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嘉峪檢測網 2024-08-22 08:33
摘 要
高馬赫數飛行帶來的極端服役環境對新一代高速飛行器的材料、結構設計提出了更加嚴苛的要求，本文從“選、用、評”三方面對陶瓷基復合材料在飛行器結構設計中的應用進行綜述，進而提出未來發展方向，為飛行器陶瓷基復合材料結構設計提供參考。全面綜述了陶瓷基復合材料在不同應用場景下的選取準則及相應制備方法，系統介紹了陶瓷基復合材料在飛行器結構中的典型應用，分析了近服役工況下材料的評價準則及地面實驗方法。為滿足未來飛行器需求，提出需要結合計算機輔助優化技術和創新制備方法，提高陶瓷基復合材料的耐溫和抗疲勞性能；發展高可靠、長壽命的連接技術和一體成型設計方案，充分發揮材料優勢；開發多物理場耦合作用下的原位表征技術，以獲得陶瓷基復合材料在實際使用中的性能演化行為，為飛行器輕量化結構設計提供可靠依據。
高速飛行器等戰略武器在現代軍事和航空領域中扮演著至關重要的角色，其性能對于維護國家安全和軍事優勢至關重要。然而，其在執行高馬赫數巡航、快速機動反應和高速精確打擊等任務時，面臨著極具挑戰性的氣動熱顯著、氣動效應明顯等問題。特別是在長時間巡航飛行過程中，飛行器表面常面臨嚴酷的力、熱載荷環境，這對其結構和材料性能提出了極高要求[1-2]。陶瓷基復合材料具有高比模量、高比強度、低熱膨脹系數、耐高溫、耐腐蝕和耐磨損等眾多優異的性能，為實現飛行器的輕量化結構、熱防護系統以及發動機內部結構提供了較好的材料支撐[3]。
得益于碳纖維、陶瓷纖維等纖維材料制備技術的發展，以及不同類型的陶瓷基體材料制備工藝的成熟，目前，陶瓷基復合材料已在飛行器結構中廣泛應用，如發動機燃燒室、渦輪葉片、飛行器鼻錐及機翼、導彈天線罩等[4-7]。本文主要從陶瓷基復合材料的“選、用、評”三個方面對其在飛行器結構設計中的研究進展進行闡述，并對未來陶瓷基復合材料結構設計所面臨的挑戰進行展望。
1、 陶瓷基復合材料選取
陶瓷基復合材料是以陶瓷材料為基體，與不同種類的纖維復合而成的一類復合材料，它主要由纖維、界面層和陶瓷基體組成。纖維作為分散相，起到承載和增韌的作用，常見的陶瓷基纖維有碳纖維[8]、碳化硅纖維[9]、氮化硅纖維[10]、氧化物纖維[11]等。陶瓷基體作為連續相，起到保護纖維和傳遞載荷的雙重作用，陶瓷基體中的陶瓷主要有氧化物陶瓷基體、碳化物陶瓷基體、氮化物陶瓷基體以及玻璃陶瓷基體。界面層位于纖維和陶瓷基體之間，起到傳遞載荷、阻止裂紋擴展和阻擋外部環境侵害的作用。對于非氧化物陶瓷基復合材料，常用的界面層體系有熱解碳界面層、氮化硼界面層和復合界面層。根據相關文獻，常見陶瓷基復合材料的基本性能如表1所示[12-13]。
表1
相對于其他材料體系，陶瓷基復合材料的密度低，可有效減輕結構件的質量；同時陶瓷基復合材料的工作溫度可達1600℃,可有效提高飛行器在高溫環境下的使用壽命；并且陶瓷基復合材料能夠在高溫有氧環境下保持較高的穩定性，一定程度上減少了環境障涂層的使用成本。因此，陶瓷基復合材料的主要優勢性能集中在輕質、耐高溫和抗氧化性三個方面。以碳化硅或碳/碳化硅為基體的陶瓷基復合材料是新一代的熱防護材料，被廣泛應用于航空航天飛行器中。法國的賽峰和美國的GE公司先后將纖維增強SiCf/SiC復合材料應用到發動機的尾噴管和渦輪葉片中；美國航天局將C/SiC應用到X-38頭錐帽以及X-37B的襟翼；歐洲空間局IXV飛行器的熱防護外殼采用的是C/SiC復合材料[14]。
目前，陶瓷基復合材料的制備方法主要有化學氣相滲透法（chemical vapor infiltration，CVI）、反應熔體滲透法（reaction melt infiltration，RMI）、漿料浸漬熱壓法（slurry impregnation and hot pressing，SIHP）、前驅體浸漬熱解法（precursor impregnation pyrolysis，PIP）、化學液氣相沉積法（chemical liquid-vapor deposition，CLVD）以及混合工藝等（圖1）[15-19]。CVI工藝是將碳纖維預成型體置于沉積爐中，源氣通過擴散或由壓力差產生的定向流動輸送至預成型體周圍后再向其內部擴散，在纖維表面發生化學反應并原位沉積。根據流場和溫度場的特征，CVI可分為等溫化學氣相浸滲、熱梯度強制對流化學氣相浸滲、壓力梯度化學氣相浸滲和脈沖化學氣相浸滲。