邹磊
(中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲412002)
摘要:随着高压涡轮转速和温度的不断提高下，高压涡轮叶片的主要结构材料逐渐经历了耐高温的铝合金、定向钢和结晶、单晶、金属间化合物向陶瓷基复合材料的发展。
陶瓷基复合材料虽然具有耐高温、抗氧化和腐蚀能力较强、耐热腐蚀和塑性差、硬度高、不易受腐蚀等优势，但是它们又具有弱脆性，缺乏塑造和变形。通过连续纤维增韧陶瓷基复合材料来弥补陶瓷基复合材料薄膜脆性较大的不足。陶瓷基复合材料在高温下的耐腐蚀性能优良，但其成型工艺复杂，尤其是制造复杂的气冷结构，因此，复合材料的热力学力学性能的研究对于航空发动机有着重要的作用。
关键词:陶瓷基复合材料;涡轮导向器;航空发动机
引言
随着我国的航空引擎和发动机的推重量之比的不断上升，对高压涡轮导向叶片等高温部件的耐温能力要求不断提高。新一代航空发动机中，推重比达到了1-15下的发动机，其涡轮环境温度可以达到1800~2050℃，而推重比为15-20的航空发动机涡轮环境温度会达到1900~2100℃[1]。然而，即使充分考虑到叶片的冷却效果及对于热障碍涂层的保护性效果下，传统高压涡轮导叶的承温性能必须要求得达到1200~1400℃以上。现有的镍基高温合金是作为各种航空发动机中涡轮导叶的一种常用原料，其最高工作温度大约是1100℃，这已达到了其使用温度的极限。因此，开展承温能力超过1300℃的新型涡轮导向叶片设计技术研究，是当前航空发动机领域的热点之一。与以往的耐热性中高温铝镁合金系列产品材料相比，sicf/sicf的复合材料更好地使其具有良好的耐热性(最高的可使用耐热温度1650℃)、耐酸碱腐蚀、低密度的优势，不仅满足高压涡轮导叶工作温度要求，还可以减轻导叶重量，提高发动机推重比。
1国内外研究背景
涡轮叶片作为发动机的重要部件之一，它们主要工作于燃烧室的进出口，是发动机中需要承受的热载荷较为严峻的部分，它们的耐温性能直接影响着它们性能的改善。目前，国外许多研究单位已经成功地运用陶瓷基复合材料生产研制出了耐高温涡轮增压器叶片。NASA Glenn研究中心开发的SiCf / SiC涡轮增压叶片能够使得冷却空气的流量降低10%左右，并且可以通过对在燃烧室进出口气流的速度 60m/s 、6个大气压(约 6×105pa )和1200℃的恶劣工作环境下的进行实验考核[4]。但国内对于SiCf / SiC复合材料在航空发动机上的实际应用研究相对较少。西北工业大学张立同院士与中国沈阳航空发动机设计研究院共同合作开发的一种复合材料结构，在其推重比为8一级的航空发动机上就已经进行了挂片试验。
目前，在航空发动机的设计中，我们还缺少了对SiCf / SiC复合材料的性能统计分析数据及其设计实践经验，也缺乏在特殊应用环境中对其进行强度、寿命等评估的统计分析数据及其应用。另外，SiCf / SiC复合材料部件的研制成本较高，在研发阶段，如果能根据应用对象工作状态对复合材料基本性能进行预报，完成复合材料部件分析校核后再进行加工测试，则可以提高材料利用率和结构设计成功率，缩短研究周期。
2数值计算及实验研究现状
复合材料涡轮导叶的数值分析主要以宏观分析方法为主。Venkat Vedula等[7]在研究的陶瓷基复合材料涡轮式导叶外壳温度边界数值分析中，实验测得该材料的宏观性能后根据数值分析法得到温度边界条件，预测了涡轮式层状结构复合材料涡轮式导叶外壳温度边界的宏观应力分布。David N. Brewer等[5]基于相关文献[6]中对复合材料在发动机工作状态下的应力进行分析研究，其结果给出了复合材料中引擎导叶片外壳的宏观应力学分布，其中最大应力为54MPa，出现在内腔后倒角处，且叶片前缘呈现高层间应力分布。
复合材料涡轮导叶的实验研究主要集中在导叶工作状态的实验模拟。德国进行的烧结SiC陶瓷导叶的热冲击实验[7]。在这次试验中，先用电炉将导叶制成的试件进行加热至最高的温度( Tmax = 1773k )，再将导叶放入预先准备好的冷却装置( T= 93k ， Pmax = 1mpa )中进行冷却，陶瓷叶片在其表面的温度变化全部由红外线辐射热像计控制过程进行记录。
复合材料涡轮导叶目前主要以宏观分析研究为主。宏观数值模拟时，复合材料的材料性能一般都是采用实验平均值，对复合材料细观结构关注较少，并且对复合材料导叶材料性能和分布考虑过于简化，甚至将复合材料作为各向同性材料进行分析。目前的分析方法难以满足对涡轮导叶数值模拟的要求。复合材料涡轮导叶实验主要考核导叶在工作状态下是否满足设计要求，纯粹从实验角度来验证复合材料应用于导叶的可行性。而复合材料导叶实验过于昂贵，只能作为最终的应用验证，期间，还需增加大量的基础性实验。
