CMC—SIC火焰筒典型件设计研究

摘 要：本文分析了陶瓷基复合材料的材料特点，列举了对CMC-SIC连接件的力学研究试验，分析了CMC-SIC的力学性能。并结合火焰筒的结构和使用条件，进行火焰筒结构典型件设计。并在此基础上总结CMC-SIC作为火焰筒材料结构设计要点及后续研究方向。

关键词：火焰筒；复合材料；典型件

引 言

高推重比航空发动机是当今发动机的发展趋势，提高发动机的涡轮进口温度和降低结构重量是提高推重比的主要途径。目前很多高推重比的发动机涡轮前温度已经超过1950K，同时温升也显著提升，为保证燃烧性能，燃烧空气比例显著增加，导致燃烧室壁面的冷却空气比例减少，预计仅约为燃烧室空气流量的25%～30%（含头部冷却空气流量）。因此为满足火焰筒的使用要求，对火焰筒的寿命研究显得尤为重要。目前主要有两种趋势一是采用先进壁面冷却技术节约冷却冷气降低壁面温度，另一种是使用新型的耐温材料以适应火焰筒壁面温度的不断升高。连续纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料（后文简称：CMC-SiC）是目前主要研究的耐热结构材料之一，它具有耐温能力高、密度低和比强度高的优点，同时由于其类似金属的断裂行为使其在航空发动机上的应用成为可能。

1 CMC-SiC材料特点

陶瓷特有的共价键离子键结构使其具有耐高温、低密度、高比强、高比模、高硬度、抗氧化、耐腐蚀、耐磨损等优异特性，但又具有脆性大和可靠性差的致命弱点。为了克服陶瓷材料脆性大和可靠性差的致命弱点，使陶瓷材料兼具优良的强度和韧性，需要对其进行强韧化处理。目前，已发展的多种强韧化途径，归纳起来有“纳米结晶增韧”、“原位自生增韧”、“仿生结构增韧”和“增强体积增韧”四种。

CMC是指在陶瓷基体中引入增强材料，形成以引入的增强材料为分散相，以陶瓷基体为连续相的复合材料。CMC-SiC，具有较低的密度、极好的高温稳定性、较高的氧化稳定性和较好的力学性能（不同材料的使用温度和密度之间的对比见）。CMC-SiC的密度仅为高温合金的1/3～1/4，采用该材料可以有效减轻构件重量，从而提高发动机的推重比。目前该材料的长期使用温度可比高温合金提高150～350℃，潜在使用温度可达1600℃，是最有潜力的热结构材料之一。

由于CMC-SiC具有密度低、使用温度高等优点，其在航空发动机热端部件上应用的具有以下优势：

a）减轻发动机重量。首先，CMC-SiC密度仅为高温合金的1/3左右，同样的构件可以减重较多；其次，CMC-SiC材料耐温更高，采用高温合金时因冷却需要的复杂结构因此得到简化，同时一些因冷却而设置的附加机构也可以省去或简化，以减轻发动机重量。

b）提高主燃烧室温升。发动机推重比的提高很大程度上依靠燃烧室温升的提高，而火焰筒及涡轮的使用温度制约了燃烧室的温升。CMC-SiC材料的许用温度与目前高温合金最高的许用温度高了至少100℃，从而可以提高燃烧室的温升潜力。

c）提高发动机效率。由于CMC-SiC具有很好的高温抗蠕变性能和较低的膨胀率，因此CMC-SiC构件尺寸稳定。当涡轮转、静子及外环板使用CMC-SiC构件时，可以有效减少状态变化带来的叶间间隙变化，提高发动机的效率。

2 CMC-SiC材料力学性能研究

连续纤维增韧是增强体积增韧的一种，能够最大限度抑制陶瓷缺陷的体积效应。通过使用连续碳或SiC纤维，使SiC陶瓷在断裂的过程中，发生裂纹偏转、纤维断裂和纤维拔出等的同时，吸收能量，从而发挥纤维的增韧和补强作用，使其具有类似金属的断裂行为，对裂纹不敏感，不发生灾难性损毁的特征。