RMI又叫作熔融滲硅法，其工藝流程是在高溫真空環境下將熔融Si滲入到纖維預制體增強多孔碳中，使Si熔體與碳基體反應生成SiC基體，該工藝可以通過調整纖維預制體增強多孔碳的體積密度和孔隙率控制最終復合材料的密度。SIHP工藝流程是將SiC粉、燒結助劑與有機黏結劑等和溶劑混合制成料漿，碳纖維經料漿浸漬后紡制成無緯布，切片模壓成型后熱壓燒結進而得到最終的復合材料。其工藝較簡單、制備周期短、成本低且接近凈尺寸成型。PIP工藝是在一定溫度和壓力下以碳纖維預制件為骨架，采用有機先驅體溶液或熔融體進行浸漬，待固化后在惰性氣體下進行高溫裂解進而轉化為SiC陶瓷基體。然而由于先驅體裂解過程會釋放大量分子，導致基體體積收縮，因此為了獲得更致密的基體需要進行多次重復浸漬熱解。CLVD是一種可以快速致密化的制備工藝，通過加熱排出預制體內部的前驅體可以在脈沖間隔時間內被補充，從而纖維束間和層間的間隙可以被很好地致密化，進而獲得均勻的陶瓷基體。CLVD可以有效避免化學氣相滲透法中的表面結殼現象，且制備速率是其兩倍之多[20]。
圖1
1.1 C/SiC
基于化學氣相滲透法（CVI）制備C/SiC陶瓷基復合材料，主要是用氫氣或氮氣等載氣，用對流擴散的方式與前驅體（如三氯甲基硅烷）在一定溫度下進行分解反應，以產生SiC固體并沉積在纖維預制體內部，最終形成復合材料。常用滲透方式是在等溫條件下進行，這容易使SiC固體堵塞預制體孔隙產生結殼現象。Pandey等[21]采用強制流動熱梯度的工藝方法研究工藝參數對復合材料均勻性的影響，結果表明，在大溫度梯度和高氣流速度環境下有利于產生高密度的復合材料。此外，Pan等[22]采用激光化學氣相滲透方法制備C/SiC復合材料，其密度和抗彎強度較等溫化學氣相滲透制備方法提高了20%以上，導熱系數提高了近25倍。
前驅體浸漬熱解法（PIP）是將前驅體溶液經過多次重復浸漬熱解獲得致密的SiC基體，該工藝簡單且滲透深度大，可以制備出較為均勻的陶瓷基體，而不同的前驅體溶液對C/SiC復合材料的性能有著較大的影響。Zhong等[23]采用新型液態聚碳硅烷制備的C/SiC復合材料，基體與增強體之間具有更強的界面結合，相比傳統聚碳硅烷前驅體溶液制備的陶瓷基復合材料，其彎曲強度提升了30%。
1.2 C/C-SiC
C/C-SiC是具有碳和碳化硅雙基體的一種陶瓷基復合材料，有著更為優異的耐高溫、耐磨損以及抗氧化性能，適用于飛行器中的高溫熱防護材料和摩擦材料。采用化學氣相滲透法和前驅體浸漬熱解法相結合的工藝可以快速高效地制備連續纖維增強C/C-SiC陶瓷基復合材料[24-26]。王玲玲等[24]采用這種工藝成功制備了不同密度的C/C-SiC材料，高孔隙率C/C多孔體可以得到較高SiC含量的C/C-SiC復合材料，同時制備過程中氧化產生的SiO2可以附著在表面阻止氧化氣體向內擴散，提高其抗氧化燒蝕能力。
1.3 SiCf/SiC
對于SiCf/SiC復合材料來說，碳化硅纖維與氧化物纖維、碳纖維和氮化硅纖維相比，在耐高溫、抗氧化和抗蠕變等方面有著顯著的優勢。且SiCf/SiC復合材料的基體與纖維具有良好的相容性，增強了纖維和基體之間的相互作用從而減少了缺陷。Araki等[27]采用化學氣相滲透工藝制備出含Hi-Nicalon的高強度碳化硅基體復合材料，其抗彎強度可達665MPa。國內對于SiCf/SiC復合材料的制備也進行了卓有成效的研究。其中，西北工業大學采用先驅體浸漬裂解工藝制備了具有BN界面層的纖維增強SiCf/SiC復合材料，其抗彎強度和斷裂韌度高達（813.0±32.4）MPa和（26.1±2.9）MPa·m1/2[28]。
1.4 陶瓷基復合材料的選取原則
C/SiC陶瓷基復合材料結合碳纖維和碳化硅兩種材料的優異性能，既增強了材料的強度和韌性，又具有優異的高溫性能。SiCf/SiC相比C/SiC，使用碳化硅纖維替代碳纖維作為增強體，提高了基體和增強體界面的相容性，使其具有更好的長時耐高溫、抗氧化和抗蠕變等性能。C/C-SiC是一種C/C改性的陶瓷基復合材料，引入碳化硅基體提高了整體材料的強度和耐溫性能。而針對不同應用場景和性能需求，需要選用不同的陶瓷基復合材料，但工程選材是一個非常復雜的過程，涉及的因素眾多，主要從材料可行性、制造可行性及產品可設計性等三個方面考慮[29]。選取的原則主要包括：
