发动机用的陶瓷
Stanley R. Levine
陶瓷和陶瓷基体复合材料以高强度密度比材料使更高温度循环成为可能，为提高燃气涡轮发动机的推力重量比，提供了重大的潜力。先进的金属只允许在压缩机和涡轮效率方面作出小改进。小型发动机陶瓷回热器和涡轮非冷却陶瓷部件可以节省燃料两倍之多。
硅基陶瓷，例如碳化硅（SiC）和氮化硅（Si3N4）在高温强度、热稳定性和耐热冲击与氧化方面具有最大的潜力。这些材料以整体形式作为结构件前景如何，正在按照发动机验证计划，例如由能源部主持的在国家航空航天局刘易斯研究中心技术管辖下的先进燃气涡轮项目进行鉴定。这个项目的目标就是要研制含有全陶瓷加热段具有燃料效率竞争力的燃气涡轮汽车发动机。
整体式陶瓷至今仍然应用于飞机发动机结构件，主要因为结构的可靠性和再生性差。由于它们缺乏断裂韧性，这些材料对微裂纹或裂纹是非常敏感的。在外载荷作用下，这些裂纹不稳定地扩展，从而导致突然性失效。在常规的陶瓷加工期间，要控制这些裂缝的数量和大小，或者在腐蚀性环境工作期间，要更好地防止变形，那是很困难的。因此，整体式陶瓷强度变化范围很大，而且缺乏结构可靠性。
可以采取若干措施使陶瓷更韧更可靠些。小心控制加工的各个方面情况：起始粉末的纯度、均匀性与大小分布，未烧结零件加工，及烧结，可以改善可靠性。另一种途径，清除具有不可接受裂纹的零件，这超出了无损检验的技术状况，因为裂纹都是如此之小——在100微米以下。但是，如果在可靠性和无损检验方面作了改进，整体式陶瓷还可在航空航天部门在轴承、静磨损部件和突然性失效为可接受风险的小型部件中找到有限的应用。
增加一个增强或韧化阶段，可以改善陶瓷的功能可靠性。增强阶段具有适当的机械、物理与化学特性，可以采用内部变形与断裂机制，降低基体对裂纹的敏感性，提高陶瓷的断裂韧性。正如在其它复合材料体系情况下，陶瓷增强第二阶段会有各种各样形状，从接近球形的颗粒，经过晶须与断续纤维，直至有效连续纤维。简单的颗粒与晶须适用于常规的陶瓷加工方法。除了各个方向的韧化部分外，这种增强方法比较便宜，因此它很适用于汽车发动机的大量生产。
连续纤维在结构方面比起颗粒和晶须有着许多优点。直径小于10微米并且在主要承载方向排列整齐的坚硬连续纤维，显著地提高了裂纹开始扩展的应力和应变。此外，如果纤维比基体强得多并且适当地结合到基体上，不稳定的基体裂纹则可绕过纤维，不会穿过它。纤维始终是完整的，可以防止突然失效。以连续的碳化硅与石墨的纤维增强的基体就具有这种特性。
所以刘易斯研究中心一直在寻求用坚硬连续纤维（例如碳化硅）增强的硅基陶瓷基体。在理论方面，刘易斯研究中心研究员一直利用解析方法和计算机方法进行微观结构的设计研究。在实践方面，他们一直在设法克服获得优质高温以长纤维增强的陶瓷复合材料的两个主要障碍：缺乏强的、硬的、细的、具有不因复合材料加工或使用而明显退化的机械特性的连续纤维；缺乏能够产生不退化的排列整齐的纤维被小孔隙率基体所包围的均匀微观结构的复合材料最后形状的加工方法。
国家航空航天局刘易斯研究中心的纤维研制工作将评定商业上适用的高性能纤维，主要侧重于用化学蒸汽沉积方法生产的碳化硅纤维。这些纤维的抗拉强度和刚度明显优于用其它方法生产的连续单股纤维，例如把陶瓷的前身聚合物变成纤维，接着用热解法变成陶瓷。它们在高温情况下忍耐应力与燃气的能力及与各种基体材料的相容性，均在研究之中。与气体的反应，用纤维涂层予以隔绝。除了阻止扩散外，涂层还有助于布置纤维/基体的结合强度，这是避免突然失效极为重要的事。
