眾所周知，用于航空航天領(lǐng)域的材料一般都處于極端環(huán)境下。例如，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的金屬、陶瓷等組件需要承受復(fù)雜的負(fù)載機(jī)制、高溫及苛刻的化學(xué)環(huán)境。先進(jìn)材料在這一領(lǐng)域的應(yīng)用也面臨著科學(xué)與政策監(jiān)管等多方面的問題和挑戰(zhàn)�？梢哉f，在航空航天領(lǐng)域，沒有容易的解決當(dāng)前問題的途徑。Nature Materials官網(wǎng)最近聚焦航空航天材料，邀請(qǐng)了加州大學(xué)圣巴巴拉校區(qū)的Tresa M. Pollock、布朗大學(xué)Nitin p Padture以及羅羅公司高級(jí)工程師等眾多學(xué)者大牛撰文評(píng)述該領(lǐng)域的現(xiàn)狀與發(fā)展，材料人幾位小編整理出來以饗讀者。

圖0渦輪機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖

更高效、強(qiáng)大的航天器和發(fā)動(dòng)機(jī)都是人類孜孜不倦的追求——需要承受更高的溫度和更惡劣的環(huán)境、擁有更快的速度。為了提高航天器的推力，對(duì)目前的幾種工藝材料（主要是高溫合金和陶瓷），以及冷卻系統(tǒng)、熱保護(hù)系統(tǒng)（TPSs）等都提出了更高的要求。同時(shí)，各種因素綜合起來又會(huì)增加更多的考量，因此，可供選擇的航空航天材料少之又少。

高溫陶瓷是一類應(yīng)用到航空航天領(lǐng)域很有前景的材料：密度低，高溫性能好等系列優(yōu)點(diǎn)，可顯著減重、提高燃油效率、延長(zhǎng)使用壽命，且廢氣清潔、允許更靈活的設(shè)計(jì)，大大降低成本。高溫陶瓷一般包括熱/環(huán)境障涂層（T/EBCs，用于涂覆高溫合金或碳碳復(fù)合材料表面），陶瓷基復(fù)合材料（作為高溫合金的替代物），以及先進(jìn)陶瓷（作為飛機(jī)或者火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫結(jié)構(gòu)組件）。然而，目前在航空航天領(lǐng)域還存在很多的問題需要進(jìn)一步攻克。

熱障涂層

陶瓷熱障涂層（TBCs）是一種厚度約100μm-1mm的陶瓷氧化物涂層，一般用于涂覆發(fā)動(dòng)機(jī)高溫部位的金屬（通常是鎳基高溫合金）部件。TBCs在高速熱氣流下具有低的熱導(dǎo)率，使得發(fā)動(dòng)機(jī)可以在高溫合金熔點(diǎn)以上的溫度工作。最高可以承受1500℃以上的高溫，具有效率高、性能好、排放清潔等特點(diǎn)。

圖1  a(左)：幾種發(fā)動(dòng)機(jī)材料的溫度性能發(fā)展示意圖（包括鎳基高溫合金、TBC、CMC、以及附帶冷卻系統(tǒng)的材料體系）；b(右)：入氣口溫度隨燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)比動(dòng)力的增加而急劇增加。

就目前來說，TBCs通常由ZrO2和質(zhì)量比約為7 %的Y2O3（7YSZ）組成，Y2O3可以使ZrO2部分穩(wěn)定，工作效果更好。同時(shí)足夠的孔隙度和微結(jié)構(gòu)缺陷可以降低熱導(dǎo)率以更好地容納熱應(yīng)變。最重要的是，7YSZ的成分范圍狹窄，可以很好地利用鐵彈增韌機(jī)制，從而使涂層的機(jī)械強(qiáng)度更高。然而，隨著TBCs的溫度性能要求不斷提高，7YSZ TBCs面臨著嚴(yán)重的局限性：