（1）根據不同工況下材料的比強度、比剛度和疲勞損傷的相關數據，確定陶瓷基復合材料的組分，如對于強度要求較高的工況下結構應采用高強的碳纖維，對于剛度要求較高的工況結構應采用高彈性模量的碳纖維。
（2）基于構件外形，設計纖維材料編織方式，利用纖維的抗拉優勢，合理設計異形結構中的薄弱區域，同時避免引入初始缺陷，以防止結構在服役過程中因材料初始的設計缺陷，造成整體的破壞與損傷。
（3）考慮到陶瓷基復合材料的耐溫性能和抗氧化性能，應根據不同使用環境溫度選擇相應的陶瓷基復合材料。
2、 典型飛行器陶瓷基復合材料結構設計與應用
2.1 飛機動力系統
高壓渦輪發動機普遍采用鎳基高溫合金，其在1000℃能夠較好地保持強度和抗氧化特性，而第四代渦扇發動機渦前溫度近1700℃,材料實際表面溫度也達到1100℃,在這樣的高溫環境下材料會發生軟化，金屬結構將無法承載高速飛行產生的應力。考慮到未來發動機燃燒室溫度將會更高，鎳基高溫合金將無法滿足需求，因此，采用具有良好高溫性能的耐高溫材料，以及合理的制備工藝是飛行器發動機研制的必由之路。陶瓷基復合材料因其高比強度、高比剛度、低密度、抗氧化性等優點而成為理想的替代材料。其中以SiCf/SiC為代表的陶瓷纖維增韌陶瓷基復合材料的密度為2.5~3.0g/cm3，僅為鎳基高溫合金的30%左右，但工作溫度較高溫合金提高了400～500℃,可以滿足發動機對高推重比的需求。
法國賽峰（Snecma）公司作為航空發動機制造領域最具影響力的企業之一，生產的陶瓷基復合材料噴嘴襟翼在幻影2000的M53-2發動機上首次安裝使用[30]，這也是首次在軍用領域應用陶瓷基復合材料。這款發動機主要服務于多款空軍戰機，包括最新的幻影2000-5和2000-9多用途戰斗機等。同時，賽峰公司聯合歐洲推進公司（SEP）開發出編號為SEPCARBINOX A262的C/SiC復合材料，該材料的制備過程主要采用新型的自愈合技術和多層編織增強材料，以提高陶瓷基復合材料的耐溫性能和使用壽命[31]。SEPCARBINOX A262在完成目標壽命為1000h的耐久性實驗后，獲得用于M88型號發動機外襟翼的資格，并批量化生產。該材料首次應用在達索陣風的M88-2渦扇發動機上（圖2（a））[32]，旨在實現發動機的高推重比、低油耗以及長壽命。賽峰公司在軍用發動機領域獲得陶瓷基復合材料大量應用經驗后，在2000年開始專注于陶瓷基復合材料在商用發動機的使用，并在CFM56發動機中測試了不同的陶瓷基復合材料部件。賽峰公司設計的SiCf/Si-B-C復合材料最終在BR710-715、PW500、RB211等發動機應用，并在CFM56-5C發動機上進行了首次測試，經歷過600次循環和200h的發動機運行時間后，證明了SiC/Si-B-C復合材料具備良好的可靠性[32]。
1994年，美國國家航空航天局（NASA）在推動先進推進技術的EPM項目中，為實現發動機燃燒室熱端部件壽命18000h以及材料溫度最高達1649℃的目標，最終選擇帶有基于氧化物的環境障涂層（environmental barrier coating，EBC）的SiCf/SiC陶瓷基復合材料作為高速民用運輸機計劃（high speed civil transport，HSCT）發展的首選材料[33]。這一決策標志著NASA對未來高速飛行器關鍵材料選擇方向的肯定，并為后續研究和開發奠定了基礎。NASA在1200℃下對帶有EBC涂層的SiCf/SiC渦輪葉片進行了超過50h的試驗臺測試，結果顯示與相同條件下的金屬葉片相比，陶瓷基復合材料葉片并未發生明顯的破壞[34]。GE航空集團在美國擁有一套完整生產體系的陶瓷基復合材料供應鏈，每年可生產五萬多個陶瓷基復合材料渦輪發動機部件。GE航空集團首次開發了一種預浸料和熔融浸漬相結合的制備工藝，可以制造小型且具有復雜特征的SiC/SiC渦輪發動機部件[35]。該制備方法采用熔融浸漬工藝可生產致密性較高的基體，采用預浸料工藝可實現涂層纖維絲的均勻分布。如今，GE航空集團開發的世界上推力最大的飛機發動機GE9X，其發動機熱端采用了多個陶瓷基復合材料部件，包括燃燒室內外襯、渦輪外環以及導向葉片（圖2（b））[35]。該發動機已列裝波音777x機型，燃油效率較GE90提升10%。
