摘 要

 

高马赫数飞行带来的极端服役环境对新一代高速飞行器的材料、结构设计提出了更加严苛的要求，本文从“选、用、评”三方面对陶瓷基复合材料在飞行器结构设计中的应用进行综述，进而提出未来发展方向，为飞行器陶瓷基复合材料结构设计提供参考。全面综述了陶瓷基复合材料在不同应用场景下的选取准则及相应制备方法，系统介绍了陶瓷基复合材料在飞行器结构中的典型应用，分析了近服役工况下材料的评价准则及地面实验方法。为满足未来飞行器需求，提出需要结合计算机辅助优化技术和创新制备方法，提高陶瓷基复合材料的耐温和抗疲劳性能；发展高可靠、长寿命的连接技术和一体成型设计方案，充分发挥材料优势；开发多物理场耦合作用下的原位表征技术，以获得陶瓷基复合材料在实际使用中的性能演化行为，为飞行器轻量化结构设计提供可靠依据。

 

高速飞行器等战略武器在现代军事和航空领域中扮演着至关重要的角色，其性能对于维护国家安全和军事优势至关重要。然而，其在执行高马赫数巡航、快速机动反应和高速精确打击等任务时，面临着极具挑战性的气动热显著、气动效应明显等问题。特别是在长时间巡航飞行过程中，飞行器表面常面临严酷的力、热载荷环境，这对其结构和材料性能提出了极高要求[1-2]。陶瓷基复合材料具有高比模量、高比强度、低热膨胀系数、耐高温、耐腐蚀和耐磨损等众多优异的性能，为实现飞行器的轻量化结构、热防护系统以及发动机内部结构提供了较好的材料支撑[3]。

 

得益于碳纤维、陶瓷纤维等纤维材料制备技术的发展，以及不同类型的陶瓷基体材料制备工艺的成熟，目前，陶瓷基复合材料已在飞行器结构中广泛应用，如发动机燃烧室、涡轮叶片、飞行器鼻锥及机翼、导弹天线罩等[4-7]。本文主要从陶瓷基复合材料的“选、用、评”三个方面对其在飞行器结构设计中的研究进展进行阐述，并对未来陶瓷基复合材料结构设计所面临的挑战进行展望。

 

1、 陶瓷基复合材料选取

 

陶瓷基复合材料是以陶瓷材料为基体，与不同种类的纤维复合而成的一类复合材料，它主要由纤维、界面层和陶瓷基体组成。纤维作为分散相，起到承载和增韧的作用，常见的陶瓷基纤维有碳纤维[8]、碳化硅纤维[9]、氮化硅纤维[10]、氧化物纤维[11]等。陶瓷基体作为连续相，起到保护纤维和传递载荷的双重作用，陶瓷基体中的陶瓷主要有氧化物陶瓷基体、碳化物陶瓷基体、氮化物陶瓷基体以及玻璃陶瓷基体。界面层位于纤维和陶瓷基体之间，起到传递载荷、阻止裂纹扩展和阻挡外部环境侵害的作用。对于非氧化物陶瓷基复合材料，常用的界面层体系有热解碳界面层、氮化硼界面层和复合界面层。根据相关文献，常见陶瓷基复合材料的基本性能如表1所示[12-13]。

 

表1

 

相对于其他材料体系，陶瓷基复合材料的密度低，可有效减轻结构件的质量；同时陶瓷基复合材料的工作温度可达1600℃,可有效提高飞行器在高温环境下的使用寿命；并且陶瓷基复合材料能够在高温有氧环境下保持较高的稳定性，一定程度上减少了环境障涂层的使用成本。因此，陶瓷基复合材料的主要优势性能集中在轻质、耐高温和抗氧化性三个方面。以碳化硅或碳/碳化硅为基体的陶瓷基复合材料是新一代的热防护材料，被广泛应用于航空航天飞行器中。法国的赛峰和美国的GE公司先后将纤维增强SiCf/SiC复合材料应用到发动机的尾喷管和涡轮叶片中；美国航天局将C/SiC应用到X-38头锥帽以及X-37B的襟翼；欧洲空间局IXV飞行器的热防护外壳采用的是C/SiC复合材料[14]。

 

