隨著航天飛行器發(fā)動機單位推力的提高，發(fā)動機燃燒室出口溫度有較大幅度的提升，對燃燒室、渦輪以及加力燃燒室等熱端部件的材料提出了更高的要求，傳統(tǒng)鎳基高溫材料已經(jīng)難以滿足設(shè)計工況的使用要求。連續(xù)纖維增強SiC陶瓷基
復(fù)合材料（簡稱CMC-SiC）是最有潛力的熱結(jié)構(gòu)材料之一，該材料的密度僅為高溫合金的30%，在不用空氣冷卻和熱障涂層的情況下，長期工作溫度可比高溫合金提高200℃以上。在航空發(fā)動機中采用陶瓷基復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，可以減輕部件重量和降低冷卻空氣用量，提高渦輪前溫度和效率，降低油耗率，從而能夠提高發(fā)動機的推重比。
連續(xù)纖維增強SiC陶瓷基復(fù)合材料(CMC-SiC)的應(yīng)用可覆蓋：瞬時壽命(數(shù)十秒~數(shù)百秒)、有限壽命(數(shù)十分鐘~數(shù)十小時)和長壽命(數(shù)百小時~上千小時)這三類服役環(huán)境的需求。CMC-SiC主要包括 碳纖維增韌碳化硅(C/SiC)和碳化硅纖維增韌碳化硅(SiC/SiC)兩種。目前陶瓷復(fù)合材料在航空領(lǐng)域可應(yīng)用于發(fā)動機燃燒室內(nèi)襯、燃燒室筒、噴口導(dǎo)流葉片、機翼前緣、渦輪葉片和渦輪殼環(huán)等等部位。通常而言，碳纖維具有價格便宜且容易獲得的優(yōu)勢，當(dāng)屬C/SiC成為SiC陶瓷基復(fù)合材料研究及應(yīng)用的首選。但由于碳化硅復(fù)合材料為非致密性材料，在基體中存在著一定數(shù)量的孔隙或微裂紋，使用環(huán)境下的水氧介質(zhì)易通過裂紋和孔隙進入到界面和纖維部位，若采用碳纖維則容易氧化失效，嚴(yán)重影響使用壽命。相當(dāng)而言，SiC/SiC比C/SiC抗氧化能力更優(yōu)秀，因此SiC/SiC陶瓷基復(fù)合材料在航空發(fā)動機熱端部件的應(yīng)用更被看好。SiC/SiC陶瓷基復(fù)合材料通常由SiC纖維、界面層、SiC陶瓷基體和熱防護涂層組成。下文將對SiC/SiC陶瓷基復(fù)合材料各組成部分、陶瓷基復(fù)合材料的制造工藝做簡單介紹。
由于SiC/SiC復(fù)合材料作為熱結(jié)構(gòu)材料應(yīng)用工況多為高溫、水氣、氧氣環(huán)境，要求熱防護涂層能夠?qū)崿F(xiàn)SiC/SiC復(fù)合材料和環(huán)境隔絕，長時間保護內(nèi)部材料。熱防護涂層的需要必須考慮以下幾點。①熱膨脹系數(shù)與SiC基體匹配。②氧擴散率要低。③飽和蒸汽壓要低，避免高溫?fù)]發(fā)。④涂層和SiC基體結(jié)合力要好。⑤涂層結(jié)構(gòu)均勻、致密、相結(jié)構(gòu)穩(wěn)定。
基于上述要求，SiC/SiC陶瓷基復(fù)合材料熱防護涂層主要由單層涂層體系和復(fù)合涂層體系組成。其中單層涂層體系主要包括SiC、Si3N4和莫來石（3Al2O3?2SiO2）等類型涂層。復(fù)合涂層體系一般包括面層、過渡層、密封層等組成部分，如下圖所示是NASA在HSR-EPM計劃中研制的復(fù)合涂層，該涂層面層材料由HfO2或ZrO2構(gòu)成，中間層由莫來石等組成，其耐溫能力高達1650℃。
目前在SiC/SiC陶瓷基復(fù)合材料制造工藝領(lǐng)域領(lǐng)先的研究機構(gòu)主要有法國Boreleaux大學(xué)、美國Oak-Ridge國家實驗室和日本OsakaPrefecture大學(xué)等。其中法國Boreleaux大學(xué)和美國Oak-Ridge長期從事化學(xué)氣相滲透技術(shù)，通過控制溫度梯度和氣體流場，實現(xiàn)纖維預(yù)制體沿溫度梯度方向均勻沉積化學(xué)氣相滲透，可以獲得高致密度的SiC/SiC復(fù)合材料，進而實現(xiàn)大尺寸、復(fù)雜形狀構(gòu)件的制備。日本OsakaPrefecture大學(xué)等研究機構(gòu)針對PIP工藝的弱點，采用基體摻雜和先驅(qū)體改性等工藝，提高了SiC/SiC復(fù)合材料的高溫性能，特別是抗氧化能力。