國內對于陶瓷基復合材料在航空發動機的應用也開展了諸多研究，西北工業大學通過化學氣相沉積工藝成功制備高壓渦輪雙聯導向葉片[36]；中國航發航材院采用熔滲工藝完成多種SiCf/SiC渦輪導向葉片的研制工作[37]。石多奇等[38]參照渦扇發動機F119-PW-100低壓渦輪級的性能參數，設計出一種陶瓷基復合材料低壓渦輪轉子葉片，該葉片實心無冷卻。仿真結果表明，渦輪葉片在設計工況下的氣動性能、強度和振動特性能夠滿足設計要求，其安全儲備系數可達1.8，渦輪盤外載預估減少50%，渦輪效率提高0.98%～1.17%，表明陶瓷基復合材料具有提升先進航空發動機熱端部件性能的潛力。羅瀟等[39]提出了一種形似蛛網的渦輪葉盤纖維骨架結構，并通過整機實驗考核驗證了陶瓷基復合材料渦輪葉盤的服役能力，為陶瓷基復合材料在發動機轉子件上的應用積累了經驗和實驗數據。2022年1月，國內研發團隊在株洲成功完成搭載陶瓷基復合材料整體渦輪葉盤的首次飛行實驗驗證，這也是國內陶瓷基復合材料轉子首次配裝平臺的空中飛行實驗，結果表明該陶瓷基復合材料渦輪葉盤能夠滿足發動機的性能需求，也為陶瓷基復合材料在熱端部件的研制積累了寶貴的經驗[40]。
圖2
2.2 熱防護系統
美國航天飛機在發射升空和再入大氣層過程中，表面不同部位分別承受320～1450℃的高溫環境，所以各個部件須采取不同的隔熱保護措施，以確保主體結構的溫度在可控范圍內。在航天飛機的迎風面，由于高速飛行產生的摩擦和氣動熱，面臨著極端的高溫環境[41]。為了保護飛行器免受極端溫度的侵害，陶瓷隔熱瓦的引入解決了這一挑戰，其出色的隔熱性能成為航天領域的重要突破，這也為后續進行飛行器熱防護系統研究奠定了基礎。隨著高速飛行器的快速發展，更為惡劣的熱環境問題隨之而來：X-30A機翼前緣的溫度預計將達到1926℃;X-33再入溫度預計最高為1175℃,防熱板預計會受到超過1000℃的高溫，頭錐部的最高溫度預計可達1200℃;X-37B在外形上與美國航天飛機很相似，但其氣動外形幾何尺寸更小（約是航天飛機的1/4），再入速度高達25馬赫，其氣動熱更為嚴重[42]。為滿足飛行器在高溫熱環境下能夠穩定運行，必須開發能夠作為熱屏障的新型陶瓷基熱防護復合材料。
2.2.1 X-37B熱防護系統
X-37B項目標志著美國在航天領域的又一項里程碑。作為一種技術驗證機，X-37B的設計目標是測試并證明高可靠性、可重復使用的無人空間機動飛行器的關鍵技術。該飛行器的外觀和飛行剖面繼承了美國航天飛機的設計理念，但在技術上進行創新和改進以適應未來空間探索的需求，其最大飛行速度約為25馬赫，圖3（a）為X-37B的飛行溫度分布[43]。X-37項目作為一項重要的技術驗證計劃，旨在推動空天探索領域的技術創新。其中，近40項技術驗證包括了多個關鍵領域，其中尤為引人注目的是先進熱防護系統。這一領域的創新對于保障飛行器在高溫和高速飛行中的安全至關重要。為了實現這一目標，X-37項目采用新型的熱結構材料，這些材料具有出色的高溫性能和抗氧化特性。同時，項目還應用先進的熱防護結構設計技術，以確保飛行器能夠有效地應對極端的熱環境。這種熱防護系統的創新性將為未來飛行器的高速發展提供寶貴的經驗和技術支持。
X-37B在航天飛機熱防護結構的基礎上提出了一種新型的耐高溫抗氧化陶瓷瓦，其性能超過了傳統機翼前緣使用的碳/碳材料。X-37B端頭和機翼前緣為高溫區，其溫度高于1600℃,機頭罩采用波音公司可重復使用陶瓷隔熱瓦（Boeing reusable insulation，BRI）。機翼前緣采用強化單體纖維抗氧化陶瓷瓦（toughened uni-piece fibrous reinforced oxidization-resistant composite，TUFROC），它是由碳帽和陶瓷隔熱瓦片連接組成的一體式結構，同時具備碳材料的耐高溫性能以及硅基多孔陶瓷瓦的高效隔熱性能。其主要功能通過梯度處理表面、耐火抗氧化陶瓷碳隔熱材料以及陶瓷瓦片三個部分組成，可承受1697℃的高溫[44]。整個飛行器的熱結構方面，針對不同的控制面部位采用了差異化的材料和結構設計。體襟翼結構采用的是C/SiC陶瓷基結構，襟副翼選用C/SiC和C/C陶瓷基結構，而方向舵則采用C/C復合材料，這種多樣性的熱結構組合保證了整個飛行器在不同環境下都能夠保持高效的性能和穩定性。強化單體纖維的隔熱瓦（toughened uni-piece fibrous，TUFI）為X-37B的下表面和鄰近下表面的部分側表面提供大面積熱防護。背風面和側表面防/隔熱層采用保形可重復使用隔熱氈（conformal reusable insulation，CRI），圖3（b）給出X-37B的熱防護系統[45]。
