【众妙之门】瑞鹏资产 | 行业研究之陶瓷基复合材料

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《行业研究之陶瓷基复合材料》

作者：张莉（瑞鹏资产高级投资经理）

 

一、陶瓷基复合材料

陶瓷基复合材料主要由陶瓷基体、纤维以及界面层组成，其中：纤维构成陶瓷基复合材料的骨架，是主要承载单元，一般具有高强度和高模量的特性，复合材料的强度很大程度上取决于增强纤维的强度;包覆在纤维表面的界面相相当于连接在“骨架”上的“筋”，其不仅应具备力学保险丝作用，还应具备传递载荷、保护纤维等作用;而基体则相当于复合材料的“肌肉”，是形成复合材料外形和刚性的基本结构单元，基体材料的强度和模量应与纤维匹配，同时应具有良好的抗氧化和抗腐蚀性能。

图示：SiCf/SiC 复合材料的组成结构示意图

相比树脂基复合材料和金属，陶瓷基复合材料具有耐高温、低密度、高比强、高比模、抗氧化和抗烧蚀等优异性能，其密度仅为高温合金的1/3，强度为其2倍，能够承受1000℃～1500℃的长时间高温使役（比高温合金高200℃～240℃），且结构耐久性更好，固有的断裂韧性和损伤容限高。

按照陶瓷基体的不同，陶瓷基复合材料一般为氧化物基、非氧化物基两大类，非氧化物基耐高温能力更强。非氧化物基CMC又按照增强纤维的不同，主要分为Cf/SiC（碳陶）和SiCf/SiC（连续碳化硅纤维增韧的碳化硅基复合材料），后者耐氧化、抗蠕变等方面具有显著优势，且SiC纤维与基体SiC具有良好的相容性，无热膨胀失配等问题，材料部件寿命更长，是近年来研究的热点。

二、应用情况

在各类武器装备中，航空发动机对材料和制造技术的依存度最为突出，航空发动机高转速、高温的苛刻使用条件和长寿命、高可靠性的工作要求，把对材料和制造技术的要求提到了极限。随着航空发动机推重比的不断提高，涡轮前进气口温度也在不断提高，传统的镍基高温合金已达到耐温极限(~1050°C)，无法满足高性能航空发动机的耐温需求。研究表明，将SiCf/SiC复合材料用于燃烧室、涡轮叶片、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°C，结构减重50%~70%，推力提高30%~100%。

欧、美发动机制造商高度重视陶瓷基复合材料技术开发，将其引入到过渡件、燃烧室内衬、喷管导向叶片，甚至涡轮转子件等热端动部件。根据航材院先进高温结构重点实验室2024年4月在《航空材料学报》上发布的最新研究显示，法国赛峰是最早开展陶瓷基复合材料研究的航空公司之一，最早在M88发动机喷管外调节片设计应用陶瓷基复合材料，并于2015年开展SiCf/SiC复合材料混气锥飞行验证；罗罗和普惠公司在SiCf/SiC复合材料方面以少量试车为主，尚未达到批产水平；GE公司是迄今为止真正实现SiCf/SiC复合材料在航空发动机上商业化应用的公司，GE公司从20世纪80年代末就开始制备SiC/SiC复合材料技术攻关，经历工艺探索阶段、大规模验证阶段，从2016年开始已进入产业化阶段，GE在美国建立了第一个垂直整合的CMC供应链，包括SiC纤维、预浸料和CMC部件的生产，每年可生产20吨CMC预浸料，10吨SiC纤维和超过5万个CMC发动机部件。GE 2019年的报道称，GE 和CFM 发动机对 CMC的需求在过去十年中增长了 20 倍，预计CMC部件产量将在未来10年增长10倍。

图示：欧美不同发动机上CMC的应用部位和应用情况

以在产F414航空发动机为例（下图）其尾喷管二级封严片是用陶瓷基复合材料制造的：F414先后采用过两种陶瓷基复合材料来制造二级封严片，首先是碳化硅/碳（SiCf/C），也就是碳化硅纤维增强碳基体；然后是氧化物/氧化物（Ox/Ox），主要使用氧化铝（或莫来石）纤维增强氧化铝陶瓷基体的体系，2011年生产的F414开始安装氧化物CMC材料制造封严片。

图示：现役F414发动机尾喷管陶瓷基复合材料封严片

除了航发之外，核能领域SiCf/SiC复合材料以其高熔点、高热导率、高温稳定性、较小的中子吸收截面、优良的中子辐照稳定性等优异性能，成为反应堆包层第一壁、流道插件、控制杆和分流器等的理想候选材料；以及高超声速飞行器的防热、减重需求，火箭发动机和卫星反射镜，高马赫数导弹天线罩等领域均可得到使用。

三、制备工艺

CMC组件的制备工艺复杂，壁垒极高。总体来看，陶瓷基复合材料的制备工艺分为纤维制备、预制体编织、纤维界面层制备、基体制备和增密、加工几步。对于工作环境恶劣的CMC组件，如航空发动机热端部件，还需制备环境障涂层。

SiC纤维成本占CMC成品成本的50%以上，主要采用先驱体转化法制备。CMC复合材料的制备工艺中CVI、MI和PIP工艺较成熟，但存在各自的局限性。

三个主要工艺对比情况如下：

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