第一，燒結(jié)過程中，溫度超過1300℃易失去相穩(wěn)定性和應(yīng)變耐受性；

第二，盡管7YSZ TBCs熱導(dǎo)率低（~ 1 W m-1 K-1），但還需要進(jìn)一步降低。換句話說，溫度越高，越需要TBCs具有更低的的熱導(dǎo)率及光子散射；

第三，當(dāng)TBCs的表面溫度高于1200℃時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)從大氣中吸入雜質(zhì)（跑道碎片，灰塵，沙子，火山灰等）融化沉積在TBCs表面形成CMAS（氧化鈣-氧化鎂-鋁硅酸鹽），并滲透進(jìn)TBCs中造成其過早失效。

因此，還需要尋找一種TBCs，既結(jié)合了7YSZ的所有理想屬性，又能解決上述關(guān)鍵問題。目前較為熱門的幾種TBCs成分（如Gd2Zr2O7，2ZrO2?Y2O3）不但具有更高的溫度性能和較低的熱導(dǎo)率，而且能耐CMAS的侵蝕。然而，這些成分缺少7YSZ獨(dú)特的鐵彈增韌機(jī)制。為了克服這個(gè)問題，目前正在研究一種多層方法，將不同的材料層置入TBCs“垛”，每層都有特定功能。例如，在較低的熱導(dǎo)率、抗CMAS的TBC中，將一層薄薄的、堅(jiān)韌的7YSZ埋在相對(duì)較冷的、容易出現(xiàn)故障的TBC/金屬界面。然而，當(dāng)CMAS存在時(shí)，故障位置會(huì)發(fā)生轉(zhuǎn)移。此外，在發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)歷熱偏移時(shí)，大量無處不在的異質(zhì)界面會(huì)造成失效缺陷。另一種正在研究的方法是單層TBC，但存在著多個(gè)階段，每一個(gè)階段執(zhí)行著期望的功能。某些階段也可以執(zhí)行診斷功能如TBC “健康”監(jiān)測(cè)。用作飛機(jī)推進(jìn)和陸基發(fā)電的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)有著不同的要求和程序，兩種類型的發(fā)動(dòng)機(jī)在TBCs發(fā)展方面有一些協(xié)作。

陶瓷基復(fù)合材料

TBCs的耐受溫度不斷提高，而鎳基高溫合金的承受溫度能力一直保持遲緩，結(jié)果就是TBCs和高溫合金的溫度差距不斷加大，導(dǎo)致需要更強(qiáng)的冷卻系統(tǒng)以承受更高的氣流溫度，但從另一方面講，若非跟隨比功率等稱量的增加，容易造成累積的效率損失（如圖1b）。解決以上問題的唯一途徑就是研發(fā)具有固有高溫耐受性的新材料。陶瓷基復(fù)合材料（CMCs）由此應(yīng)運(yùn)而生，近年來頗受主流發(fā)動(dòng)機(jī)制造商的投資青睞，目前已經(jīng)有部分CMC組件成功用于發(fā)動(dòng)機(jī)承溫區(qū)域（尤其是軍用發(fā)動(dòng)機(jī)，CMC應(yīng)用已久），包括密封片調(diào)節(jié)片等。

圖2幾種材料的高溫機(jī)械性質(zhì)。a(左)圖為材料的比快速破裂強(qiáng)度與溫度的函數(shù)關(guān)系；b(右)為500小時(shí)后的破裂強(qiáng)度與溫度的關(guān)系。

對(duì)CMCs的研究活躍于20世紀(jì)80年代后期和90年代，但由于復(fù)雜的加工問題、較低的實(shí)際性能、過高的成本等，逐漸有衰退之勢(shì)。不過對(duì)CMC持續(xù)的研究也卓有成效，GE去年宣布投資建廠生產(chǎn)CMC，宣稱他們使用CMC高溫部件的發(fā)動(dòng)機(jī)預(yù)期今年后半年就可以實(shí)現(xiàn)商業(yè)化起飛。