圖3
與航天飛機相比，X-37B的尺寸更小，因此在體積空間的限制下，其氣動控制面如方向升降舵、襟副翼等區域的厚度薄至2.54～12.7cm。在此前提下，金屬基或樹脂基復合材料組合成的陶瓷瓦或隔熱氈難以承受飛行過程中的高溫環境，同時考慮到成型厚度尺寸較薄且材料加工難度較大，必須選用新的材料體系。因此，X-37B控制面的各構件在采用碳基復合材料的同時，還開展了大量的C/SiC復合材料的結構研制。X-37B的升降方向舵的主要材料為C/C復合材料（advanced carbon-carbon，ACC），由碳纖維多次浸漬裂解形成C/C增強材料，后通過反應在材料中滲入一層SiC層制成[46]。X-37B的體襟翼和襟副翼采用C/SiC復合材料，其中的基體為SiC，纖維則采用T-300級別的碳纖維。該材料經過化學氣相滲透的方式進一步致密化，隨后在表面覆蓋以SiC為基體的環境障涂層[47]，以應對X-37B飛行速度在25馬赫下的嚴酷熱環境。
2.2.2 IXV熱防護系統
歐洲空間局IXV項目的目的是驗證升力體飛行器進行高超聲速無動力機動再入飛行方面的能力，該項目不僅旨在提高對高超聲速飛行的理解，還致力于發展和測試關鍵技術和系統，以滿足未來地球低軌道自主控制返回任務的需求。IXV熱防護系統由3個主要部分組成，即陶瓷基復合材料外殼、隔熱材料和連接系統。燒蝕式隔熱系統作為IXV的一部分，承擔了從地面直至大氣層再入和下降狀態熱環境條件下的結構保護，該系統主要用到兩種材料：具有高效隔熱性能的軟木基材料以及硅基材料，以保護天線和電子設備保證天地通信正常。熱防護系統的外殼由C/SiC陶瓷基復合材料構成，迎風面面板由一體編織成型的筋和支架的薄外殼組成，鼻錐采用帶有一體編織成型的筋和支架的單塊C/SiC部件，每塊面板和鼻錐均裝配隔熱材料。C/SiC陶瓷瓦板組件由38個中等瓦板、1個大瓦板和肩部區域前緣類型的22個瓦板組成，可以在組件排列方面進行局部調整，圖4（a）給出IXV的熱防護系統[48]。
IXV迎風面的TPS組裝概念示意圖如圖4（b）[49]所示，外層由剛性高度耐火的C/SiC材料制成的陶瓷基復合材料面板，為飛行器的空氣動力器外殼，用于抵抗外部等離子氣流引起的極高溫度[49]。陶瓷基復合材料面板通過半靈活的金屬接頭組裝到飛行器的內部冷結構上，由內部結構提供支撐和承載。在陶瓷基復合材料面板和冷承載結構中間安裝輕質的隔熱材料，以阻止外部高溫侵入飛行器結構內部造成高溫損害同時實現TPS結構輕量化設計的目的。基于材料的最高運行溫度以及隔熱效率，接近外表面的外部隔熱層以及接近冷結構的內部隔熱層分別采用氧化鋁氈和二氧化硅氣凝膠，這些隔熱材料被封裝在輕質聚酰亞胺薄膜中，以防止灰塵釋放。相鄰的陶瓷基復合材料面板之間還填充了由氧化鋁纖維制成的摩擦密封材料，以防止熱氣體通過面板之間的間隙滲透到冷結構中。連接面板和內部結構的接頭由金屬制成，通過調整接頭的剛度以限制高溫下面板熱膨脹產生的熱應力，同時承受再入載荷。金屬接頭都配備有隔熱陶瓷墊圈，作為熱屏障進一步降低熱量的傳導。
IXV鼻錐裝配設計思路與迎風面類似，但是鼻錐的外殼是一體成型的C/SiC復合材料蒙皮，通過16個特殊設計的金屬接頭連接在金屬圓頂上，如圖4（c）[49]所示。這些金屬接頭通過特殊的弧形設計，可以適應鼻錐蒙皮在高溫下產生的熱膨脹，同時承受外部載荷。為了保護冷承載結構免受外部高溫的侵害，蒙皮和金屬圓頂之間安裝了120mm總厚度的氧化鋁氈以及二氧化硅氣凝膠組成的隔熱層，金屬圓頂的作用是為隔熱層提供結構支撐。這些結構都連接在一個金屬附件環上，通過支架安裝在鼻錐結構的艙壁上。
圖4
2.3 輕量化結構
結構的輕量化一直以來是飛行器設計和制造者的永恒追求，而飛行器中材料和構型的設計很大
程度上取決于所處位置的最高溫度，如圖5（a）所示[50]。具備輕質高強的耐高溫陶瓷基復合材料為實現輕量化及熱防護需求提供強力保障，同時一體化熱防護結構是將輕質承載結構與防隔熱材料進行整體設計，這種結構大大減輕飛行器的質量并有效提高熱防護能力[3]。夾芯結構具有高比強度、高比剛度以及優秀能量吸收等特點，通過設計開孔和排布方式進而填充防隔熱材料，可以有效實現承載和熱防護的功能一體化。夾芯結構是由上下面板及中間芯層組成，根據芯層種類可以分為點陣夾芯結構、波紋夾芯結構和格柵夾芯結構等，如圖5（b）～（d）所示[51-53]。
圖5
