随着航空发动机技术的发展，高推重比发动机涡轮前温度不断提高，未来高性能航空发动机涡轮前温度将达到1900℃以上，而目前最先进的高温合金耐温极限约为1150℃，热障涂层和冷却措施仅能使叶片表面温度降低100～300℃，显然现有合金材料无法满足未来先进航空发动机的应用需求[1]。SiCf/SiC CMC具有耐高温、低密度、抗腐蚀等优点，第三代SiCf增强的SiCf/SiC CMC最高使用温度可达1700℃，能满足未来先进航空发动机的工作温度要求并可以实现轻量化，是未来先进航空发动机热端部件的重要储备材料之一[2]。
1 制备方法
1.1 化学气相渗透法（CVI）
CVI是以SiC纤维编织体为预制体，放入反应室中并引入气态先驱体MTS(甲基三氯硅烷)或TMS(四甲基硅烷)，利用扩散作用使气态先驱体扩散至纤维表面，在高温(900～1100℃)下反应沉积生成SiC基体。CVI工艺制备温度低，对纤维和界面层的损伤较小，可以制备形状复杂的构件且基体成分及性能可设计。但CVI工艺周期长且工艺复杂、基体孔隙率较高、不适用于制备厚度大的制件。对CVI法的优化根据控制参数的不同可以分为（1）等温- 等压CVI；（2）强制对流CVI；（3）热梯度等压CVI；（4）脉冲CVI；（5）液相渗入CVI等[3]。
1.2 先驱体浸渍裂解法（PIP）
PIP制备SiCf/SiC CMC是将液相先驱体（如聚碳硅烷PCS）浸渍到纤维编织体中且在低温下固化得到预制体，在高温惰性气体环境中预制体经交联、裂解、陶瓷化等过程得到多孔SiC陶瓷基体，需要多次重复浸渍/ 裂解过程 。PIP工艺制备CMC基体成分可设计，制备过程对纤维和界面层的损伤小且可以制备出形状复杂或者厚度较大的构件。但基体孔隙率较高、需多次重复“浸滞-裂解”过程，制备周期较长[4]。聚合物先驱体是整个PIP工艺的关键，罗征等人以新型先驱体LPVCS( 含乙烯基液态聚碳硅烷) 为原料,采用PIP工艺制备了三维编制SiCf/SiC CMC，实验结果表明采用LPVCS为先驱体制备SiCf/SiC CMC降低了材料制备周期，9个周期后材料密度达到2.14g/cm3，开孔率为10.8%[5]。
1.3 热压烧结（HP）
早在1999年周新贵等人采用热压烧结法制备了Cf/SiC CMC，并研究得出随着烧结助剂含量的不断增加，界面结合强度不断增强，最终导致纤维不能脱粘拔出，复合材料呈现脆性断裂[6]。料浆浸滞热压烧结法（SIHP）法的基本原理是将具有可烧结性的基体原料粉末与连续纤维通过浸滞工艺制备成坯件，在高温高压下烧结制备陶瓷基复合材料 ，相比气态和液态的先驱体，固体粉末更难进入纤维之间狭小的空隙。其虽然工艺简单、成本低、致密度高，但制备过程会损伤纤维及界面层且只能制备二维形状简单的构件[7]。
1.4 熔融浸渍法（MI）
MI工艺为首先制备连续纤维增强多孔碳基中间体，然后将熔融硅通过空隙渗透进中间体与碳基反应生成SiC基体。MI工艺具备制备周期短、产品孔隙率极低、制备过程中尺寸变化小和可制备复杂构件等优势，但制备过程中碳和硅的含量比例不易控制，造成制备出的SiC基体中有较多残余Si，如果使用温度超过单质Si的熔点（1400℃）将导致材料丧失机械强度。而且在高温下Si单质反应活性强，极易与界面层和纤维发生反应导致制备出的陶瓷基材料性能降低。目前掌握该技术并能应用于工业生产中的主要是德国和美国，国内在该领域还较为落后[8]。
1.5 混合工艺
1.5.1 基于CVI工艺制备SiCf/SiC陶瓷基复合材料的混合工艺
液态先驱体浸滞纤维预制体时，预制体中的小空隙很难被浸润，而气态先驱体可以扩散到较小的空隙中并很好的沉积。因此赵爽等人通过先驱体浸渍裂解工艺结合化学气相渗透工艺(PIP+CVI)制备了 SiCf/SiC CMC，对两者的密度、热导率、力学性能以及微观结构等进行了测试分析，结果表明混合工艺能够显著提高产品质量和力学性能[9]。
1.5.2 纳米浸渍与瞬时共晶（NITE）
NITE工艺基本原理是将纤维预制体浸滞到由纳米SiC粉末、烧结助剂和陶瓷先驱体（PCS）配制的浆料中，在惰性气氛下进行热压烧结，制备出的复合材料具备孔隙率低、结晶程度高、不含残余Si等诸多优点，适合高温环境下长期使用。该工艺过程中先驱体裂解会产生孔隙，需要SiC粉末去填补，因此PCS 含量不能过高。纳米SiC粉末反应活性高，但添加量较多会大幅提高浆料浓度，降低浸渍效率，因此合理选择料浆中PCS 和SiC 粉的比例对于NITE工艺至关重要。目前对NITE工艺研究较为成熟的主要是日本和美国，日本于近年来开发出了新型的更加稳定的Cera-Nite工艺，并达到了商品级的应用，而国内对于NITE工艺制备SiCf/SiC CMC的研究还非常局限[10] 。
2 SiC-CMC的应用
研究表明，将CMC-SiC用于燃烧室、涡轮、加力燃烧室和喷管等热端部件，可使发动机工作温度提高300～500℃，结构减重50％～70％，推力提高30％～100％。同时可简化发动机内的冷却结构，进一步减轻结构重量[11]。西方及日本等发达国家于上世纪80年代已经开始将SiCf/SiC陶瓷基复合材料应用在了航空发动机喷管、涡轮叶 涡轮机罩盖、导向叶片等发动机转动件上，并逐渐趋于成熟，而国内对于陶瓷基复合材料的应用还处于试验阶段[12]。
3 总结与展望
随着航空航天发动机的快速发展，先进的高性能材料是不可逾越的壁垒。近年来我国陶瓷基复合材料性能的研发能力显著提升，高性能纤维、界面层、陶瓷基体的制备能力也取得明显进展。然而，质量稳定性较差、容易产生结构缺陷及加工缺陷，使陶瓷基复合材料的工程化应用变得异常困难。当前国内对于陶瓷基复合材料的研发和制备技术仍处于探索阶段，稳定的高性能纤维、界面层、陶瓷基体制备工艺仍是困扰我们的难题。
[1]文生琼, 何爱杰. 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件上的应用. 航空制造技术,2009,21:4-7.
[2]刘大响. 一代新材料,一代新型发动机:航空发动机的发展趋势及其对材料的需求. 材料工程, 2017, 45: 1-5.
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[11] 刘巧沐, 黄顺洲, 何爱杰. 碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用需求及挑战. 材料工程, 2019,47(2): 1-10.
[12] 沙建军, 代吉祥, 张兆甫. 纤维增韧高温陶瓷基复合材料(Cf,SiCf/SiC)应用研究进展. 航空制造技术, 2017,19: 16-32.
作者简介：李洪毓（1996—），男，辽宁瓦房店，助理工程师，复合材料制造，564617432@qq.com。