陶瓷基復合材料是一種新型戰略性高溫結構材料，與傳統材料相比，優勢主要表現為“更高”、“更強”、“更輕”。陶瓷基復合材料優異的性能也決定了其高端的應用領域。但是隨著技術的發展和其衍生價值的開發，陶瓷基復合材料的應用越來越廣泛。下面小編詳細介紹陶瓷基復合材料的應用供大家參考。

    陶瓷基復合材料是以陶瓷材料為基體，以陶瓷纖維、晶須、晶片或者顆粒為補強體，通過適當的復合工藝制備且性能可設計的一類新型材料，又稱為多相復合陶瓷材料或復相陶瓷，包括纖維（或晶須）增韌（或增強）陶瓷基復合材料、異相顆粒彌散強化復相陶瓷。原位生長陶瓷復合材料、梯度功能復合陶瓷及納米陶瓷復合材料。該類材料是上世紀80年代逐漸發展起來的，可通過補強體的加入改善其本征脆性，以避免突發性破壞[1]。

    陶瓷基復合材料在高技術領域、航空航天、國防以及國民經濟各部門具有廣闊的應用前景，是先進材料領域的研究前沿之一，也是我國高新技術計劃的一項重點研究領域。陶瓷基復合材料在有機材料基和金屬材料基復合材料不能滿足性能要求的工況下可以得到廣泛應用，成為理想的高溫結構材料，主要用作機械加工材料、耐磨材料、高溫發動機燃燒室及連接桿、航天器保護材料、高溫熱交換器材料、高溫耐腐蝕材料、輕型裝甲材料、分離或過濾器材料、承載/透波/隔熱材料等。復相陶瓷是未來發動機熱端結構的首選材料，可替代金屬及其合金[2]。

    世界主要發達國家都在積極開展陶瓷基復合材料的研究，并不斷拓寬其應用領域。

    碳纖維和碳化硅（（Cf/SiC）復合材料是其中的一個重要材料體系，大量文獻資料表明，Cf/SiC復合材料具有耐高溫和高抗熱震性能、高耐磨性和高硬度、耐化學腐蝕特性、高導熱、低熱膨脹系數（1 X 10-6~ 4 X 10-6 K-1）等優異的性能。

    另一個重要體系為碳顆粒和碳化硅（Cp/SiC）復合材料，它具有良好的機械加工、熱穩定、耐化學腐蝕、高導熱、低熱膨脹系數等性能，主要應用于機械密封材料、耐火材料及玻璃熔煉用夾具、模具材料等。SiC纖維增強SiC體系具有高的比強度和比剛度、良好的高溫力學性能和抗氧化性能以及優異的抗輻照性能和耐腐蝕性能，在航空航天和核聚變領域都有著廣泛的應用前景[3]。

    而C/C復合材料體系具有高強高模、比重輕、熱膨脹系數小、抗腐蝕、抗熱沖擊、耐摩擦性能好、化學穩定性好等一系列優異性能廣泛用于固體火箭發動機噴管、航天飛機結構部件、飛機及賽車的剎車裝置、熱元件和機械緊固件、熱交換器、航空發動機的熱端部件、高功率電子裝置的散熱裝置和撐桿等方面，另一方面重要的應用則集中在生物醫用材料，作為人體骨修復和骨替代物。

    SiC基體系

    SNECMA、GE、EADS、MT Aerospace（MT）等制造商是目前制備2D C/SiC和SiC/SiC陶瓷基復合材料的主要成熟生產商。各制造商采用的原料、制備工藝均有所不同，因此材料性能差異較大。

    20 世紀80 年代初，法國SNECMA 公司率先開展陶瓷基復合材料在航空發動機噴管部位的應用研究，先后研制出了Cerasepr A300和Sepcarbinoxr A262 碳化硅基復合材料。隨后美國、日本等也不斷加大該領域的支持，特別是近幾年美國在F414發動機上開展了SiCf/SiC 復合材料渦輪轉子的驗證工作，這代表陶瓷基復合材料應用范圍已經拓展到了發動機的轉動件，使用陶瓷基復合材料已成為新一代發動機的典型標志[2]。