目前，陶瓷基复合材料的制备方法主要有化学气相渗透法（chemical vapor infiltration，CVI）、反应熔体渗透法（reaction melt infiltration，RMI）、浆料浸渍热压法（slurry impregnation and hot pressing，SIHP）、前驱体浸渍热解法（precursor impregnation pyrolysis，PIP）、化学液气相沉积法（chemical liquid-vapor deposition，CLVD）以及混合工艺等（图1）[15-19]。CVI工艺是将碳纤维预成型体置于沉积炉中，源气通过扩散或由压力差产生的定向流动输送至预成型体周围后再向其内部扩散，在纤维表面发生化学反应并原位沉积。根据流场和温度场的特征，CVI可分为等温化学气相浸渗、热梯度强制对流化学气相浸渗、压力梯度化学气相浸渗和脉冲化学气相浸渗。RMI又叫作熔融渗硅法，其工艺流程是在高温真空环境下将熔融Si渗入到纤维预制体增强多孔碳中，使Si熔体与碳基体反应生成SiC基体，该工艺可以通过调整纤维预制体增强多孔碳的体积密度和孔隙率控制最终复合材料的密度。SIHP工艺流程是将SiC粉、烧结助剂与有机黏结剂等和溶剂混合制成料浆，碳纤维经料浆浸渍后纺制成无纬布，切片模压成型后热压烧结进而得到最终的复合材料。其工艺较简单、制备周期短、成本低且接近净尺寸成型。PIP工艺是在一定温度和压力下以碳纤维预制件为骨架，采用有机先驱体溶液或熔融体进行浸渍，待固化后在惰性气体下进行高温裂解进而转化为SiC陶瓷基体。然而由于先驱体裂解过程会释放大量分子，导致基体体积收缩，因此为了获得更致密的基体需要进行多次重复浸渍热解。CLVD是一种可以快速致密化的制备工艺，通过加热排出预制体内部的前驱体可以在脉冲间隔时间内被补充，从而纤维束间和层间的间隙可以被很好地致密化，进而获得均匀的陶瓷基体。CLVD可以有效避免化学气相渗透法中的表面结壳现象，且制备速率是其两倍之多[20]。

 

图1

 

1.1 C/SiC

 

基于化学气相渗透法（CVI）制备C/SiC陶瓷基复合材料，主要是用氢气或氮气等载气，用对流扩散的方式与前驱体（如三氯甲基硅烷）在一定温度下进行分解反应，以产生SiC固体并沉积在纤维预制体内部，最终形成复合材料。常用渗透方式是在等温条件下进行，这容易使SiC固体堵塞预制体孔隙产生结壳现象。Pandey等[21]采用强制流动热梯度的工艺方法研究工艺参数对复合材料均匀性的影响，结果表明，在大温度梯度和高气流速度环境下有利于产生高密度的复合材料。此外，Pan等[22]采用激光化学气相渗透方法制备C/SiC复合材料，其密度和抗弯强度较等温化学气相渗透制备方法提高了20%以上，导热系数提高了近25倍。

 

前驱体浸渍热解法（PIP）是将前驱体溶液经过多次重复浸渍热解获得致密的SiC基体，该工艺简单且渗透深度大，可以制备出较为均匀的陶瓷基体，而不同的前驱体溶液对C/SiC复合材料的性能有着较大的影响。Zhong等[23]采用新型液态聚碳硅烷制备的C/SiC复合材料，基体与增强体之间具有更强的界面结合，相比传统聚碳硅烷前驱体溶液制备的陶瓷基复合材料，其弯曲强度提升了30%。

 

1.2 C/C-SiC

 

C/C-SiC是具有碳和碳化硅双基体的一种陶瓷基复合材料，有着更为优异的耐高温、耐磨损以及抗氧化性能，适用于飞行器中的高温热防护材料和摩擦材料。采用化学气相渗透法和前驱体浸渍热解法相结合的工艺可以快速高效地制备连续纤维增强C/C-SiC陶瓷基复合材料[24-26]。王玲玲等[24]采用这种工艺成功制备了不同密度的C/C-SiC材料，高孔隙率C/C多孔体可以得到较高SiC含量的C/C-SiC复合材料，同时制备过程中氧化产生的SiO2可以附着在表面阻止氧化气体向内扩散，提高其抗氧化烧蚀能力。

 

1.3 SiCf/SiC

 

对于SiCf/SiC复合材料来说，碳化硅纤维与氧化物纤维、碳纤维和氮化硅纤维相比，在耐高温、抗氧化和抗蠕变等方面有着显著的优势。且SiCf/SiC复合材料的基体与纤维具有良好的相容性，增强了纤维和基体之间的相互作用从而减少了缺陷。Araki等[27]采用化学气相渗透工艺制备出含Hi-Nicalon的高强度碳化硅基体复合材料，其抗弯强度可达665MPa。国内对于SiCf/SiC复合材料的制备也进行了卓有成效的研究。其中，西北工业大学采用先驱体浸渍裂解工艺制备了具有BN界面层的纤维增强SiCf/SiC复合材料，其抗弯强度和断裂韧度高达（813.0±32.4）MPa和（26.1±2.9）MPa·m1/2[28]。

 

1.4 陶瓷基复合材料的选取原则

 

C/SiC陶瓷基复合材料结合碳纤维和碳化硅两种材料的优异性能，既增强了材料的强度和韧性，又具有优异的高温性能。SiCf/SiC相比C/SiC，使用碳化硅纤维替代碳纤维作为增强体，提高了基体和增强体界面的相容性，使其具有更好的长时耐高温、抗氧化和抗蠕变等性能。C/C-SiC是一种C/C改性的陶瓷基复合材料，引入碳化硅基体提高了整体材料的强度和耐温性能。而针对不同应用场景和性能需求，需要选用不同的陶瓷基复合材料，但工程选材是一个非常复杂的过程，涉及的因素众多，主要从材料可行性、制造可行性及产品可设计性等三个方面考虑[29]。选取的原则主要包括：