制備陶瓷基復合材料夾芯結構的流程主要包括兩個步驟：選擇合適的陶瓷基體與增強纖維制備出復合材料預制體，然后經過炭化和陶瓷化后獲得陶瓷基復合材料夾芯結構。Shi等[51]采用液相滲硅工藝制備出C/C-SiC復合材料格柵結構，在1650℃下實現C/C夾層的硅化。Li等[52]采用前驅體浸漬熱解法和熱壓成型制備C/SiC復合材料波紋夾芯結構，建立C/SiC復合材料波紋夾芯板的等效導熱系數預測方法。Wei等[53]研制出可在1600℃下使用的C/SiC金字塔型點陣夾芯結構，系統評估了陶瓷基點陣結構在高溫下的力學性能。基于陶瓷基復合材料夾芯結構的力學響應機制及傳熱原理，眾多科研工作者開始探索一體化防隔熱結構的設計，如圖6所示[54-56]。Wei等[54]制備了波紋、金字塔型及改進金字塔型3種含有隔熱材料的新型熱防護結構，并在典型的氣動熱和氣動壓力下確定出可滿足力熱耦合環境的結構尺寸。Xu等[56]創新性地提出一種多層點陣熱防護結構設計方法，上中下層面板均采用C/SiC陶瓷基復合材料面板，上層芯和下層鈦合金晶格芯均填充隔熱玻璃棉，研究發現這種新型熱防護結構具有優異的輕質承載和防隔熱性能。陶瓷基復合材料輕量化結構給載荷識別與測量帶來了一定挑戰，需要充分考慮面板，芯子對外部力熱載荷分布的影響。陳強等[57]提出一種改進共軛梯度法的時變熱流載荷反演方法，通過對一體化熱防護結構進行數值模擬仿真分析各影響因素對反演精度和效率的影響。結果表明在提高反演精度的同時計算效率也有所提高，為熱防護結構空間熱流載荷的計算提供了指導。
圖6
當前，基于陶瓷基復合材料的大型復雜構件的制備依然是工程領域所面臨的巨大挑戰之一，發展先進制造技術成為未來的熱點研究方向。自動化制造領域的探索涵蓋機器人輔助制造和數字化制造等技術，這些技術的應用旨在提升陶瓷基復合材料結構的制造效率，并在制造過程中降低其復雜性。同時，引入3D打印技術則為靈活設計和制造提供了新的途徑，通過逐層堆疊陶瓷基復合材料，實現構型制備的靈活性[58]。
除此之外，陶瓷基復合材料輕量化結構在實際應用中將面對多場耦合環境的嚴峻考驗，這使得對其響應機制和失效機理的深入研究成為當務之急的重要工作。在多場耦合環境的模擬方面，實驗室和數值模擬相結合成為研究的重要手段，以真實模擬高溫、高應力、腐蝕等復雜工作條件。而通過多尺度建模方法[59-62]，研究者能夠更全面地了解結構從宏觀到微觀的層面上的響應機制，為結構的設計和性能優化提供更為精準的理論基礎。另一方面，失效機理的研究成為確保陶瓷基復合材料輕量化結構在實際應用中可靠性的關鍵所在[63-65]。通過深入分析裂紋的產生和擴展機理，研究者能夠制定預防性的維護策略。同時，對結構在多次加載和卸載循環中的疲勞性能進行研究，將為結構的持久性提供有力的支持。綜合考慮先進制造手段、多場耦合環境以及材料失效機理，將有效提高陶瓷基復合材料輕量化結構在實際應用中的可行性和性能表現。這一系列的研究將在航空航天、高溫工程等領域為陶瓷基復合材料的應用奠定堅實的基礎。
3、 陶瓷基復合材料結構設計實驗驗證
在面向飛行器的設計與評估需求中，進行各類地面熱結構實驗是確保陶瓷基復合材料結構能夠滿足服役要求的至關重要的一環。熱結構實驗的目標是全面評估實驗對象在復雜高溫環境下的熱力學特性，包括多個關鍵方面。首先，實驗在具有一定空間和時間分布特征的高溫熱環境中進行，旨在考核實驗對象的熱防護性能，包括對其防熱和隔熱等關鍵特性的評估。在真實且具有挑戰性的熱環境中進行測試，能夠更全面地了解實驗對象在高溫條件下的表現。考慮到飛行器可能面臨的多樣化載荷形式，實驗需要在熱環境工況下同時施加靜態和動態等力載荷形式，熱強度實驗有助于評估實驗對象的靜強度、剛度等關鍵特性，確保其能夠在實際操作中穩健地承受各種力的作用，從而提高整體性能。鑒于載荷特征和服役環境的復雜性，熱疲勞和熱沖擊實驗被引入，以更全面地評估陶瓷基復合材料的性能。熱疲勞實驗旨在測試實驗對象在長時間高溫環境下的穩定性，而熱沖擊實驗則側重于極端溫度變化條件下的可靠性。這兩種實驗方法有效地模擬了飛行器在實際使用中可能面臨的極端熱力環境，為材料的可靠性提供有力的驗證。此外，地面實驗還包括力、熱、振動、噪聲等多種耦合環境，以更真實地模擬飛行器的實際服役環境。在多場耦合環境中進行綜合實驗，能夠為陶瓷基復合材料的結構設計提供更全面、可靠的性能數據，確保其在各種極端條件下能夠安全可靠地運行。
3.1 熱防護實驗