    SiC/SiC復合材料的應用

    航空航天領域

    SiC/SiC復合材料因其低密度、高強度、耐沖擊、抗氧化等優點而被用作高性能發動機的熱端部件材料。20世紀90年代法國Snecma公司研發了CERASEP系列的SiC/SiC復合材料，并將該材料成功應用在了M-88型發動機的噴管調節片上，標志著SiC/SiC復合材料在航空方面的應用已經開始。目前，Snecma公司對CERASEP系列進行了升級并制備了燃燒室襯套等發動機組件（圖1）。

    圖1 燃燒室

    2005年結束的IHPTET計劃中，GE、Allison、Foster-Miller等公司開發并驗證了大量陶瓷基復合材料渦輪發動機高溫部件，如靜子葉片、后框架前緣插件和燃燒室火焰筒等（圖2）。其中，靜子葉片在UEET計劃的支持下進行了臺架試車，結果表明， SiC/SiC復合材料葉片比高溫合金葉片明顯更具優勢。最近的NGLT計劃則將SiC/SiC復合材料作為空間飛行器的發動機高熱部件材料而開展研究。復合材料在航天方面除了高熱部件外還可作為衛星天線、反射鏡的支撐結構等。

    圖2 靜子葉片、后框架前緣插件和燃燒室火焰筒

    美國Hyper-Therm HTC公司在NASA的支持下制備了主動冷卻的液體火箭發動機復合材料整體推力室（圖3）。法國SEP公司用SiC/SiC復合材料制成的SCD-SEP火箭試驗發動機已經通過點火試車（圖4）。

    圖3 整體推力室

    圖4 噴管熱試車

    核聚變領域[1]

    核聚變反應堆是實現大規模可控聚變反應，放出巨大熱量的裝置，是獲得和使用核聚變能的核心部件。自上世紀國際熱核實驗堆（ITER ， International Thermal nuclear Experimental Reactor）計劃啟動開始，人類正走向世界上首個商用聚變堆運行發電的實現。聚變堆的主要部件包括包層、屏蔽層、磁體和輔助系統等，其中包層擔負著將聚變能轉換成熱能的任務，且工作在高溫、高輻照、高應力的嚴酷條件下。ITER計劃能否最終成功，包層材料技術至關重要。

    SiC/SiC復合材料具有良好輻照穩定性、低的氚滲透率和誘導輻射，被認為是很有前景的核聚變堆候選材料。SiC/SiC復合材料在聚變堆中的應用主要是在包層的第一壁、偏濾器以及流道插件等部件上。

    包層是聚變堆中最重要的部件，主要起能量轉換、增殖中子以及屏蔽的作用。第一壁（First Wall）是包容等離子體區和真空區的部件，直接面向等離子體。SiC/SiC復合材料作為第一壁/包層結構材料，必須有良好的抗輻照損傷性能，良好的室溫和高溫力學性能，能承受高表面熱負荷。選用SiC/SiC復合材料作為結構材料的包層概念設計有自冷鏗鉛包層（SCLL， Self-Cooled Lithium Lead breeder blanket）和氦冷陶瓷包層（HCCB， Helium-Cooled Ceramic breeder blanket），前者包括歐盟的PPCS-D，TAURO，美國的ARIES-I和ARIES-AT，后者包括日本的DREAM和A-SSTR2（圖 5）。

    圖5 第一壁/包層結構材料

    流道插件（FCI，Flow Channel Insert）是應用于液態包層的功能部件，作為電絕緣和熱絕緣體，隔離高溫鏗鉛與結構材料如低活化馬氏體鋼的直接接觸，可以降低磁流體力學（MHD）效應并提高液態金屬鏗鉛的出口溫度，從而提高包層的熱轉換效率。用SiC/SiC復合材料制造FCI的包層概念設計主要有雙冷鏗鉛包層（DOLL，Dual-Coolant Lithium Lead blanket），包括中國的FDS-II,歐盟的PPCS-C，美國的ARIES-ST，ARIES-AT等（圖6）。