还在研究各种加工方法，其中先把纤维加工成形，然后加进基体前身聚合物，最后把这混合物加热到足够高的温度，使前身聚合物变成陶瓷基体，不过要低到足以保护纤维。三维的纤维形状可用编织方法构成，二维形状可用带状叠层构成，旋转体这两种方法都可用。
基体是用反应结合，聚合物热解、化学蒸汽沉积，或溶胶凝体加工方法制成。在反应结合时，先铺设纤维带与硅板的交替层，接着在氮中加热，把硅变成氮化硅，并把各层结合在一起。化学蒸汽沉积物缓慢地在纤维表面形成基体，直至它们之间的间隔填满为止。其它二种方法（聚合物热解法和溶胶凝体加工法）基本上包含添加液体和热处理。溶胶凝体是一种处于胶状悬浮液状态的陶瓷前身。
在聚合物热解期间，基体会冷缩。为了消除这种现象，我们正在研究引入陶瓷颗粒填料（这种填料始终不会冷缩，以便减少总的收缩量）和高效结焦聚合物（high-char-yield polymer）（其收缩量比现有聚合物小）。
近来在刘易斯研究中心发展的一种方法表明，要得到又强又韧的高温材料是有希望的：它是由反应结合的氮化硅基体用化学沉积的连续的碳化硅纤维增强而形成的。市场上可买到的大直径（ ~ 140微米）碳化硅纤维是均匀分布在氮化硅基体内，按照体积，纤维含量达到40%。此种材料的锯齿状应力 - 应变曲线揭示了，当纤维折断时在复合材料最终失效之前基体多道裂纹的发展情况。由于纤维直径大，它们不会跨接陶瓷中很小的缺陷，因而可以当作止裂器。因此，基体首次出现裂纹的应变不会大于未增强的基体断裂时的应变。不过，由于纤维的弹性模量值600万英磅/平方英寸大于基体的弹性模量值1300万英磅/平方英寸，基体出现裂纹时的应力要比未增强的大，其差值随纤维的含量而增大。与未增强的基体相比，此种大纤维含量的复合材料具有显然大得多的最终强度。
纤维增强的陶瓷是一种新兴的技术。理论比实践进展得更快，不过，我们在实践方面正在取得进步。有一个很好的实例，那就是刘易斯研究中心的用碳化硅增强的反应结合的氮化硅复合材料。这种材料已经表明，有良好的结构特性，并且通过降低孔隙率、采用更细纤维和提高纤维含量可以得到进步改进。
在通往承受更高温度的陶瓷基体复合材料的道路上有若干障碍。硅基体系受到在纤维和基体中硅的氧化所施加的温度限制。而且，纤维和基体正确结合才能得到坚韧的陶瓷，结合既不能太强也不能太弱。当我们把温度提高时，要做到恰当的结合，将是更大的问题。最后，要为陶瓷基体复合材料确定正确的设计限制也是一个问题，因为它没有必要与纤维最大承载能力相一致，不过它有时可以是基体开始出现裂纹的应力。
隔热涂层
Carl A. stearng
正在研制隔热涂层，这将使在高温中工作的推进系统部件的寿命加倍，并且允许设计师选用只有目前标准成本一半的结构材料。
这些涂层提供的其它方面的益处包括：推进系统的设计变得更简单更可靠，工作温度增高使得燃料燃烧效率提高了。
涂层使内冷却部件与较低的金属温度隔开，缓和温度瞬变过程，降低冷却要求，以及允许提高发动机高温区的气体温度。