熱防護實驗主要是考核基于陶瓷基復合材料的熱防護系統中，陶瓷基面板的耐熱能力以及系統整體的隔熱能力。通過對熱防護系統構件施加具有一定特征的熱載荷環境，記錄其在實驗過程中的溫度響應、形貌變化等。其核心在于對實驗構件表面進行熱流加熱，目前常用的加熱方式有石英燈/石墨輻射加熱、電弧射流加熱、激光加熱等[2，66-68]。其中石英燈/石墨輻射加熱相比其他加熱方式具有熱慣性小、易控制、成本低且易加工等優點，在熱防護實驗中得到廣泛的應用。激光加熱具有加熱精度高、加熱速率快等優勢，能夠短時間內實現局部加熱并提供很高的能量密度，主要應用于材料切割、表面改性等方面。針對較大尺寸的實驗對象，可采用電弧射流加熱方式，該加熱方式可模擬高速飛行器受高溫氣體壓縮時的氣動加熱過程，其最高可提供50MW/m2以上的熱流。同時，熱防護實驗要考慮氧含量的影響，高溫環境下碳化硅材料會發生氧化反應，氧分壓含量的高低決定了碳化硅材料的氧化方式。Nasiri等[69]通過在1400℃的空氣環境中對材料進行長時間的暴露實驗，觀察并分析氧化行為的動力學特征。結果顯示氧化反應并非線性進行，而呈現出拋物線規律。
3.2 熱強度實驗
熱強度實驗主要是考核陶瓷基復合材料結構在力/熱聯合載荷共同作用下的強度特性。熱強度實驗實施方法是在實驗對象表面實施多區域的靜壓載荷和溫度載荷，而在對試件進行加熱的同時施加面壓載荷來模擬氣動壓力是較為困難的。通常實驗方法是通過分析實驗對象的受力特征和傳力路徑，將面壓載荷等效為若干點的集中力施加。飛行器實際飛行過程中，氣動壓力大小和溫度的高低及其分布都隨著時間而變化，地面實驗為等效模擬真實工況，需將構件表面劃分不同區域。利用控制系統對每個區域施加不同的加熱速率及載荷值，并實時采集數據，以此觀察和研究陶瓷基復合材料構件在力/熱環境中的力學性能及抵抗破壞的能力。侯紅宇等[70]探究了飛行器典型分離結構（整流罩）在力熱載荷環境下的動力學響應以及強度可靠性，結果表明高溫條件會顯著影響結構分離過程中的轉動角度，其系統可靠性會隨著熱載荷的升高而降低。楊峰等[71]提出了一種飛機發動機外涵機匣靜熱強度考核實驗方法，實現了高溫環境下機械載荷與氣流壓力載荷同時作用外涵機匣的強度考核。
3.3 熱疲勞實驗
為驗證陶瓷基復合材料熱結構的可重復使用特性，需要開展熱疲勞實驗驗證。熱疲勞實驗按照載荷施加條件分為三種類型：熱載荷單獨交變作用下的疲勞實驗、高溫疲勞實驗（熱載荷恒定但力載交變）、熱-機械疲勞實驗（熱力載荷均交變）。陶瓷基復合材料的熱疲勞特性對于構件設計及其壽命預測具有重要的指導意義。美國空軍某項目針對纖維增強復合材料進行一系列疲勞測試：低高周疲勞、拉伸蠕變等測試[72]。Ruggles-Wrenn等[73-74]在1200℃環境下測試了不同頻率SiCf/SiC復合材料疲勞特性，實驗表明隨著頻率的增加材料的疲勞極限和疲勞壽命均下降，且水蒸氣對材料的疲勞性能影響顯著。周亞東等[75]對C/SiC加筋壁板類結構進行了聲壓載荷下的振動疲勞仿真研究，結果表明C/SiC的疲勞壽命曲線對振動頻率具有很強的依賴性。劉鑫等[76]的研究為深入理解2D編織SiCf/SiC陶瓷基復合材料在實際工作條件下的熱疲勞行為提供了重要的實驗數據。通過采用高頻電磁感應加熱金屬傳熱結構和金屬熱輻射加熱陶瓷基復合材料試件的獨特組合方式，建立了更貼近實際工作環境的熱疲勞實驗系統，這也為陶瓷基復合材料的可重復使用性能的評估提供了有效的實驗手段。
3.4 熱沖擊實驗
飛行器在飛行過程中速度會發生急劇變化，陶瓷基復合材料結構所處的氣動力熱環境也發生著劇烈的變化，誘發的熱應力沖擊會對復合材料結構造成一定的損傷甚至破壞，因此通過熱沖擊實驗可以有效評價陶瓷基復合材料結構在惡劣飛行工況下的可靠性。常用的熱沖擊實驗方法有水淬實驗、高低溫循環實驗等。Salekeen等[77]研究了水淬溫差和循環次數對復合材料沖擊損傷的影響，實驗表明隨著水淬溫差的增大和循環次數的增加復合材料的損傷加劇，材料性能退化。考慮到動態載荷下復合材料的應變率效應，Yu等[78]研究了C/SiC復合材料在動態拉伸載荷下的屈服行為。通過實驗獲得復合材料在2×10−5s−1至99.4s−1應變率范圍內的拉伸性能，并建立了相應的應變率屈服準則。飛機強度所開展的高超聲速導彈陶瓷天線罩急速升溫熱沖擊實驗采用的是石英燈輻射加熱裝置，其最高升溫速率可達200℃/s[79]。
3.5 多場耦合實驗