    圖6 流道插件

    偏濾器是聚變堆中的一個高熱流部件，的源分開以及排除聚變反應產生的氦灰。其主要作用是使等離子體與產生雜質。歐盟的PPCS-D，TAURO，美國的ARIES-AT以及日本的DREAM偏濾器設計中曾采用了SiC/SiC復合材料作為結構材料（圖7）。

    圖7 偏濾器

    C/SiC復合材料的應用

    剎車系統

    C/SiC 陶瓷基復合材料作為一種新型的剎車材料，與傳統的金屬和半金屬剎車材料相比，具有密度低、摩擦系數穩定、磨損量小、制動比大和使用壽命長等突出優點；與C/C復合材料相比，C/SiC復合材料具有克服C/C摩擦材料缺點的潛力，具有密度低、強度高、耐高溫、熱物理性能好等特點，尤其是摩擦系數高且穩定，對環境的影響不敏感等。美國的Aircraft Braking S ystems Corporation、Goodrich、Honewell 和OAI 4大公司對C/SiC 剎車材料進行了研究。韓國DACC公司已經為F16戰斗機研究開發出C/SiC 剎車盤。國內對C/SiC 剎車材料的研究報道也較多。總之，C/SiC陶瓷復合材料顯著提高了使用溫度和減少剎車系統的體積，大大提高了剎車的安全性，所以其作為新一代剎車材料具有廣闊的應用前景[3]。近日，北汽首款電動超跑ARCFOX-7正式在北京車展亮相，而這款車的剎車盤就使用了碳陶瓷剎車盤（圖8）。

    圖8 北汽首款電動超跑ARCFOX-7

    航空航天用熱結構材料

    在高的工作溫度、強氣流的沖刷腐蝕和高應力的振動載荷等惡劣環境下，C/SiC 被認為是較為理想的航空航天用熱結構材料之一。此外，C/SiC 復合材料在戰略導彈和多用途導彈的噴管（圖9），以及航天飛機熱防護系統及固體火箭發動機導流管等領域具有廣闊的應用前景[4]。

    圖9 多用途導彈的噴管

    在航空發動機上的應用

    航空航天技術的需求對于陶瓷基復合材料的發展起著決定性作用。歐洲動力協會（SEP）、法國Bordeaux 大學、德國的Karslure 大學、美國橡樹嶺國家實驗室早在20 世紀70 年代便率先開展了C/SiC 復合材料的研究工作。用C/SiC 復合材料制作的噴嘴已用于幻影2000 戰斗機的M55 發動機（圖10）和狂風戰斗機的M88 航空發動機上，法國“海爾梅斯”號航天飛機的鼻錐帽等也采用了這種材料[4]。國內對C/SiC 復合材料的研究起步較晚，近年來，在西北工業大學、國防科技大學和航空工業總公司43所等單位的共同努力下，C/SiC 的制備技術和性能等方面都取得了長足進步，與世界先進水平的差距在逐步縮小，并有多種航空航天用C/SiC構件通過了地面試車考核。

    圖10 幻影2000 戰斗機

    航天飛行器

    航天飛行器再入大氣過程中，由于強烈的氣動加熱，飛行器的頭錐和機翼前緣的溫度高達1650℃，熱防護系統是航天飛行器的4 大關鍵技術之一。第一代熱防護系統的設計是采用放熱-結構分開的思想，即冷卻結構外部加放熱系統。C/SiC 復合材料的發展，使飛行器的承載結構和放熱一體化。尤其是哥倫比亞號熱防護系統失效造成的機毀人亡事件后，使C/SiC陶瓷基復合材料更受關注。在熱結構材料的構件中包括航天飛機和導彈的鼻錐、導翼、機翼和蓋板等。

