西北工业大学超高温复合材料实验室经过近 7 年 的努力, 自行研制成功拥有自主知识产权的 CV I 法制 备 CMC- SiC 的工艺及其设备体系, CVI - CMC- SiC 的整体研究水平已跻身国际先进行列, 大多数表现是:

  ( 1) 建立了 CV I- CMC- SiC 制造技术平台。建 立了具有独立知识产权的 CVI- CMC- SiC 制造技术 和专用设备的核心技术体系, 并形成批量制备复杂构 件的能力。已获得 5 项国家发明专利, 专利内容有 实时变量控制的 CVI 技术、CVI- RMI 致密化技术、先 驱体自动供给与监控技术和符合环保要求的尾气处理 技术等。经过 20 余种 160 余件构件和 3 000 余件各种 类型试件的制备考核, 证明工艺稳定可靠, 为我国 CVI - CMC- SiC 的产业化发展奠定了坚实的基础。

  [ 摘要] 介绍了碳化硅陶瓷基复合材料的应用和 发展现状, 阐述了 CV I- CMC- SiC 制造技术在我国 的研究进展, 开展了 CV I- CMC- SiC 的性能与微结 构特性的研究和 CV I 过程控制及其对性能影响的研 究, 研制了多种 CMC- SiC 和其构件。材料性能和整 体研究与应用水平已跻身于国际先进行列。

  Keywor ds: CVI fabrication t echnology CMCSiC Microstr uct ure Applied r esearch

  陶瓷材料的耐高温、低密度、高比强、高比模、抗氧 化和抗烧蚀等优异性能, 使其具有接替金属作为新一 代高温结构材料的潜力。但是, 陶瓷材料的脆性大和 可靠性差等致命弱点又阻碍其实用化。在发展的多种 增韧 途径 中, 连续 纤维 增 韧陶 瓷基 复合 材 料 ( CFR2 CMC, 简称 CMC) 最引人注目, 它可具有类似金属的 断裂行为、对裂纹不敏感、没有灾难性损毁。70 年代 初期法国 Bordeaux 大学 Naslain 教授发明了化学气相 渗透( Chemical Vapor Infilt rat ion, CVI) 制造连续纤维 增韧碳化硅陶瓷基复合材料( 简称 CMC- SiC) 的新方 法并获得专利, 现已发展成为工程化技术, 尔后美国购 买了此项法国专利。

  高性能动力是发展先进航空和航天器的基础。提 高航空发动机的推重比和火箭发动机的冲质比是改善

  先进航空和航天器性能的必经之路。这些都要求不断 降低发动机的结构重 量和提高发动 机构件的耐温能 力。因此, 发展耐高温、低密度的新型超高温复合材料 来接替高温合金和难熔金属材料, 成为发展高性能发 动机的关键和基础。国际一致认为, CMC- SiC 是发 动机高温结构材料的技术制高点之一, 可反映一个国 家先进航空航天器和 先进武器装备 的设计和制造能 力。由于其技术难度大、耗资大, 目前只有法国、美国 等少数国家掌握了连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材 料的产业化技术。 1. 1 高推重比航空发动机领域

  ( 3) 形成了构件的应用考核技术平台。多种构件 通过了规定条件的考核, 快速缩短了我国与发达国家

  的技术差距源自文库 为 CV I- CMC- SiC 在航空、航天、兵器 和民用等领域的应用提供了依据。

  法制造 CMC 具有制备温 度低( U 1 000 e ) ; 气相渗透 能力强, 便于制造大型、薄壁、复杂的近终形构件, 能对 基体、界面和表面层进行微观尺度的化学成分与结构 设计。CVI 法的主要缺点是工艺控制难度大, 法国从 发明 CVI 法制造 CMC- SiC 到形成规模生产花费了近 20 年, 其他几个国家虽然也对 CVI 法制备 CMC- SiC 进行 了不少研究, 但是均未形成商品化技术。CVI 法生产 周期比较长, 因而一般认为成本高, 排放的尾气产物复 杂并有污 染性, 目 前国 际市 场上 还没 有适 用的 定型 CVI 设备出售。如何结合国情解决以上问题是我国发 展 CVI 技术的关键。

  矢量喷管采用 CMC( 内壁板) 和钛合金( 外壁板) 的复合结构代替高温合金, 有

  CMC- SiC 燃烧室、火焰稳定器和尾 喷管调 节片分 别通过了 军用发 动机试 验 10 台、军用验证发动机的严格审定, 证明在高温度高压力燃气下未受损伤

  我国高推重比航空发动机的研制对陶瓷基复合材 料也提出了需求, CMC- SiC 燃烧室浮壁模拟件和尾 喷管调节片构件已分别在发动机试验台与发动机上成 功地进行了初步验证。