飛行器在飛行過程中結構表面處于復雜多場耦合環境中，易誘發熱結構的防隔熱性能、強度與疲勞失效。進行多場耦合環境下的地面結構實驗能夠更好地模擬陶瓷基復合材料結構的真實物理狀態，建立完整的陶瓷基復合材料評估準則。典型的多場耦合實驗有熱/力/振耦合實驗、熱/力/噪耦合實驗、熱/振/噪耦合以及熱/力/振/噪四場耦合實驗等。張黎等[80]在熱振聯合實驗基礎上進行靜力加載技術的研究，設計具有靜力加載系統的力熱振聯合實驗平臺，并成功應用于大型力熱振聯合實驗任務。NASA蘭利研究中心具備可達175dB聲壓級和上千攝氏度高溫的熱/力/噪聯合實驗平臺，已用于評估X-37系列型號中C/SiC翼舵結構在熱噪耦合作用下的結構強度性能[81]。國內以飛機強度所為代表的單位相繼開展了多場耦合環境下實驗設備的開發與應用，能夠針對金屬/復合材料元件及構件開展0.8kN/1250℃/18t/166dB多場載荷條件的施加，對于1650℃以上的超高溫環境，目前的高溫傳感器無法較好地測量出相應的高溫應變等關鍵參數，是今后仍需大力攻克的一個難題[79，82]。
總 結
針對陶瓷基復合材料，首先介紹了飛行器中常見陶瓷基復合材料的基本性能及制備方法，并給出了陶瓷基復合材料的選取原則；然后介紹了陶瓷基復合材料在飛行器中的典型應用；最后闡述了陶瓷基復合材料結構的服役性能評估方法，以及相關實驗系統的研究進展。針對陶瓷基復合材料，在“選、用、評”三個方面仍存在一些難題亟須解決。對于材料選擇方面，陶瓷基復合材料在飛行器中的選用受到制備方法創新的驅動，結構設計及連接技術的挑戰需突破。同時，近服役工況下的性能評價需要借助原位表征技術的發展，以全面了解其在實際使用中的性能演化。
（1）陶瓷基復合材料結構的高性能需求與制備方法
隨著我國航空航天技術的高速發展，新型裝備對陶瓷基復合材料結構的性能提出更高的要求。陶瓷基復合材料作為飛行器熱結構的基本原材料，其耐高溫性能、抗氧化性能的研究備受關注。目前，通過創新的材料設計與制備方法，陶瓷基復合材料已經實現從1800℃到2600℃的技術飛躍。隨著未來飛行器的馬赫數增加，以及可重復使用功能的提出，陶瓷基復合材料的耐溫等級、服役時長會進一步提高，此時對陶瓷基復合材料耐溫能力、熱疲勞性能等提出更高的要求。針對所面臨的新挑戰，原有的制備工藝需要進行大幅改進。傳統的針對某一工藝參數進行改進的研究方式周期長，效果不佳。然而伴隨著計算機、人工智能技術的發展，基于材料制備原理，輔以計算機技術實現陶瓷基復合材料的可控最優制備，將會是改進材料制備工藝，獲高性能陶瓷基復合材料的重要途徑之一。
因此，發展先進的陶瓷基復合材料的新設計理論和新設計方法，將是下一階段面臨的重大挑戰。
（2）陶瓷基復合材料在飛行器結構中的設計與應用
由于其優異的輕質、高強、耐高溫的優勢，陶瓷基復合材料作為一種戰略性關鍵材料，在飛行器結構、動力系統中被廣泛應用。但是受限于大型陶瓷基復合材料結構一體成型制備工藝尚不成熟，各部件之間必須采用機械連接的方式進行裝配。在極端多物理場環境中，熱結構連接部件的剛度匹配，連接可靠性，疲勞失效等問題卻成為制約飛行器發展的技術瓶頸，發展高可靠、長壽命的陶瓷基復合材料結構連接技術，是充分利用陶瓷基復合材料的重要環節之一。同時，隨著陶瓷基復合材料制備工藝技術的提升，一體化的陶瓷基復合材料結構設計方案必然是未來飛行器的首選，盡可能地消除連接所帶來的不確定性，提升飛行器結構的可靠性。因此，發展先進的陶瓷基復合材料連接技術，以及陶瓷基復合材料結構整體設計方案是未來需要解決的兩大重點問題。
（3）近服役工況下的陶瓷基復合材料熱結構性能評價和原位表征
基于陶瓷基復合材料所制備的熱結構服役環境極端惡劣，包含熱/力/振/噪多物理場耦合作用，而陶瓷基復合材料在高溫環境下內部會產生明顯熱應力和熱變形，在強振動、高噪聲載荷的疊加作用下，材料內部組分材料、微觀結構會發生性能的顯著退化，從而影響陶瓷基復合材料結構的服役性能。研究人員在對所設計的結構進行地面考核驗證時，考慮的載荷因素還不夠全面，目前國內僅個別單位可以實現近服役工況的地面實驗模擬。更重要的是，由于多物理場耦合測試環境復雜，現階段大多采用離線表征技術，無法做到原位檢測，這樣所測得結果無法表征陶瓷基復合材料結構在實際服役工況中的真實響應。因此，亟待發展陶瓷基復合材料結構在多物理場耦合作用下的原位表征技術，在線獲得材料在使役環境下的結構性能演化行為，為陶瓷基復合材料結構的設計提供可靠的設計依據。
參考文獻
來源：中國復合材料學會