    衛星反射鏡用材料

    衛星反射鏡材料的性能要求是密度低、比剛度大、熱膨脹系數CTE低、高導熱性以及適當的強度和硬度、可設計性等。玻璃反射鏡和金屬反射鏡加工成大型輕型反射鏡都有一定的局限性。因此，國內外都正在研究C/SiC復合材料反射鏡，該復合材料密度較低，剛度高，在低溫下熱膨脹系數小及導熱性能良好，熱性能和力學性能都比較理想，而且可以得到極好的表面拋光，是一種十分理想的衛星反射鏡基座材料。C/SiC復合材料作為反射鏡材料的研究在國外已經進行了20 多年，技術比較成熟，如美國、俄羅斯、德國、加拿大等利用碳纖維增強碳化硅復合材料（Cf /SiC）制備出高性能反射鏡。最具代表性的是德國Donier 衛星系統公司采用LSI方法制備的C/SiC 復合材料反射鏡作為空間望遠鏡主鏡（圖11），直630mm，質量僅為4kg ，最大可制作3m的大型反射鏡，可望用作美國下一代空間望遠鏡（NGST）用反射鏡[5]。

    圖11 C/SiC 復合材料反射鏡

    其它特殊領域

    C/SiC 陶瓷基復合材料除上述應用外，還應用在核聚變第一壁、液體火箭發動機、導彈端頭帽及衛星窗框上。如西北工業大學研制的液體火箭發動機C/SiC 復合材料系列噴管成功通過試車考核。另外，Cf /SiC熱結構材料的機械連接技術近年來已經取得了相當程度的進展，主要應用于連接固定熱的外表面和航空框架結構中冷的襯墊，及用作密封裝置[5]。

    碳基體系

    C/C復合材料的應用

    世界各國均把C/C 復合材料用作導彈及先進飛行器高溫區的主要熱結構材料，隨著材料性能的不斷改進，其應用領域逐漸拓寬[6-7]。

    先進飛行器上的應用

    導彈、載人飛船、航天飛機等，在再入環境時飛行器頭部受到強激波，對頭部產生很大的壓力，其最苛刻部位溫度可達2760 ℃，所以必須選擇能夠承受再入環境苛刻條件的材料。設計合理的鼻錐外形和選材，能使實際流入飛行器的能量僅為整個熱量1%～10%左右。

    對導彈的端頭帽，也要求防熱材料在再入環境中燒蝕量低，且燒蝕均勻對稱，同時希望它具有吸波能力、抗核爆輻射性能和在全天候使用的性能。三維編織的C/C復合材料，其石墨化后的熱導性足以滿足彈頭再入時由-160℃至氣動加熱時1700℃時的熱沖擊要求，可以預防彈頭鼻錐的熱應力過大引起的整體破壞；其低密度可提高導彈彈頭射程，已在很多戰略導彈彈頭上得到應用。除了導彈的再入鼻錐，C/C 復合材料還可作熱防護材料用于航天飛機（表1）。

    表1 C/C復合材料在航天飛機上的應用

    固體火箭發動機噴管上的應用

    C/C 復合材料自上世紀70 年代首次作為固體火箭發動機（SRM）喉襯飛行成功以來，極大地推動了SRM 噴管材料的發展。喉襯部一般采用多維編織的高密度瀝青基C/C復合材料，增強體多為整體針刺碳氈、多向編織等，并在表面涂覆SiC 以提高抗氧化性和抗沖蝕能力。美國在此方面的應用有：①“民兵-Ⅲ”導彈發動機第三級的噴管喉襯材料；②“北極星”A-7 發動機噴管的收斂段；③MX 導彈第三級發動機的可延伸出口錐（三維編織薄壁C/C復合材料制品）。俄羅斯用在潛地導彈發動機的噴管延伸錐（三維編織薄壁C/C 復合材料制品）。

