小编： 国内外的研究表明，在维持发动机布局和不改变常规金属材料的前提下，气动、热力、部件设计以及结构减重等技术手段的改进，最高只能将发动机的推重比提高到14左右
国内外的研究表明，在维持发动机布局和不改变常规金属材料的前提下，气动、热力、部件设计以及结构减重等技术手段的改进，最高只能将发动机的推重比提高到14左右。要实现更高推重比，则必须在新材料、新工艺应用和新结构设计等方面取得更大突破，而且新材料、新工艺及相应新结构对提高推重比的贡献更是将达50%～70%。传统金属材料则因减重和提高使用温度空间有限，已愈发难以满足高推重比航空发动机对高温部件的性能需求，迫切需要发展碳化硅陶瓷基复合材料（SiC ceramic matrix composites，CMC-SiC）等轻质、耐高温、冷却少甚至无需冷却的新型耐高温结构材料。
CMC-SiC复合材料是一种兼具金属材料、陶瓷材料和碳材料性能优点的热结构功能一体化新型材料，具有材料结构一体化和多尺度的结构特征，通过各结构单元的优化设计，产生协同效应，可达到高性能和各性能的合理匹配。
CMC-SiC主要包括碳纤维增韧碳化硅（Cf/SiC）和碳化硅纤维增韧碳化硅（SiCf/SiC）。对于航空发动机，Cf/SiC的使用温度为1650℃，SiCf/SiC的使用温度为1450℃，提高SiC纤维的使用温度可使SiCf/SiC的使用温度提高到1650℃。由于Cf/SiC抗氧化性能较SiCf/SiC差，国内外普遍认为，航空发动机热端部件最终获得应用的应该是SiCf/SiC。与聚合物复合材料相比，CMC-SiC可提高强度和使用温度。与高温合金相比，在无空气冷却和热障涂层的情况下，CMC-SiC可降低冷却气流量15%～25%，提高工作温度150～350℃，潜在使用温度可达1650℃，同时实现减重。与陶瓷材料相比，CMC-SiC可改善脆性、缺陷敏感性并抑制缺陷体积效应，提高可靠性。与Cf/C复合材料相比，CMC-SiC可提高抗氧化性、强度和使用寿命。由此可见，CMC-SiC是高推重比航空发动机高温部件用最具潜力的关键热结构材料之一。国外研究表明，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%。
欧美等航空发达国家在航空发动机用CMC-SiC构件的研制与应用方面，遵循先静止件后转动件，先中温（700~1000℃）件后高温（1000~1300℃）件，先简单件后复杂件的发展思路，优先发展中温中等载荷（应力低于120MPa）静止件（密封片/调节片、内锥体等）；以此为基础发展高温中等载荷（应力低于120MPa）静止件（火焰筒、火焰稳定器、涡轮外环、导向叶片等）；然后发展高温高载荷（应力高于120MPa）转动件（涡轮转子、涡轮叶片等）。从上世纪九十年代开始，欧美以推重比8～10一级航空发动机（如F119，EJ200，F414，M88-Ⅲ，TRENT800等）为演示验证平台，对CMC-SiC构件进行了大量应用验证。
CMC-SiC喷管调节片/密封片，已在国外M53-2，M88，M88-2，F100，F119，EJ200，F414，F110，F136等多种型号军/民用航空发动机上成功试验并应用多年。早在20世纪90年代中期，法国Snecma公司研制的CMC-SiC外调节片便成功应用于M88-2发动机，并于2002年投入批量生产。此外，PW公司、NASA、Goodrich公司、GE公司、Allison公司等均进行了CMC-SiC调节片和密封片的验证。与Cf/SiC相比，由于SiC纤维含硅，因而SiCf/SiC能有效减弱发动机的红外信号，使其具有更好的吸波隐身性能。因此，PW公司已将验证的SiCf/SiC调节片和密封片用于改进F119发动机，以实现减重、隐身等。
燃烧室火焰筒、加力燃烧室内锥体和隔热屏为大型薄壁回转体结构，属中等载荷静止件，采用CMC-SiC可明显提高使用温度并减轻结构重量。国外SiCf/SiC燃烧室/加力燃烧室部件，如F136和F414等发动机燃烧室火焰筒、M88发动机火焰筒和火焰稳定器等，已进行了全寿命演示验证，并进入工程应用阶段。GE公司、Honeywell公司、Soler公司、Snecma公司以及日本等在CMC-SiC燃烧室火焰筒、内/外衬、隔热屏、火焰稳定器、混合器等构件研制及考核方面开展了大量工作，并研究了环境障涂层（environmental barrier coatings，EBCs）对的CMC-SiC的保护效果。
推重比12～15一级航空发动机的涡轮构件将承受更高的工作温度和应力水平，目前的单晶高温合金、冷却结构及热障涂层（thermal barrier coatings，TBCs）等技术已很难满足设计要求。美国在增强推进材料（enhanced propulsion material，EPM）及超高效发动机技术（Ultra high efficiency engine technology，UEET）等计划的支持下，快速发展了CMC-SiC涡轮构件制备技术。Lewis公司、GE公司、AADC公司、Williams International公司、Honeywell公司、CFM公司及日本等在CMC-SiC涡轮转子、涡轮外环、涡轮导叶、涡轮动叶等构件研制及考核方面开展了大量工作。其中，GE公司完成的500个发动机工作循环的CMC-SiC涡轮动叶试验是CMC-SiC首次在航空发动机转动件上的成功验证。GE公司拟将涡轮动叶技术用于F136发动机未来发展型，并推广应用于GE9X发动机高压涡轮第2级动叶。
总的来说，国外喷管调节片/密封片等中温中等载荷静止件已完成全寿命验证并进入实际应用和批量生产阶段；燃烧室火焰筒和内外衬等高温中等载荷静止件正进行全寿命验证，有望进入实际应用阶段；而涡轮转子和涡轮叶片等高温高载荷转动件尚处于探索研究阶段，使用寿命与应用要求相距甚远。
近年来，国内已全面突破CMC-SiC及高性能SiC纤维制备技术，材料性能已达到或接近国际先进水平，并进行了航空发动机多种构件设计、研制与考核，并取得了重大进展，积累了一定的工程应用研究经验，以西北工业大学、航空工业复合材料技术中心为代表的等单位研制的燃烧室浮壁瓦片模拟件、全尺寸喷管调节片等分别进行了试验台短时考核和发动机短期挂片试车考核，构件热态性能良好，为CMC-SiC的工程应用奠定了坚实基础。
综合对比国内外航空发动机用CMC-SiC构件的研究进展，虽然国内在制备技术方面取得了很大的进展，达到了国际先进水平，但是在构件考核验证和应用方面尚处于起步阶段，应用范围和累计考核时间等均非常有限，与国外工程化应用研究存在巨大差距。
为了缩短差距，我国应借鉴国外先进经验，尽快突破CMC-SiC构件设计与制备技术（包括高性能SiC纤维及材料体系、成形技术、低成本制备技术、加工技术、结构及强度设计技术、冷却结构设计技术、连接技术、加工技术、无损检测技术等）、表面稳定性技术（包括EBCs涂层技术、超高温改性技术、低成本修复技术等）及考核验证等关键技术，兼顾结构与功能的需求，从微观到宏观实现材料、工艺、结构的全流程协同设计，走出一条自强之路。
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