CMCs本身輕質(zhì)，只有高溫合金的1/3，比強(qiáng)度和比模量高（如圖2a）。相比高溫合金，CMCs抗高溫氧化、抗蠕變優(yōu)異（圖2b）。同時(shí)，CMCs有一定的耐損傷、抵抗裂紋擴(kuò)展的能力。典型的CMCs有SiC纖維增強(qiáng)SiC陶瓷基體（SiCf/SiC）和碳纖維可用來增強(qiáng)SiC基體(Cf/SiC），SiCf/SiC具有一定的弱結(jié)合（注意是弱）纖維/基體界面，基體裂紋擴(kuò)展時(shí)，會(huì)導(dǎo)致界面脫粘，其后裂紋發(fā)生偏轉(zhuǎn)、搭橋、纖維斷裂最終纖維拔出，這一過程會(huì)消耗大量能量，從而提高復(fù)合材料的斷裂韌性，避免了材料的脆性失效。C/SiC但使用壽命顯著降低（圖2a），更適于高超音速、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)等方面的應(yīng)用。氧化物類CMCs可抵抗氧化，但是強(qiáng)度較低（圖2a）、不耐蠕變（圖2b），一般只用于排氣攪拌機(jī)等低苛刻環(huán)境部件。

CMCs部件采用疊加制造工藝，二維扁平纖維帶或編織纖維束預(yù)成型，之后在纖維上進(jìn)行界面相沉積，再（在基體相中）浸漬處理，使其致密化。不過，一般二維CMC組件非中空結(jié)構(gòu)，沿厚度截面滲透困難，造成內(nèi)部孔隙更多，材料沿橫斷面方向強(qiáng)度更差，容易裂紋失效。一般解決途徑是在垂直方向引入“穿刺”纖維（如圖3a）。

圖3三維纖維編織預(yù)成型圖解

積分陶瓷編織結(jié)構(gòu)（ICTSs）融合紡織、數(shù)學(xué)計(jì)算、陶瓷、機(jī)械于一體，是CMCs領(lǐng)域的一種新型范例，在噴氣渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)以及高超音速、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)等方面擁有極大的前景。只要定量確定了整體部件的外形（例如燃燒室襯里、葉片）、每一位點(diǎn)的性能參數(shù)或者功能需求（機(jī)械/熱應(yīng)力、熱傳導(dǎo)、蒸騰作用等），通過ICTSs就可計(jì)算設(shè)計(jì)得到一個(gè)滿足上述條件的中空3D纖維預(yù)制品。其主要是基于組成材料（纖維、基體和界面）的拓?fù)淇剂亢途唧w性質(zhì)（物理、熱、機(jī)械等）而得到優(yōu)化。例如，貫穿的彎曲纖維絲束可阻止快速失效（圖3b）。

拔出纖維或絲束通過精確排列可以產(chǎn)生貫穿孔洞，利于蒸發(fā)冷卻作用，有效避免纖維的破壞。其他結(jié)構(gòu)（如棒、層、管等）也可融合到3D纖維預(yù)制體中，與發(fā)動(dòng)機(jī)其它部分及附加冷卻機(jī)制一同提供附屬結(jié)構(gòu)。完成設(shè)計(jì)的下一步，在紡織織機(jī)上用纖維牽引進(jìn)行預(yù)制品編織。然后沉積界面層預(yù)制體，進(jìn)行強(qiáng)化使其能夠承受后面苛刻的加工過程。ICTSs高效化的設(shè)計(jì)可給予部件中空及薄壁結(jié)構(gòu)，在后續(xù)基體浸漬過程中能有效促進(jìn)孔隙的消失，使材料致密化。

