发展现状与趋势进行分析研究之后指出：在高温、高压、高速旋转的恶劣环境下服役直接导致了航空发动机极度依赖材料性能和制造加工技术。此外，其通过总结四代航空发动机过去八十年的发展历史预测新材料和新工艺将对新一代推重比为12~15的发动机的贡献超过50%，因此提出了一代新材料引领一代新型发动机的思路，为航空发动机的长远发展指明了前进的方向。

从20世纪40年代初以来，大推重比、高效率和长寿命一直都是航空发动机研究领域永恒的追求，而提高涡轮进口燃气温度可直接提升航空发动机的综合性能(图2，图3)，因此，在过去八十年里航空发动机涡轮进口前燃气温度急剧提高。与此同时，高温合金材料取得长足的发展，从等轴晶铸造高温合金、定向结晶高温合金到现在的第三代单晶高温合金，耐温极限不断提高。由于航空发动机燃气温度的不断攀升，高温合金热端部件所采用的冷却技术也从内部对流强化冷却、对流+气膜的复合冷却到冲击复合冷却及双层壁高效冷却，旨在保护热端部件安全高效运行。

第四代战机F22的发动机F119推重比为10，其涡轮进口温度达1900K。面向未来的推重比12~15的发动机涡轮进口平均温度超过2000K，推重比15~20以上的发动机涡轮进口温度最高可达2200K~2450K，远超高温合金材料的耐温极限(单晶材料：1350K)。此外，高推重比发动机的冷气量不增反减，结构重量大幅降低，这些都成为高温合金无法突破的瓶颈。陶瓷基复合材料(CMC)因具有优异的高温力学性能、密度低等优点被各国视为下一代航空发动机战略性热结构材料，更是未来发动机的核心技术之一。

新一代航空发动机向着高效化和轻量化的方向发展就要求CMC材料在热端部件逐步取代高温合金。从20世纪50年代开始，欧美国家已经开展了CMC在航空发动机热端部件上应用的研究，其中法国Snecma公司和美国GE公司在该领域研究起步最早，技术成熟度和应用程度相对较高。美国从1979年至今针对CMC材料在航空发动机上的应用进行了大量的研发投入，相继开展了HITEMP，HSR-EPM/CPC，UEET和ERA等计划。其他发达国家也针对CMC材料在航空发动机上的应用积极开展研究，主要有英国AST计划、法国ASTF计划和日本AMG计划等。最终形成了一整套CMC材料力学行为及其在航空发动机部件上应用的研究体系，直接促进航空发动机的快速发展(图4)。

20世纪90年代法国Snecma公司研发了CERASEP系列的CMC，并将该材料成功应用在了M-88型发动机的喷管调节片上，标志着CMC在航空方面的应用已经开始。此后，GE公司、罗罗公司和Hyper-Therm HTC公司针对CMC材料在航空发动机热端部件的应用开展大量研究。

关于航空发动机中CMC材料的应用和研究，GE公司一直走在世界前列，其先后将CMC材料成功应用于F414涡扇发动机和民用GEnx航空发动机的热端部件上，包括涡轮外环、尾喷管、燃烧室火焰筒、涡轮静叶从而使发动机综合性能大幅提升。2020年初世界上最大最先进和效率最高的双发飞机波音777X飞机顺利完成首飞，搭载的发动机GE9X是目前世界上最大的全新一代商用航空发动。其燃烧室和高压涡轮部分采用了CMC材料，GE9X发动机的重量比采用高温合金减轻约三分之一，减小冷气消耗量达15%，燃油消耗显著降低。同时发动机推力、推重比和燃油热效率均取得显著提高，这在世界航空发动机发展中具有里程碑意义。GE的实践表明：CMC材料是发展先进航空发动机必不可少的新型战略性热结构材料，更是未来航空发动机研发的关键核心技术之一。罗罗公司已经在航空发动机燃烧室内衬，静叶和流道件等采用CMC材料，使发动机性能得到显著提升(图5)。

现阶段发达国家CMC 材料在热端部件的应用研究已从低承力部件(尾喷管，火焰筒)发展到高承力部件(涡轮导向器叶片和涡轮转子叶片)(表1)。我国在该领域起步较晚，在航空发动机热端部件中的应用研究才刚刚起步，尚未进入工程应用阶段，与欧美发达国家存在较大差距。鉴于此，深入了解CMC材料在航空发动机热端部件的应用现状和存在的挑战，解决瓶颈问题对新一代航空发动机的设计具有重要意义。本文总结国内外有关CMC材料在航空发动机热端部件应用的研究，并指出了今后应深入研究的问题，为我国新一代航空发动机的自主研发设计提供参考。