 

（1）根据不同工况下材料的比强度、比刚度和疲劳损伤的相关数据，确定陶瓷基复合材料的组分，如对于强度要求较高的工况下结构应采用高强的碳纤维，对于刚度要求较高的工况结构应采用高弹性模量的碳纤维。

 

（2）基于构件外形，设计纤维材料编织方式，利用纤维的抗拉优势，合理设计异形结构中的薄弱区域，同时避免引入初始缺陷，以防止结构在服役过程中因材料初始的设计缺陷，造成整体的破坏与损伤。

 

（3）考虑到陶瓷基复合材料的耐温性能和抗氧化性能，应根据不同使用环境温度选择相应的陶瓷基复合材料。

 

2、 典型飞行器陶瓷基复合材料结构设计与应用

 

2.1 飞机动力系统

 

高压涡轮发动机普遍采用镍基高温合金，其在1000℃能够较好地保持强度和抗氧化特性，而第四代涡扇发动机涡前温度近1700℃,材料实际表面温度也达到1100℃,在这样的高温环境下材料会发生软化，金属结构将无法承载高速飞行产生的应力。考虑到未来发动机燃烧室温度将会更高，镍基高温合金将无法满足需求，因此，采用具有良好高温性能的耐高温材料，以及合理的制备工艺是飞行器发动机研制的必由之路。陶瓷基复合材料因其高比强度、高比刚度、低密度、抗氧化性等优点而成为理想的替代材料。其中以SiCf/SiC为代表的陶瓷纤维增韧陶瓷基复合材料的密度为2.5~3.0g/cm3，仅为镍基高温合金的30%左右，但工作温度较高温合金提高了400～500℃,可以满足发动机对高推重比的需求。

 

法国赛峰（Snecma）公司作为航空发动机制造领域最具影响力的企业之一，生产的陶瓷基复合材料喷嘴襟翼在幻影2000的M53-2发动机上首次安装使用[30]，这也是首次在军用领域应用陶瓷基复合材料。这款发动机主要服务于多款空军战机，包括最新的幻影2000-5和2000-9多用途战斗机等。同时，赛峰公司联合欧洲推进公司（SEP）开发出编号为SEPCARBINOX A262的C/SiC复合材料，该材料的制备过程主要采用新型的自愈合技术和多层编织增强材料，以提高陶瓷基复合材料的耐温性能和使用寿命[31]。SEPCARBINOX  A262在完成目标寿命为1000h的耐久性实验后，获得用于M88型号发动机外襟翼的资格，并批量化生产。该材料首次应用在达索阵风的M88-2涡扇发动机上（图2（a））[32]，旨在实现发动机的高推重比、低油耗以及长寿命。赛峰公司在军用发动机领域获得陶瓷基复合材料大量应用经验后，在2000年开始专注于陶瓷基复合材料在商用发动机的使用，并在CFM56发动机中测试了不同的陶瓷基复合材料部件。赛峰公司设计的SiCf/Si-B-C复合材料最终在BR710-715、PW500、RB211等发动机应用，并在CFM56-5C发动机上进行了首次测试，经历过600次循环和200h的发动机运行时间后，证明了SiC/Si-B-C复合材料具备良好的可靠性[32]。

 

1994年，美国国家航空航天局（NASA）在推动先进推进技术的EPM项目中，为实现发动机燃烧室热端部件寿命18000h以及材料温度最高达1649℃的目标，最终选择带有基于氧化物的环境障涂层（environmental barrier coating，EBC）的SiCf/SiC陶瓷基复合材料作为高速民用运输机计划（high speed civil transport，HSCT）发展的首选材料[33]。这一决策标志着NASA对未来高速飞行器关键材料选择方向的肯定，并为后续研究和开发奠定了基础。NASA在1200℃下对带有EBC涂层的SiCf/SiC涡轮叶片进行了超过50h的试验台测试，结果显示与相同条件下的金属叶片相比，陶瓷基复合材料叶片并未发生明显的破坏[34]。GE航空集团在美国拥有一套完整生产体系的陶瓷基复合材料供应链，每年可生产五万多个陶瓷基复合材料涡轮发动机部件。GE航空集团首次开发了一种预浸料和熔融浸渍相结合的制备工艺，可以制造小型且具有复杂特征的SiC/SiC涡轮发动机部件[35]。该制备方法采用熔融浸渍工艺可生产致密性较高的基体，采用预浸料工艺可实现涂层纤维丝的均匀分布。如今，GE航空集团开发的世界上推力最大的飞机发动机GE9X，其发动机热端采用了多个陶瓷基复合材料部件，包括燃烧室内外衬、涡轮外环以及导向叶片（图2（b））[35]。该发动机已列装波音777x机型，燃油效率较GE90提升10%。

 