早期的隔热涂层的研究是在四十年代后期开始的。到了六十年代，实用项目包括有：X-15火箭喷管和燃气涡轮发动机燃烧室钣金件。到了七十年代中期，涂层已被用于所研究发动机的高温涡轮区的静止部件，而且在这十年里，它们已被认为有足够证据可在商用航空涡轮发动机的某些部件上使用。目前，目标是要把隔热涂层发展到可在燃气涡轮发动机高温区的涡轮叶片上使用的程度。
影响涂层提供防热程度的因素包括有：冲来的高温燃气的热通量，涂层厚度，以及涂层导热性，这种导热性取决于涂层成分、形态和结构。一般说来，热通量愈大，要求涂层愈薄，以便达到给定的温度降。对有冷却膜的涡轮叶片的隔热计算阐明了这种效应。假定：高温区燃气最高温度为4150华氏度，进气压力38大气压，冷却温度1000华氏度，冷却剂压力5.8公斤/平方英寸。那么在产生吸力的一侧，没有涂层的叶片的表面温度将达到1930华氏度。0.005英寸厚的涂层就能使金属温度降低340华氏度，此时跨过陶瓷涂层几乎是720华氏度的梯度。
加工的通用性和经济性这两方面促进使用等离子体喷涂的涂层。为此，将陶瓷或金属的粉末送进高温高速弧光等离子体中。当把粒子推向待涂表面时，粒子则在那儿部分或全部被熔化。接着，此材料溅落到表面便形成连续的涂层。现代飞机的实用项目典型地在等离子体喷涂的金属结合层之，上使用由在氧化锆（ZrO2）中含有6 ~ 8%氧化纪（YO3）的混合物组成的陶瓷层。选用金属结合层的成分是为了抗氧化。最好选用与镍或钴或者与镍、钴混合的铬、铝和钇作为结合层。将陶瓷层予以处理，以便产生多孔微裂纹结构。
研制这类陶瓷涂层一直着重于修改成分与结构。刘易斯研究中心的研究，已经导致选择锆 - 钇作为底层材料，其中忆的含量正好调到给出最长寿命。等离于体喷涂的最耐久的成分绝大多数由非对称的不变化的四边形品相组成。这些耐久成分还包含有少量单斜晶系晶相，其特征是晶体轴以特殊方式相交。这些结晶晶相对涂层耐久性所起的作用正是目前研究的课题。
近来，刘易斯研究中心辨认了一种优良的陶瓷涂层成分：钇稳定的锆。为了改善涂层，在镍 – 铬 - 铝结合层中，钇代替了镱。
陶瓷涂层的结构深刻地影响它的耐久性。多孔性和微裂纹分布给热应力以容限。涂层密度（多孔性的量度）很大程度上靠调整等离子喷涂条件来控制。刘易斯研究中心及其它单位的研究人员已经通过炉子循环试验验证了涂层寿命对密度的敏感性。
导致涂层失效的应力在某种程度上反映出在陶瓷层、金属层和基层之中热膨胀不协调。然而，失效看来还强烈受结合层氧化的影响，某些因素，例如陶瓷烧结情况和结合层缺乏弹性，也可以起重要作用。失效通常发生在陶瓷层内靠近结合层处。在陶瓷层内裂纹的缓慢增长和微裂纹的连接也许会引起这种失效。
由于高的热通量而引起的快速加热，也能产生应力。然而，刘易斯研究中心所做的试验已经证实，具有正确成分的陶瓷层能够明显地忍耐高的热通量。例如，0.015英寸厚的在ZrO2中含有20%Y2O3的陶瓷层循环1周之后，就因裂纹和散裂而失效。而在ZrO2中含有8% Y2O3的，则可持续250次循环。当具有最佳成分的涂层在周期性等离子体火焰试验之前在空气中长时间等温加热时，几个循环就会出现失效，因而证实了在氧化环境中在某种温度下时间的重要性。同样的预先暴露在惰性大气中不会缩短寿命。