3 SiCf/SiC复合材料材料性能研究现状
SiCf/SiC复合材料中的热端部件一般在发动机正常工作的状态下，都需要在各种工况下承受热载荷和各种机械载荷的作用，其热力学性能(力学性能、导热性能和热膨胀性能等)就是我们进行构件热固耦合分析的理论依据。2D编织CVI（化学气相沉积）SiCf/SiC复合材料由于生产工艺复杂，价格昂贵，目前尚未完成获得完整的全部热力学性能参数，实验中所有测量的全部热力学性能参数也难以达到。复合材料的热力学性能与其中所有组份材料、细观结构密切相关，部分很难通过实验检测得到的SiCf/SiC复合材料的热力学性质参数可通过RVE (代表性特征单元)模型预测得到。建立一个能够还原真实结构的细观模型是准确地预测复合材料的热力学性能的重要依据。采用RVE模型预测 2D编织复合材料宏观等效力学性能参数在树脂基和金属基等低空隙率的复合材料上取得了较好的预测结果[1-13]。而采用CVI工艺制备 2D编织SiCf/SiC复合材料时，材料内部难以避免会产生空隙，不含空隙的RVE模型并不适用于SiCf/SiC复合材料的热力学性能预测。对于2D编织SiCf/SiC复合材料，目前还没有一种合理有效的考虑空隙结构的RVE模型。2D-纤维编织预制方法SiCf/SiC预制复合材料的各种细观单向纤维分子束结构预制半导体由大量的微观纤维束和分子所编织组成，复合材料的各种宏观纤维热力学预测性能使其预测结构可以完全跨越了基于微观的单向纤维结构和基于细观的纤维编织双向结构[8]，具有广泛的多种大尺度应用性能。
4 结束语
航空发动机工作环境恶劣敏感，尤其是涡轮端伴随着高温高转速的恶劣环境，传统的材料已不足以满足航空发动机的性能突破需求，因此，陶瓷基复合材料是未来发动机的主流应用。但目前，复合材料的宏观热力学性能的数值模拟难度较大，该技术的突破会给我国航空发动机带来质的突破。
参考文献
[1]梁春华. 纤维增强陶瓷基复合材料在国外航空发动机上的应用 [J]. 航空制造技术, 2006, (3), 40～45
[2]王云. 航空发动机原理 [M]. 北京：北京航空航天大学出版社, 2009:3
[3]梁春华. 纤维增强陶瓷基复合材料在国外航空发动机上的应用 [J]. 航空制造技术, 2006, (3), 40～45
[4]Zhu Dongming, Miller R A, Fox D S. Thermal and environmental barrier coating development for advanced propulsion engine systems [J]. NASA/TM—2008-215040: 1～14.
[5]Brewer David N., Verrilli Michael, Calomino Anthony. CERAMIC MATRIX COMPOSITE VANE SUBELEMENT BURST TESTING [C]. Proceedings of Turbo Expo 2006: ASME Turbo Expo, sea and air，Barcelona：ASME paper GT2006-90833，2006：8～11
[6]Verrilli M， Calomino A， Craig Robinson R，et al. Characterization of ceramic matrix composite vane sub-elements subjected to rig testing in a gas turbine environment [C]. Fifth International Conference on High Temperature Ceramic Matrix Composites，Seattle：2004：12～16
[7]Dilzer M.，Gutmann C.，Schulz A.，et al. Testing of a Low Cooled Ceramic Nozzle Vane Under Transient Conditions [J]. Transaction of the ASME，April 1999：254～258
[8] Chen Zhuo, Yang Fan, Meguid S.A.. Multi-level modeling of woven glass/epoxy composite for multilayer printed circuit board applications [J]. International Journal of Solids and Structures 51 (2014) 3679～3688