国内对于陶瓷基复合材料在航空发动机的应用也开展了诸多研究，西北工业大学通过化学气相沉积工艺成功制备高压涡轮双联导向叶片[36]；中国航发航材院采用熔渗工艺完成多种SiCf/SiC涡轮导向叶片的研制工作[37]。石多奇等[38]参照涡扇发动机F119-PW-100低压涡轮级的性能参数，设计出一种陶瓷基复合材料低压涡轮转子叶片，该叶片实心无冷却。仿真结果表明，涡轮叶片在设计工况下的气动性能、强度和振动特性能够满足设计要求，其安全储备系数可达1.8，涡轮盘外载预估减少50%，涡轮效率提高0.98%～1.17%，表明陶瓷基复合材料具有提升先进航空发动机热端部件性能的潜力。罗潇等[39]提出了一种形似蛛网的涡轮叶盘纤维骨架结构，并通过整机实验考核验证了陶瓷基复合材料涡轮叶盘的服役能力，为陶瓷基复合材料在发动机转子件上的应用积累了经验和实验数据。2022年1月，国内研发团队在株洲成功完成搭载陶瓷基复合材料整体涡轮叶盘的首次飞行实验验证，这也是国内陶瓷基复合材料转子首次配装平台的空中飞行实验，结果表明该陶瓷基复合材料涡轮叶盘能够满足发动机的性能需求，也为陶瓷基复合材料在热端部件的研制积累了宝贵的经验[40]。

 

图2

 

2.2 热防护系统

 

美国航天飞机在发射升空和再入大气层过程中，表面不同部位分别承受320～1450℃的高温环境，所以各个部件须采取不同的隔热保护措施，以确保主体结构的温度在可控范围内。在航天飞机的迎风面，由于高速飞行产生的摩擦和气动热，面临着极端的高温环境[41]。为了保护飞行器免受极端温度的侵害，陶瓷隔热瓦的引入解决了这一挑战，其出色的隔热性能成为航天领域的重要突破，这也为后续进行飞行器热防护系统研究奠定了基础。随着高速飞行器的快速发展，更为恶劣的热环境问题随之而来：X-30A机翼前缘的温度预计将达到1926℃;X-33再入温度预计最高为1175℃,防热板预计会受到超过1000℃的高温，头锥部的最高温度预计可达1200℃;X-37B在外形上与美国航天飞机很相似，但其气动外形几何尺寸更小（约是航天飞机的1/4），再入速度高达25马赫，其气动热更为严重[42]。为满足飞行器在高温热环境下能够稳定运行，必须开发能够作为热屏障的新型陶瓷基热防护复合材料。

 

2.2.1 X-37B热防护系统

 

X-37B项目标志着美国在航天领域的又一项里程碑。作为一种技术验证机，X-37B的设计目标是测试并证明高可靠性、可重复使用的无人空间机动飞行器的关键技术。该飞行器的外观和飞行剖面继承了美国航天飞机的设计理念，但在技术上进行创新和改进以适应未来空间探索的需求，其最大飞行速度约为25马赫，图3（a）为X-37B的飞行温度分布[43]。X-37项目作为一项重要的技术验证计划，旨在推动空天探索领域的技术创新。其中，近40项技术验证包括了多个关键领域，其中尤为引人注目的是先进热防护系统。这一领域的创新对于保障飞行器在高温和高速飞行中的安全至关重要。为了实现这一目标，X-37项目采用新型的热结构材料，这些材料具有出色的高温性能和抗氧化特性。同时，项目还应用先进的热防护结构设计技术，以确保飞行器能够有效地应对极端的热环境。这种热防护系统的创新性将为未来飞行器的高速发展提供宝贵的经验和技术支持。

 

X-37B在航天飞机热防护结构的基础上提出了一种新型的耐高温抗氧化陶瓷瓦，其性能超过了传统机翼前缘使用的碳/碳材料。X-37B端头和机翼前缘为高温区，其温度高于1600℃,机头罩采用波音公司可重复使用陶瓷隔热瓦（Boeing reusable insulation，BRI）。机翼前缘采用强化单体纤维抗氧化陶瓷瓦（toughened uni-piece fibrous reinforced oxidization-resistant composite，TUFROC），它是由碳帽和陶瓷隔热瓦片连接组成的一体式结构，同时具备碳材料的耐高温性能以及硅基多孔陶瓷瓦的高效隔热性能。其主要功能通过梯度处理表面、耐火抗氧化陶瓷碳隔热材料以及陶瓷瓦片三个部分组成，可承受1697℃的高温[44]。整个飞行器的热结构方面，针对不同的控制面部位采用了差异化的材料和结构设计。体襟翼结构采用的是C/SiC陶瓷基结构，襟副翼选用C/SiC和C/C陶瓷基结构，而方向舵则采用C/C复合材料，这种多样性的热结构组合保证了整个飞行器在不同环境下都能够保持高效的性能和稳定性。强化单体纤维的隔热瓦（toughened uni-piece fibrous，TUFI）为X-37B的下表面和邻近下表面的部分侧表面提供大面积热防护。背风面和侧表面防/隔热层采用保形可重复使用隔热毡（conformal reusable insulation，CRI），图3（b）给出X-37B的热防护系统[45]。

 

图3

 