为了了解热膨胀不协调与氧化的影响，我们对在假定的陶瓷层与结合层的正弦界面附近的应力作了弹性有限元分析。分析表明：在涂层面内的应力都是压力，而径向分量则在大于正弦峰值拉力和大于正弦谷值压力之间交变着。双轴向压力和径向拉力区将助长剥离裂纹，而三轴向压力区将阻碍裂纹蔓延。
首先设法计算结合层的氧化影响，在该处它满足陶瓷惹起的结果。根据计算，氧化将使径向应力分量反号。这可使裂纹扩展到从前无懈可击的区域，因为在压应力作用下不能产生裂纹的孔隙或错位在拉应力作用下可以裂开，反之亦然。如果假定这两层都具有弹性特性，那么计算便会导出不符实际的高应力。假定陶瓷层具有非弹性特性的话，甚至会使应力进一步放大。把结合层看为具有非弹性特性，则可以大大降低计算的应力。特别有趣的是，在升温情况下金属结合层从脆性到延性的过渡过程，引起了它的屈服强度明显下降。显然，在这方面，还需要做更多的研究。
目前认为关于隔热涂层失效情况足以提出暂行的预估寿命的模型，设计师需要这种模型以便把现有技术推进到它的极限。首次提出的简单模型假定：在涂层中应力和应变的复杂状况可以适当地利用热膨胀不协调应变的径向分量来表达。而且，它假定：氧化将是在噪热期间发生的唯一重要的与时间有关的过程。
曾经提出两种途径把氧化和热膨胀不协调应变联系起来。有一种途径假定：被氧化的试件相当于径向应变增大。另一种途径则假定：对于一次循环失效情况，当结合层氧化时失效应变降低直至它达到径向应变为止。无论哪种途径，它都代表着迈向发展预估发动机寿命模型的第一步。
在刘易斯研究中心资助下，伽利特涡轮发动机公司、通用电气飞机发动机商务集团公司和普拉特 - 惠特纳飞机公司都在进一步研究隔热涂层失效机理和提出自己的发动机寿命模型。
电力系统与推进系统用的先进金属物质
Joseph R. Stephens
国家航空航天局关于先进金属物质的研究大部分旨在了解：增强机理，控制延性的因素，环境影响，以及在复合材料中纤维与基体之间相互作用。而且，力求直接有助于重大设计项目，例如核型SP-100 100 ~ 300千韦伯空间动力系统，航天飞机主发动机改进，史泰尔林发动机，先进高超音速飞行器，以及空间站。
金属物质研究包含有对金属与合金加上金属互化物（合金具有有序原子结构）以及金属基体与金属互化物基体的复合材料的传统研究。其中，金属互化物有希望在通常使用的合金受到温度或者重量限制的地方提供较好的高温性能。尤其是，刘易斯研究中心一直在探索铝化铁（FeAl）和铝化镍（NiAl）。接近当量克原子的β型铝化镍（near-equiatomic β nickel aluminide）具有下列优点：熔点2980华氏度，而超合金则为2350华氏度左右，重量轻，抗氧化，并且可用合金增强。其缺点有：在室温下缺乏延性，高温时强度比较低。不过，添加钽，可把铝化镍的高温蠕变强度提高到接近于普通超合金于2000华氏度时的蠕变强度。透射电子显微镜已经揭示了当富裕钽良好沉淀时与位移相互作用的增强机理。但是，怎样解决室温下脆性问题，仍然令人难以捉摸。
然而，铝化铁的热挤压试件在室温下已经达到较好的延性，这种铝化铁按原子数含有40%铝，并且是用按下列三种方法之一加工的材料制成的：熔化，经惰性气体的喷流雾化，然后冷却成粉末；熔化，然后灌注到旋轮上形成条带；或用电弧从铸锭上熔化。当较纯的电弧熔化的材料制成的试件被拉扯时，直到断裂为止，它们的横截面积比普通铝化铁缩小7 ~ 8%以上。铝化铁中的合金添加剂，例如硼和锆，进一步改善了它在室温下的延性，同时提高了它的高温蠕变强度。