ICTSs仍處于發(fā)展初期，不過利用這種制造模式，輕質(zhì)且擁有薄壁組分的CMCs制品，遠(yuǎn)勝相應(yīng)的金屬和二維CMC，且需要較少的外加冷卻裝置，具有廣闊的應(yīng)用前景。另一方面，由于ICTSs在長(zhǎng)度范圍成分不均勻，可能出現(xiàn)各種疊加的失效機(jī)制，因此需要深入了解整體的性質(zhì)，以及有效的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ蛠眍A(yù)測(cè)ICTSs在實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)境甚至更苛刻的環(huán)境下的演變行為。從材料角度講，需要提高纖維的抗蠕變性能，開發(fā)能耐更高溫度的陶瓷基體材料，改進(jìn)陶瓷加工工藝，以更簡(jiǎn)單溫和的方式將高質(zhì)量的致密基體浸漬到纖維預(yù)制體中。3D打印的一些新思想或許可以融入到ICTS制造中。

CMCs保護(hù)層——熱障涂層/環(huán)境屏障涂層

SiC基CMCs在高速熱氣流、水蒸氣環(huán)境下容易發(fā)生氧化、破壞，主要形成Si(OH)4。因此，SiC基CMCs需要陶瓷環(huán)境屏障涂層（EBC）的保護(hù)。最初，EBCs主要針對(duì)CMCs，使其可以在相對(duì)較低的溫度下工作；而TBCs（熱障涂層）是出于不受影響而設(shè)計(jì)，其致密、無裂紋，與CMC有良好的熱膨脹系數(shù)匹配（CTE）。近年來，為了能夠在更高的溫度（表面＞1600℃，氣體入口＞1700℃）下使用，隨之出現(xiàn)了中空CMCs，新的T/EBC概念和材料也在不斷探索和測(cè)試中（圖3e、3f）。T/EBC一般為多層結(jié)構(gòu)（這個(gè)跟上面部分是不是有點(diǎn)重復(fù)），Si是一種合適的粘結(jié)層材料，不過在1414℃會(huì)熔化。因此，需要開發(fā)更高熔點(diǎn)的硅基粘結(jié)層材料，如RE-Si合金（RE代表稀土元素添加物，如Hf/Zr等）；第二層為致密的低熱脹系數(shù)的EBC，一般使用含HfO2或Al2O3等的稀土硅酸鹽材料；第三層為組成梯度層，緩和CTE失配產(chǎn)生的應(yīng)力；涂層最外層需要發(fā)揮TBC的作用，需要滿足低熱導(dǎo)、光子散射，耐高應(yīng)力，抵抗CMAS沖擊。

由此可以預(yù)見，下一代用于涂覆金屬的TBCs以及CMCs的T/EBC會(huì)變得更加復(fù)雜（多層、多相）。結(jié)合ICTSs，復(fù)雜的物理、機(jī)械基礎(chǔ)，也需要合適的實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證模型來預(yù)測(cè)這些復(fù)雜涂層在實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)境下的演變行為，來指導(dǎo)設(shè)計(jì)更加可靠的涂層。涂層的選擇材料主要根據(jù)經(jīng)驗(yàn)或者啟發(fā)，不過全新材料以及其組合的研發(fā)就需要廣泛的材料模型和實(shí)驗(yàn)論證。另外，盡管在TBCs制造和加工方面已經(jīng)取得巨大進(jìn)步，一定程度上對(duì)T/EBCs來說，還需要更多的過程控制和熟練性才能實(shí)現(xiàn)未來更加復(fù)雜的TBCs和T/EBC結(jié)構(gòu)。

超音速發(fā)動(dòng)機(jī)

圖4高超音速工具和材料性質(zhì)。a) 計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)仿真現(xiàn)實(shí)表面熱傳輸（紅色，溫度最高；藍(lán)色，溫度最低）和流-場(chǎng)等高線。c) 不同材料體系耐受溫度與理論熱導(dǎo)率的關(guān)系