与航天飞机相比，X-37B的尺寸更小，因此在体积空间的限制下，其气动控制面如方向升降舵、襟副翼等区域的厚度薄至2.54～12.7cm。在此前提下，金属基或树脂基复合材料组合成的陶瓷瓦或隔热毡难以承受飞行过程中的高温环境，同时考虑到成型厚度尺寸较薄且材料加工难度较大，必须选用新的材料体系。因此，X-37B控制面的各构件在采用碳基复合材料的同时，还开展了大量的C/SiC复合材料的结构研制。X-37B的升降方向舵的主要材料为C/C复合材料（advanced carbon-carbon，ACC），由碳纤维多次浸渍裂解形成C/C增强材料，后通过反应在材料中渗入一层SiC层制成[46]。X-37B的体襟翼和襟副翼采用C/SiC复合材料，其中的基体为SiC，纤维则采用T-300级别的碳纤维。该材料经过化学气相渗透的方式进一步致密化，随后在表面覆盖以SiC为基体的环境障涂层[47]，以应对X-37B飞行速度在25马赫下的严酷热环境。

 

2.2.2 IXV热防护系统

 

欧洲空间局IXV项目的目的是验证升力体飞行器进行高超声速无动力机动再入飞行方面的能力，该项目不仅旨在提高对高超声速飞行的理解，还致力于发展和测试关键技术和系统，以满足未来地球低轨道自主控制返回任务的需求。IXV热防护系统由3个主要部分组成，即陶瓷基复合材料外壳、隔热材料和连接系统。烧蚀式隔热系统作为IXV的一部分，承担了从地面直至大气层再入和下降状态热环境条件下的结构保护，该系统主要用到两种材料：具有高效隔热性能的软木基材料以及硅基材料，以保护天线和电子设备保证天地通信正常。热防护系统的外壳由C/SiC陶瓷基复合材料构成，迎风面面板由一体编织成型的筋和支架的薄外壳组成，鼻锥采用带有一体编织成型的筋和支架的单块C/SiC部件，每块面板和鼻锥均装配隔热材料。C/SiC陶瓷瓦板组件由38个中等瓦板、1个大瓦板和肩部区域前缘类型的22个瓦板组成，可以在组件排列方面进行局部调整，图4（a）给出IXV的热防护系统[48]。

 

IXV迎风面的TPS组装概念示意图如图4（b）[49]所示，外层由刚性高度耐火的C/SiC材料制成的陶瓷基复合材料面板，为飞行器的空气动力器外壳，用于抵抗外部等离子气流引起的极高温度[49]。陶瓷基复合材料面板通过半灵活的金属接头组装到飞行器的内部冷结构上，由内部结构提供支撑和承载。在陶瓷基复合材料面板和冷承载结构中间安装轻质的隔热材料，以阻止外部高温侵入飞行器结构内部造成高温损害同时实现TPS结构轻量化设计的目的。基于材料的最高运行温度以及隔热效率，接近外表面的外部隔热层以及接近冷结构的内部隔热层分别采用氧化铝毡和二氧化硅气凝胶，这些隔热材料被封装在轻质聚酰亚胺薄膜中，以防止灰尘释放。相邻的陶瓷基复合材料面板之间还填充了由氧化铝纤维制成的摩擦密封材料，以防止热气体通过面板之间的间隙渗透到冷结构中。连接面板和内部结构的接头由金属制成，通过调整接头的刚度以限制高温下面板热膨胀产生的热应力，同时承受再入载荷。金属接头都配备有隔热陶瓷垫圈，作为热屏障进一步降低热量的传导。

 

IXV鼻锥装配设计思路与迎风面类似，但是鼻锥的外壳是一体成型的C/SiC复合材料蒙皮，通过16个特殊设计的金属接头连接在金属圆顶上，如图4（c）[49]所示。这些金属接头通过特殊的弧形设计，可以适应鼻锥蒙皮在高温下产生的热膨胀，同时承受外部载荷。为了保护冷承载结构免受外部高温的侵害，蒙皮和金属圆顶之间安装了120mm总厚度的氧化铝毡以及二氧化硅气凝胶组成的隔热层，金属圆顶的作用是为隔热层提供结构支撑。这些结构都连接在一个金属附件环上，通过支架安装在鼻锥结构的舱壁上。

 

图4

 

2.3 轻量化结构

 

结构的轻量化一直以来是飞行器设计和制造者的永恒追求，而飞行器中材料和构型的设计很大

 

程度上取决于所处位置的最高温度，如图5（a）所示[50]。具备轻质高强的耐高温陶瓷基复合材料为实现轻量化及热防护需求提供强力保障，同时一体化热防护结构是将轻质承载结构与防隔热材料进行整体设计，这种结构大大减轻飞行器的质量并有效提高热防护能力[3]。夹芯结构具有高比强度、高比刚度以及优秀能量吸收等特点，通过设计开孔和排布方式进而填充防隔热材料，可以有效实现承载和热防护的功能一体化。夹芯结构是由上下面板及中间芯层组成，根据芯层种类可以分为点阵夹芯结构、波纹夹芯结构和格栅夹芯结构等，如图5（b）～（d）所示[51-53]。