  因此 CMC- SiC 被认为是继碳- 碳复合材料( C/ C) 之后发展的又一新型战略性材料, 可大幅度提高现 有武器装备和发展未来先进武器装备性能, 发达国家 都在竞相发 展。此外, CMC- SiC 在核 能、高速刹车、 燃气轮机热端部件、高温气体过滤和热交换器等方面 还有大范围的应用潜力。

  一定比例进入 CVI 炉, 随载气流经多孔纤维预制体时, 借助于扩散或对流向多孔体转移, 并在其表面及孔壁 附着。吸附在壁面上的反应物发生表面化学反应:

  在生成 SiC 固体产物的同时放出气体副产物, 从壁面 上解附并借助于传质过程进入主气流, 随后排出沉积 炉, 从而完成整个沉积过程。上述传质和化学反应两 个过 程 的 控 制 十 分 重 要, 如 化 学 反 应 过 程 中, 由 CH3SiCl3 转化为期望的 SiC 要经历一系列复杂的反应 过程。其中可能涉及到在气相进行的均相反应和在固 体壁面上的非均相反应, 并产生很多中间产物, 最后才 能得到所期望的沉积物。随着沉积条 件的改变, CVI 各个分过程的相对速度发生改变, CVI 过程产物的结 构及沉积速度也发生明显的变化, 从而决定了 CVI 产物结构 的改变, 同时 CVI 工艺也直接影响复合材料的致密化 过程。此外, 预制体的结构也是影响致密化过程的主 要因素, 这取决于纤维束的大小和编织方法。每束纤 维一般具有 500~ 3 000 根单丝纤维。束内各单丝纤维 之间的孔洞最小, 一般在 1~ 10 Lm; 纤维 束之间的孔 洞较大, 一般在 50~ 500 Lm。而沉积炉的直径一般在 10~ 5 000 mm。在通常沉积条件下, 预制体的外部特 征尺寸远大于反应物气体的平均自由程, 而内部孔洞 的特征尺寸接近或小于反应物气体的平均自由程, 这 就决定了多孔 预制体外部与内 部物质的 传输机 制不 同。外部为 F ick 扩散传质, 而内部为分子流扩散传质, 因此在预制体的不同位置传质速度与化学反应速度的 相对值发生明显的变化。可能外部处于化学反应动力学控制 范围, 而内部处于传质控制范围, 使预制体外部沉积多 而内部沉积 少。常造 成向内部 孔洞传质 通道堵 塞的 / 瓶颈效应0, 从而 使复合材料存 在严重 的密度梯 度。

  CVI 是目前唯一已商业化的制造方法, 其适应性 强, 原理上适用于所有无机非金属材料, 可制造多维编 织体复合材料的界面层、基体和表面涂层。CV I 必须 使气相反应物 渗透到纤维预制 体的每一 根单丝 纤维 上, 而单丝的最小间距仅为 1 Lm 左右, 因此 CVI 过程 的控制比 CVD 困难得多。与其他成型方法相比, CVI

  高推重比航空发动机用高温长寿命 CMC- SiC 正 在向实用化发展, 已在多种军、民用型号发动机的中等 载荷静止件上演示验证成功( 见表 1) , 推重比 9~ 10 级发动机成为 CMC- SiC 的演示 验证平台。美国在

  / IH PTET0计划第二阶段( 1991~ 2000 年) 中, 试验了 大量 CMC- SiC 构件, 如整体燃烧室、整体导向器、整 体涡轮、导向叶片、涡轮间过渡机匣、尾喷管等; 在第三 阶段计划中, 将重点试验整体燃烧室和整体涡轮等。

  1. 2 先进火箭发动机领域 先进火箭发动机需要瞬时寿命和有限寿命的陶瓷

  基复合材料。发达国家在 80 年代开始探索使用 C/ SiC 代替卫星用姿控、轨控液体火箭发动机的铌合金燃烧 室- 喷管, 近年来陆续进行了地面试车, 并进入实用阶 段。使用 C/ SiC 燃烧室- 喷管慢慢的变成了高性能火箭发 动机性能水平的标志, 能够更好的降低燃烧室- 喷管结构质 量数倍, 并大量节省推进剂, 来提升冲质比, 增加卫 星的有效载荷和延长在空间的工作寿命, 还可减少冷 却用燃料排放对环境的污染。我国卫星姿控发动机全 尺寸 C/ SiC 燃烧室- 喷管已经在 2002 年 11 月 21 日 成功通过高空台架试车。此外, 国际上在大型运载火 箭扩张段、各类导弹发动机部件、航天飞机的头部和机 翼前缘等也用 C/ SiC 制造, 我国相关的研究已经起步。