超音速飛機(jī)持續(xù)航速超過5馬赫，主要用于次軌道應(yīng)用（武器傳送、偵查、運(yùn)輸、空間通路等）。沖壓式噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)和超音速燃燒沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的吸氣發(fā)動(dòng)機(jī)用于推進(jìn)高超音速飛機(jī)，是運(yùn)載工具機(jī)身的組成部分（圖4a）。渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)速度不高但比推力大，火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高速但比推力小，而高超音速發(fā)動(dòng)機(jī)很好地結(jié)合了兩者的優(yōu)勢(shì)。運(yùn)載工具的動(dòng)能和前體將氣體高速輸送到超音速燃燒沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，并在隔離器中壓縮，繼而燃燒、從尾部噴嘴排出。高超音速飛機(jī)依然需要借助外部推力系統(tǒng)獲得加速（圖4b），以上飛行過程的熱量導(dǎo)致在發(fā)動(dòng)機(jī)尖端邊緣和主機(jī)身等許多部位的溫度高達(dá)2000℃，但由于空氣動(dòng)力學(xué)外形的限制，主動(dòng)或者半-被動(dòng)的冷卻手段都不太實(shí)際。此外不可避免的極端熱梯度使設(shè)計(jì)更具挑戰(zhàn)性。

值得提出的是，由于熱氣流傳輸?shù)膯栴}，超音速發(fā)動(dòng)機(jī)不同部位所遭受的溫度有不小差別，因此，不同部位的材料選擇也有所不同。

碳基燒蝕材料可用于短持續(xù)、非重復(fù)利用的發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)于高超音速飛行（＞1h）、重復(fù)利用的發(fā)動(dòng)機(jī)，就需要革命性的抗燒蝕材料。高熱導(dǎo)率的陶瓷或可以承受上述高溫（被動(dòng)冷卻，圖4c），難熔的硼化物（也稱超高溫陶瓷（UHTCs），例如ZrB2）結(jié)合了眾多優(yōu)異特性（圖4c），也被廣泛研究。然而，目前仍存在不少問題：首先，UHTCs有脆性，需要SiC顆粒或者SiC纖維進(jìn)行增強(qiáng)，但增強(qiáng)物的引入又會(huì)弱化其他性質(zhì)；第二，高溫下易受原子氧的氧化；第三，制造大尺寸、完全致密的UHTC基組件極其困難。因此，需要研發(fā)出在熱導(dǎo)、輻射、強(qiáng)度、韌性、抗表面催化、氧化等方面同時(shí)得到提高的UHTCs，且需要可加工制造，而這是十分困難的。上述一些性質(zhì)本身就互相矛盾，并且滿足復(fù)合要求的材料體系越來越少。

沿氣流傳輸?shù)穆窂�，如燃燒室、排氣裝置等部位的溫度也將超過2000℃，但空間限制不大，可以得到有效冷卻。不過，考慮這些部位占據(jù)相當(dāng)大的區(qū)域，高比強(qiáng)度材料也是需要的。CMCs可適用于此，尤其是薄壁、中空的SiC/SiC或者C/SiC CMCs（圖3c）。另外，由于散熱要求高、重量大，高熱容的吸熱燃料也需要作為冷卻劑。需要指出的是，用T/EBC保護(hù)CMCs在這里不適用，因?yàn)橥繉颖砻鏁?huì)極端過熱，還需要開發(fā)新的涂層體系和材料。

對(duì)于遠(yuǎn)離前緣的主要結(jié)構(gòu)，可以采用CMCs外層作為TPSs（熱保護(hù)系統(tǒng)），外部再涂覆陶瓷涂層進(jìn)行溫度擴(kuò)散，涂層需要在全厚度方向絕緣，但同時(shí)具有高的熱導(dǎo)率，便于傳熱冷卻。要滿足以上要求，在涂層設(shè)計(jì)方式和加工工藝方面還需要不斷改進(jìn)。

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)