按原子数含有40%铝的铝化铁已经利用惯性予以连接。其办法是：使二个工件高速旋转，然后把它们压在一起。连接部位的微观结构和硬度都优于基本金属的微观结构和硬度。
而且用把挤压温度从2200华氏度降至1950华氏度使晶粒直径只达到几微米的办法已经使铝化镍的延性得到了改善。
随着研究继续进行，可以利用熔接技术和新式加工技术，例如熔融旋转，来提高铝化物的高温强度，而且单晶体的研究将增进我们对在室温下变形的理解。
金属基体复合材料特别有希望在高温时达到重量轻。依靠选择能与纤维很好结合、有延性和适应于环境的基体材料，可以使复合材料的特性适用于先进的电力系统和推进系统。国家航空航天局本身和综合大学的经过准许的计划都在设法克服纤维与基体互相扩散及它们热膨胀不协调问题。正在用熔合基体的方法把互相扩散情况降至最低限度，并且已经提出了利用原来纤维成分去估算扩散速率的模型。
大多数纤维具有明显低于基体材料的热膨胀系数。目前正在研究铍的金属间化合物纤维，因为它们具有可与许多基体材料相比拟的系数，高温时强度和刚度好，抗氧化能力强。将利用激光熔化方法，实验性生产纤维。
金属基体复合材料可以服务于许多高温应用项目，例如SP-100，它需要可以与液态金属（例如锂）相容的高温材料。一般说来，各个组分必须在2000华氏度以上持续工作7 ~ 10年。含有1%锆用钨增强的铌合金表明有极好的拉伸特性和蠕变特性，打算研究改进这种合金，以便把成分的互相扩散和钨纤维的衰变降至最低限度。这种复合材料还可找到应用的地方，例如斯泰尔林发动机加热器头部的材料正被考虑供空间电力系统作能量转换用。
金属基体复合材料可以很好地在空间电力系统的散热器中应用。为此，它们必须是坚硬的而且能够很好传热。利用它的喷弧技术，刘易斯研究中心正在准备一种石墨增强的铜复合材料，它具有石墨纤维的大刚性和石墨与铜的大导热性的优点，使它可与彼（具有最大导热性）相竞争，不过可惜的是，它易碎而且有毒。
航天飞机主发动机同样可从金属基体复合材料得到好处。先进的涡轮泵，尤其是它们的叶片，需要更可靠更高温度的材料。钨纤维增强的离子基超合金具有所期望的耐热循环和高的使用温度。含铼、铪和碳添加剂的钨纤维表明是很有希望的并且正在研制之中。在燃烧室中，正在使用的铜合金遇到了冷却通道蠕变失效。适用于这些通道的钨增强的铜基体复合材料已在评定之中。
在先进的高超音速飞行器中，要求轻和高温性能，这启示要把铝化物技术和复合材料技术结合起来。碳化硅增强的铝化钛复合材料展示了有希望的达到2000华氏度的拉伸特性。铝化镍复合材料可以展示出甚至在更高温度下有更大的强度。要解决的仍然是铝化镍和其它高熔点金属互化物（例如铝化铌）的脆性问题。
难熔金属将应用于空间电力系统，不过也要注意发展耐氧化的铌合金，供2500华氏度时使用。至今主要着重于热管用的铌合金。电子束焊接工艺很适用于连接碳化物增强的铌基合金。在基金属中，在远离焊接和受热影响区域的部位，蠕变——断裂失效是一致的。
在焊接冷却期间，碳化物的沉积也许是造成焊接区增强的原因。透射电子显微镜研究证实了沉积物大小和分布的重要性。未来的重点将放在适用于甚高温度的钼合金上。
[Aerospace America，1987年5月]