除此之外，CMC-SiC还具有非均质性和各向异性的特点。由于CMC-SiC微观结构具有结构单元多，尺寸跨度大，功能复杂等特点，因此通过不同工艺路线得到的构件其力学性能有较大差别。为得到适合工业应用的材料，有很多针对复合材料本身的断裂研究及复合材料间销钉（铆钉）连接的断裂研究。

2.1 复合材料缺陷结构拉剪切特性

通常用常温和高温氧气环境下含有最大可检缺陷复合材料板材强度、含有结构最常见开孔的复合材料板材强度来表征复合材料热结构的面内拉伸和压缩设计许用值。一般可用带孔或缺口的复合材料板来模拟。对复合材料本身的断裂研究主要有开孔和缺口两种形式，研究表明开孔板拉伸和压缩破坏试验的结果表明，拉伸和压缩的破坏形式基本相同，开孔对CMC-SiC平板的强度的影响是比较显著的，在考虑孔或其他缺口或损伤对CMC-SiC结构强度的影响时，还需要进一步研究CMC-SiC板的应力集中问题。

2.2 复合材料间销钉（铆钉）剪切特性

复合材料间的销钉（铆钉）剪切强度可以采用类似层间剪切试验，通过压缩加载试验来测定为试验测试情况的照片，为压缩剪切试验和单搭接拉伸试验的试件破坏照片，根据试验结果两种试件的破坏模式均为铆钉被剪断。从试件破坏断面的形貌可以看到，断面上除了有被剪断的铆钉之外，还有搭接板的部分表层。但是通过试验数据分析可以发现连接板的最小截面上的拉伸平均正应力远低于单钉铆接板的拉伸强度。因此可以认为复合材料铆钉连接件的强度是由铆钉的剪切强度控制的。当连接螺栓为多个时，发现连接件破坏时螺栓的平均剪切强度等于单个螺栓的剪切强度。但是这时连接板的最小截面上的拉伸正应力远低于复合材料的开孔拉伸强度。因此可以认为该复合材料螺栓连接件的强度是由螺栓的剪切强度控制的。

3. CMC-SiC火焰筒典型件设计

因为CMC-SiC还具有陶瓷的另一个特点，热膨胀系数小。一般高温合金在1000K时的膨胀系数约为15（10-6/K），而CMC-SiC的热膨胀系数在1000K时的膨胀系数仅为高温合金的1/3左右，约为5.8（10-6/K）。由于陶瓷基复合材料与所连接的高温合金连接件之间的线膨胀系数差异很大，所以在进行火焰筒结构设计时，需要考虑它们的热不协调性及连接结构的气密性。

为保证复合材料与高温合金连接结构的稳定，目前普遍的设计方法为在高温合金一侧加工膨胀槽及止裂孔，高温合金与复合材料通过高温合金螺栓进行连接。需要通过试验验证热应力对此结构的影响以及高温合金螺栓在此结构中对复合材料的影响。

4.结论

1.CMC-SIC以其优异的耐高温性能、低密度和有类金属特性是一种能应用在航空发动机燃烧室的材料。

2.复合材料间的连接方法宜采用铆接法（同种材料的复合材料铆钉）进行连接。

3.因发动机结构的复杂性，不同角度及不同厚度的复合材料间连接的拉剪特性仍需要继续试验。

4.复合材料与金属件的连接多采用螺栓连接，但需要通过试验验证其与金属的热不协调性。

5.以上连接结构的可靠性除试验分析外，还需要在发动机真实环境下进行长时间的试验考核。

参考文献：

[1] 邹世钦. 连续纤维增强陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用[J]. 航空发动机，2005年，31卷（第3期）：起止页55～58.

[2] 张立同. 纤维增韧碳化硅陶瓷复合材料-模拟、表征与设计[M].出版地：化學工业出版社，2009年9月..

[3]张长瑞，郝元凯. 陶瓷基复合材料原理、工艺、性能与设计[M] ].长沙：国防科技大学出版社，2001年.

[4] 吴守军. 3D SiC/SiC复合材料热化学环境行为. 中国博士学位论文全文数据库，2008年.

[5] 王艳丽，郭腾龙. CMC-SiC在火焰筒上的应用研究. 第二届中国航空科学技术大会，2015年.endprint