圖5中空結(jié)構(gòu)CMCs制造的火箭噴嘴組件。

火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中的自由熱氣流溫度可達(dá)到3300℃，目前能可重復(fù)利用的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)部件（燃燒室、噴嘴等）主要為金屬材質(zhì)，需要由燃料在燃燒室路徑上不斷進(jìn)行冷卻。然而，目前對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比要求越來越高，需求也在不斷增長(zhǎng)，CMCs是一個(gè)很有吸引力的候選材料。圖5為商業(yè)化帶有內(nèi)部冷卻通道的CMC火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴。在這種環(huán)境下，ICTSs由于可以對(duì)充分致密的3D C/SiC CMC導(dǎo)管進(jìn)行排列（圖5c），在制造更輕火箭發(fā)動(dòng)機(jī)方面擁有很大優(yōu)勢(shì)。導(dǎo)管整齊地編織在一起（圖5b），基體浸漬后，無冷卻劑滲透的導(dǎo)管可以承受高應(yīng)力以及極端的溫度梯度（＞1700℃?mm-1）。以上可再生冷卻的管狀I(lǐng)CTS已在實(shí)驗(yàn)室測(cè)試成功，不過ICTS基的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)仍處于試驗(yàn)中。改良的加工工藝、表征手段、測(cè)試、�；�能力都需要提高，也需要更高的熱強(qiáng)度、抗基體破裂性、熱導(dǎo)率以及承溫能力的新型復(fù)合材料，來擴(kuò)展設(shè)計(jì)空間， ICTS基火箭發(fā)動(dòng)機(jī)才可能早日投入飛行使用。

展望

材料仍然是實(shí)現(xiàn)航天夢(mèng)的最大瓶頸，不過也為新材料出現(xiàn)、設(shè)計(jì)和制造創(chuàng)新帶來了機(jī)遇。在實(shí)現(xiàn)航空設(shè)想上，先進(jìn)結(jié)構(gòu)陶瓷無疑扮演了一個(gè)重要的角色。而大多數(shù)情況下，直接用CMC代替目前的推進(jìn)系統(tǒng)中的金屬組件并不能充分利用先進(jìn)陶瓷的潛能。

因此，以下幾點(diǎn)需要做考慮：第一，對(duì)整體系統(tǒng)重新設(shè)計(jì)是很有必要，這就需要充分了解和明確系統(tǒng)整體組件的固有性能以及功能需求。第二，進(jìn)行分層結(jié)構(gòu)的組分設(shè)計(jì)，增加多重長(zhǎng)度范圍內(nèi)的體系復(fù)雜性也很有必要，這包括組分陶瓷以及整體。第三，現(xiàn)有的材料并不能滿足整體需要的性能，新型陶瓷組成體系有待加速開發(fā)；第四，加工制造仍然是個(gè)挑戰(zhàn)，不過也留下了廣闊的創(chuàng)新空間；第五，目前大量的實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)環(huán)境下的成分標(biāo)準(zhǔn)測(cè)試花費(fèi)巨大，還需要開發(fā)一些可靠的能夠描述組成陶瓷、整體效果乃至部件的多尺度（長(zhǎng)度/時(shí)間）物理和機(jī)械行為模型；第六，就需要進(jìn)行復(fù)雜的非原位、原位及現(xiàn)場(chǎng)原位的多尺度表征，組分陶瓷、整體及部件的典型多尺度測(cè)試，以便驗(yàn)證上述模型。

不過，目前缺少可替代的對(duì)特定成分標(biāo)準(zhǔn)的實(shí)驗(yàn)論證，能夠使系統(tǒng)設(shè)計(jì)人員充分了解先進(jìn)結(jié)構(gòu)陶瓷工作中的各項(xiàng)性能，以及帶來一種文化的轉(zhuǎn)變。以上這種集成的設(shè)計(jì)——�；�——試驗(yàn)——制造方法，橫跨陶瓷——整體——組件——系統(tǒng)四個(gè)層級(jí)，融合了材料整合計(jì)算工程、材料基因組計(jì)劃范式。先進(jìn)結(jié)構(gòu)陶瓷正在一步步重塑航天（航空）動(dòng)力的未來，而這需要加速發(fā)展上述范式，尤其要充分利用其潛在的優(yōu)勢(shì)。