 

图5

 

制备陶瓷基复合材料夹芯结构的流程主要包括两个步骤：选择合适的陶瓷基体与增强纤维制备出复合材料预制体，然后经过炭化和陶瓷化后获得陶瓷基复合材料夹芯结构。Shi等[51]采用液相渗硅工艺制备出C/C-SiC复合材料格栅结构，在1650℃下实现C/C夹层的硅化。Li等[52]采用前驱体浸渍热解法和热压成型制备C/SiC复合材料波纹夹芯结构，建立C/SiC复合材料波纹夹芯板的等效导热系数预测方法。Wei等[53]研制出可在1600℃下使用的C/SiC金字塔型点阵夹芯结构，系统评估了陶瓷基点阵结构在高温下的力学性能。基于陶瓷基复合材料夹芯结构的力学响应机制及传热原理，众多科研工作者开始探索一体化防隔热结构的设计，如图6所示[54-56]。Wei等[54]制备了波纹、金字塔型及改进金字塔型3种含有隔热材料的新型热防护结构，并在典型的气动热和气动压力下确定出可满足力热耦合环境的结构尺寸。Xu等[56]创新性地提出一种多层点阵热防护结构设计方法，上中下层面板均采用C/SiC陶瓷基复合材料面板，上层芯和下层钛合金晶格芯均填充隔热玻璃棉，研究发现这种新型热防护结构具有优异的轻质承载和防隔热性能。陶瓷基复合材料轻量化结构给载荷识别与测量带来了一定挑战，需要充分考虑面板，芯子对外部力热载荷分布的影响。陈强等[57]提出一种改进共轭梯度法的时变热流载荷反演方法，通过对一体化热防护结构进行数值模拟仿真分析各影响因素对反演精度和效率的影响。结果表明在提高反演精度的同时计算效率也有所提高，为热防护结构空间热流载荷的计算提供了指导。

 

图6

 

当前，基于陶瓷基复合材料的大型复杂构件的制备依然是工程领域所面临的巨大挑战之一，发展先进制造技术成为未来的热点研究方向。自动化制造领域的探索涵盖机器人辅助制造和数字化制造等技术，这些技术的应用旨在提升陶瓷基复合材料结构的制造效率，并在制造过程中降低其复杂性。同时，引入3D打印技术则为灵活设计和制造提供了新的途径，通过逐层堆叠陶瓷基复合材料，实现构型制备的灵活性[58]。

 

除此之外，陶瓷基复合材料轻量化结构在实际应用中将面对多场耦合环境的严峻考验，这使得对其响应机制和失效机理的深入研究成为当务之急的重要工作。在多场耦合环境的模拟方面，实验室和数值模拟相结合成为研究的重要手段，以真实模拟高温、高应力、腐蚀等复杂工作条件。而通过多尺度建模方法[59-62]，研究者能够更全面地了解结构从宏观到微观的层面上的响应机制，为结构的设计和性能优化提供更为精准的理论基础。另一方面，失效机理的研究成为确保陶瓷基复合材料轻量化结构在实际应用中可靠性的关键所在[63-65]。通过深入分析裂纹的产生和扩展机理，研究者能够制定预防性的维护策略。同时，对结构在多次加载和卸载循环中的疲劳性能进行研究，将为结构的持久性提供有力的支持。综合考虑先进制造手段、多场耦合环境以及材料失效机理，将有效提高陶瓷基复合材料轻量化结构在实际应用中的可行性和性能表现。这一系列的研究将在航空航天、高温工程等领域为陶瓷基复合材料的应用奠定坚实的基础。

 

3、 陶瓷基复合材料结构设计实验验证

 

在面向飞行器的设计与评估需求中，进行各类地面热结构实验是确保陶瓷基复合材料结构能够满足服役要求的至关重要的一环。热结构实验的目标是全面评估实验对象在复杂高温环境下的热力学特性，包括多个关键方面。首先，实验在具有一定空间和时间分布特征的高温热环境中进行，旨在考核实验对象的热防护性能，包括对其防热和隔热等关键特性的评估。在真实且具有挑战性的热环境中进行测试，能够更全面地了解实验对象在高温条件下的表现。考虑到飞行器可能面临的多样化载荷形式，实验需要在热环境工况下同时施加静态和动态等力载荷形式，热强度实验有助于评估实验对象的静强度、刚度等关键特性，确保其能够在实际操作中稳健地承受各种力的作用，从而提高整体性能。鉴于载荷特征和服役环境的复杂性，热疲劳和热冲击实验被引入，以更全面地评估陶瓷基复合材料的性能。热疲劳实验旨在测试实验对象在长时间高温环境下的稳定性，而热冲击实验则侧重于极端温度变化条件下的可靠性。这两种实验方法有效地模拟了飞行器在实际使用中可能面临的极端热力环境，为材料的可靠性提供有力的验证。此外，地面实验还包括力、热、振动、噪声等多种耦合环境，以更真实地模拟飞行器的实际服役环境。在多场耦合环境中进行综合实验，能够为陶瓷基复合材料的结构设计提供更全面、可靠的性能数据，确保其在各种极端条件下能够安全可靠地运行。

