陶瓷（玻璃）基複合材料的應用——在航空發動機上的應用
與其他應用領域相比，航空和航天技術的發展對陶瓷基複合材料的需求顯得更為迫切。先進軍用飛機的發展目標是大幅度提高發動機的推重比，降低油耗，提高機敏 性及作戰能力。當發動機的推重比提高到10時，渦輪前進口溫度高達1650℃，在這樣高的工作溫度下，現有的高溫合金和金屬間化合物材料已無法滿足要求， 隻能選用陶瓷基複合材料和C/C複合材料，由於陶瓷基複合材料的密度隻有高溫合金的1/4～1/3，因此能大大降低發動機的重量和耗油。在由美國國防部 （DOD）製訂的高性能渦輪發動機綜合計劃（IHPTET）中明確指出，陶瓷基複合材料的研製目標是將使用溫度提高到1650℃或更高。與單相陶瓷材料 （monolithic）相比，連續纖維增韌的陶瓷基複合材料（fiber reinforced ce-ramic matrix composites）具有斷裂韌性高，抗突發性破壞能力強，耐高溫，密度低，線脹係數低等特點，被美國國防部列為二十項關鍵技術之首。 為了保持21世紀在民用運輸機生產上的世界領先地位，美國NASA於1987年製訂了一個先進高溫發動機材料技術計劃（HITEMP），以滿足2015年 一些民用運輸機的要求，其中主要包括亞音速運輸機，高速民用運輸機和短程運輸機等。在HITEMP計劃中強調指出：在未來民用大型運輸機方麵，除了要求高 推重比和低油耗率以外，還必須解決與環境相關的一些問題，即減少氮氧化物NOx的排放量和降低噪聲，以盡量減少對大氣層、航空港和大城市周圍的生態環境的 危害。為了減少NOx排放量，其有效途徑是發展一種富油燃燒/猝熄/貧油燃燒（RQL）的燃燒方式。這種RQL燃燒室的內襯無法采用當今耐溫有限的金屬材 料，陶瓷基複合材料被認為是其主要的候選材料。要大幅度降低發動機的噪聲，則需要采用二維收斂-擴張尾噴口，這種尾噴口若采用現有的金屬材料，會引起大量 的增重，並且耐高溫性能也無法滿足要求。由於陶瓷基複合材料部件在使用時不需或隻需少量氣體冷卻，可省去或簡化冷卻係統，使發動機的重量進一步得到減輕。 陶瓷基複合材料在航空發動機上的主要應用目標部件是渦輪葉片，渦輪外環，導向葉片，火焰穩定器，燃燒室內襯和尾噴管調節片等。目前，SiC/SiC陶瓷基 複合材料已在中等載荷靜止件上的應用取得成功。1200℃沒有氣體冷卻條件下，壽命已達到1000h（圖10.8-4）。圖10.8-5為法國 Snecma公司研製的C/SiC複合材料尾噴管調節片，該調節片於1989年裝機試飛成功，1996年正式在陣風號戰鬥機的M88-2航空發動機上服役 使用。與Inconel 718高溫合金相比，使用C/SiC複合材料不僅減重效果達到50%，而且使用壽命更長。
SiC/SiC複合材料的壽命
C/SiC複合材料尾噴管調節片（法國Snecma公司）
西北工業大學與國內相關單位合作，研製的SiC/SiC和C/SiC浮壁瓦片模擬件成功地通過了高壓風洞試驗器的考核（溫度1400℃，氣體壓力 2.5MPa），驗證了碳化矽陶瓷基複合材料在高推重比航空發動機環境的可行性。在此基礎上，研製的C/SiC尾噴管調節片已通過航空發動機的高溫試車考 核（圖10.8-6）。
CMC-SiC構件的考核