    表2 C/C復合材料在戰略導彈上的應用

    剎車領域的應用

    C/C復合材料剎車盤的實驗性研究于上世紀1973 年第一次用于飛機剎車。目前，一半以上的C/C復合材料用作飛機剎車裝置。高性能剎車材料要求高比熱容、高熔點以及高溫下的強度，C/C復合材料正好適應了這一要求，制作的飛機剎車盤重量輕、耐溫高、比熱容比鋼高2.5 倍；同金屬剎車相比，可節省40%的結構重量。碳剎車盤的使用壽命是金屬基的5～7倍，剎車力矩平穩，剎車時噪聲小，因此碳剎車盤的問世被認為是剎車材料發展史上的一次重大的技術進步。

    目前法國歐洲動力、碳工業等公司已批量生產C/C復合材料剎車片，英國鄧祿普公司也已大量生產C/C復合材料剎車片，用于賽車、火車和戰斗機的剎車材料（圖12）。

    圖12 C/C復合材料剎車片

    C/C復合材料用作高溫結構材料

    由于C/C 復合材料的高溫力學性能， 使之有可能成為工作溫度1500~1700℃的航空發動機的理想材料， 有著潛在的發展前景。

    渦輪發動機

    C/C 復合材料在渦輪機及燃氣系統（已成功地用于燃燒室、導管、閥門）中的靜止件和轉動件方面有著潛在的應用前景， 例如用于葉片和活塞， 可明顯減輕重量， 提高燃燒室的溫度， 大幅度提高熱效率。

    內燃發動機

    C/C 復合材料因其密度低、優異的摩擦性能、熱膨脹率低， 從而有利于控制活塞與汽缸之間的空隙，目前正在研究開發用其制活塞。

    發熱元件

    與石墨發熱體強度低脆， 加工運輸困難相比， C/C復合材料強度高， 韌性好， 耐高溫， 可減少發熱體體積， 擴大工作區。

    生物學上的應用

    碳材料是目前生物相容性最好的材料之一。在骨修復上， 碳/碳復合材料能控制孔隙的形態， 這是很重要的特性， 因為多孔結構經處理后， 可使天然骨骼融入材料之中。故C/C 復合材料是一種極有潛力的新型生物醫用材料， 在人體骨修復與骨替代方面有較好的應用前景。目前C/C 復合材料在臨床上已有骨盤骨夾板和骨針的應用；人工心臟瓣膜中耳修復材料也有研究報道；人工齒根已取得了很好的臨床應用效果。

    我國陶瓷基復合材料發展需要解決的問題及建議

    國內主要開展相關研究的單位主要包括中航復材、西北工業大學、國防科大等單位。由于我國陶瓷基復合材料的研究起步較晚，與美國、法國等西方先進國家尚存在較大差距。要實現陶瓷基復合材料在航空發動機熱端部件上的應用，亟需解決以下問題[2]：

    （1）建立基于陶瓷基復合材料的設計準則。

    陶瓷基復合材料結構與高溫合金具有本質的區別，因此不能簡單套用前期高溫合金構件設計的原理和模型，因此需要針對纖維預制體、基體、界面和表面等眾多組成單元開展多層次、多尺度的結構設計研究，建立基于陶瓷基復合材料本征結構和功能的設計準則。

    （2）加強陶瓷基復合材料本征結構與失效機理研究，建立壽命預測模型。

    材料損傷失效是陶瓷基復合材料在航空發動機熱端部位應用研究的重要內容，材料損傷失效意味著其功能不能達到材料本征性能或者設計值，嚴重時會引起構件及發動機失效等嚴重后果。因此必須基于陶瓷基復合材料的特點及服役環境，研究損傷和失效機制，進而對陶瓷基復合材料壽命進行評估和預測。

    （3）突破陶瓷基復合材料全產業鏈中的關鍵技術。

    陶瓷基復合材料結構件的研發，涉及到纖維等原材料研發、預制體編織、基體致密化、材料的精確加工與裝配、環境屏障涂層制備、無損檢測及考核驗證等多個環節，各環節的關鍵技術均取得突破才能推動整個行業的進一步發展。

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責任編輯：王元

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