 

3.1 热防护实验

 

热防护实验主要是考核基于陶瓷基复合材料的热防护系统中，陶瓷基面板的耐热能力以及系统整体的隔热能力。通过对热防护系统构件施加具有一定特征的热载荷环境，记录其在实验过程中的温度响应、形貌变化等。其核心在于对实验构件表面进行热流加热，目前常用的加热方式有石英灯/石墨辐射加热、电弧射流加热、激光加热等[2，66-68]。其中石英灯/石墨辐射加热相比其他加热方式具有热惯性小、易控制、成本低且易加工等优点，在热防护实验中得到广泛的应用。激光加热具有加热精度高、加热速率快等优势，能够短时间内实现局部加热并提供很高的能量密度，主要应用于材料切割、表面改性等方面。针对较大尺寸的实验对象，可采用电弧射流加热方式，该加热方式可模拟高速飞行器受高温气体压缩时的气动加热过程，其最高可提供50MW/m2以上的热流。同时，热防护实验要考虑氧含量的影响，高温环境下碳化硅材料会发生氧化反应，氧分压含量的高低决定了碳化硅材料的氧化方式。Nasiri等[69]通过在1400℃的空气环境中对材料进行长时间的暴露实验，观察并分析氧化行为的动力学特征。结果显示氧化反应并非线性进行，而呈现出抛物线规律。

 

3.2 热强度实验

 

热强度实验主要是考核陶瓷基复合材料结构在力/热联合载荷共同作用下的强度特性。热强度实验实施方法是在实验对象表面实施多区域的静压载荷和温度载荷，而在对试件进行加热的同时施加面压载荷来模拟气动压力是较为困难的。通常实验方法是通过分析实验对象的受力特征和传力路径，将面压载荷等效为若干点的集中力施加。飞行器实际飞行过程中，气动压力大小和温度的高低及其分布都随着时间而变化，地面实验为等效模拟真实工况，需将构件表面划分不同区域。利用控制系统对每个区域施加不同的加热速率及载荷值，并实时采集数据，以此观察和研究陶瓷基复合材料构件在力/热环境中的力学性能及抵抗破坏的能力。侯红宇等[70]探究了飞行器典型分离结构（整流罩）在力热载荷环境下的动力学响应以及强度可靠性，结果表明高温条件会显著影响结构分离过程中的转动角度，其系统可靠性会随着热载荷的升高而降低。杨峰等[71]提出了一种飞机发动机外涵机匣静热强度考核实验方法，实现了高温环境下机械载荷与气流压力载荷同时作用外涵机匣的强度考核。

 

3.3 热疲劳实验

 

为验证陶瓷基复合材料热结构的可重复使用特性，需要开展热疲劳实验验证。热疲劳实验按照载荷施加条件分为三种类型：热载荷单独交变作用下的疲劳实验、高温疲劳实验（热载荷恒定但力载交变）、热-机械疲劳实验（热力载荷均交变）。陶瓷基复合材料的热疲劳特性对于构件设计及其寿命预测具有重要的指导意义。美国空军某项目针对纤维增强复合材料进行一系列疲劳测试：低高周疲劳、拉伸蠕变等测试[72]。Ruggles-Wrenn等[73-74]在1200℃环境下测试了不同频率SiCf/SiC复合材料疲劳特性，实验表明随着频率的增加材料的疲劳极限和疲劳寿命均下降，且水蒸气对材料的疲劳性能影响显著。周亚东等[75]对C/SiC加筋壁板类结构进行了声压载荷下的振动疲劳仿真研究，结果表明C/SiC的疲劳寿命曲线对振动频率具有很强的依赖性。刘鑫等[76]的研究为深入理解2D编织SiCf/SiC陶瓷基复合材料在实际工作条件下的热疲劳行为提供了重要的实验数据。通过采用高频电磁感应加热金属传热结构和金属热辐射加热陶瓷基复合材料试件的独特组合方式，建立了更贴近实际工作环境的热疲劳实验系统，这也为陶瓷基复合材料的可重复使用性能的评估提供了有效的实验手段。

 

3.4 热冲击实验

 

飞行器在飞行过程中速度会发生急剧变化，陶瓷基复合材料结构所处的气动力热环境也发生着剧烈的变化，诱发的热应力冲击会对复合材料结构造成一定的损伤甚至破坏，因此通过热冲击实验可以有效评价陶瓷基复合材料结构在恶劣飞行工况下的可靠性。常用的热冲击实验方法有水淬实验、高低温循环实验等。Salekeen等[77]研究了水淬温差和循环次数对复合材料冲击损伤的影响，实验表明随着水淬温差的增大和循环次数的增加复合材料的损伤加剧，材料性能退化。考虑到动态载荷下复合材料的应变率效应，Yu等[78]研究了C/SiC复合材料在动态拉伸载荷下的屈服行为。通过实验获得复合材料在2×10−5s−1至99.4s−1应变率范围内的拉伸性能，并建立了相应的应变率屈服准则。飞机强度所开展的高超声速导弹陶瓷天线罩急速升温热冲击实验采用的是石英灯辐射加热装置，其最高升温速率可达200℃/s[79]。

 

3.5 多场耦合实验

 

飞行器在飞行过程中结构表面处于复杂多场耦合环境中，易诱发热结构的防隔热性能、强度与疲劳失效。进行多场耦合环境下的地面结构实验能够更好地模拟陶瓷基复合材料结构的真实物理状态，建立完整的陶瓷基复合材料评估准则。典型的多场耦合实验有热/力/振耦合实验、热/力/噪耦合实验、热/振/噪耦合以及热/力/振/噪四场耦合实验等。张黎等[80]在热振联合实验基础上进行静力加载技术的研究，设计具有静力加载系统的力热振联合实验平台，并成功应用于大型力热振联合实验任务。NASA兰利研究中心具备可达175dB声压级和上千摄氏度高温的热/力/噪联合实验平台，已用于评估X-37系列型号中C/SiC翼舵结构在热噪耦合作用下的结构强度性能[81]。国内以飞机强度所为代表的单位相继开展了多场耦合环境下实验设备的开发与应用，能够针对金属/复合材料元件及构件开展0.8kN/1250℃/18t/166dB多场载荷条件的施加，对于1650℃以上的超高温环境，目前的高温传感器无法较好地测量出相应的高温应变等关键参数，是今后仍需大力攻克的一个难题[79，82]。

 

总 结

 

针对陶瓷基复合材料，首先介绍了飞行器中常见陶瓷基复合材料的基本性能及制备方法，并给出了陶瓷基复合材料的选取原则；然后介绍了陶瓷基复合材料在飞行器中的典型应用；最后阐述了陶瓷基复合材料结构的服役性能评估方法，以及相关实验系统的研究进展。针对陶瓷基复合材料，在“选、用、评”三个方面仍存在一些难题亟须解决。对于材料选择方面，陶瓷基复合材料在飞行器中的选用受到制备方法创新的驱动，结构设计及连接技术的挑战需突破。同时，近服役工况下的性能评价需要借助原位表征技术的发展，以全面了解其在实际使用中的性能演化。

 

（1）陶瓷基复合材料结构的高性能需求与制备方法

 

随着我国航空航天技术的高速发展，新型装备对陶瓷基复合材料结构的性能提出更高的要求。陶瓷基复合材料作为飞行器热结构的基本原材料，其耐高温性能、抗氧化性能的研究备受关注。目前，通过创新的材料设计与制备方法，陶瓷基复合材料已经实现从1800℃到2600℃的技术飞跃。随着未来飞行器的马赫数增加，以及可重复使用功能的提出，陶瓷基复合材料的耐温等级、服役时长会进一步提高，此时对陶瓷基复合材料耐温能力、热疲劳性能等提出更高的要求。针对所面临的新挑战，原有的制备工艺需要进行大幅改进。传统的针对某一工艺参数进行改进的研究方式周期长，效果不佳。然而伴随着计算机、人工智能技术的发展，基于材料制备原理，辅以计算机技术实现陶瓷基复合材料的可控最优制备，将会是改进材料制备工艺，获高性能陶瓷基复合材料的重要途径之一。

 

因此，发展先进的陶瓷基复合材料的新设计理论和新设计方法，将是下一阶段面临的重大挑战。

 

（2）陶瓷基复合材料在飞行器结构中的设计与应用

 

由于其优异的轻质、高强、耐高温的优势，陶瓷基复合材料作为一种战略性关键材料，在飞行器结构、动力系统中被广泛应用。但是受限于大型陶瓷基复合材料结构一体成型制备工艺尚不成熟，各部件之间必须采用机械连接的方式进行装配。在极端多物理场环境中，热结构连接部件的刚度匹配，连接可靠性，疲劳失效等问题却成为制约飞行器发展的技术瓶颈，发展高可靠、长寿命的陶瓷基复合材料结构连接技术，是充分利用陶瓷基复合材料的重要环节之一。同时，随着陶瓷基复合材料制备工艺技术的提升，一体化的陶瓷基复合材料结构设计方案必然是未来飞行器的首选，尽可能地消除连接所带来的不确定性，提升飞行器结构的可靠性。因此，发展先进的陶瓷基复合材料连接技术，以及陶瓷基复合材料结构整体设计方案是未来需要解决的两大重点问题。

 

（3）近服役工况下的陶瓷基复合材料热结构性能评价和原位表征

 

基于陶瓷基复合材料所制备的热结构服役环境极端恶劣，包含热/力/振/噪多物理场耦合作用，而陶瓷基复合材料在高温环境下内部会产生明显热应力和热变形，在强振动、高噪声载荷的叠加作用下，材料内部组分材料、微观结构会发生性能的显著退化，从而影响陶瓷基复合材料结构的服役性能。研究人员在对所设计的结构进行地面考核验证时，考虑的载荷因素还不够全面，目前国内仅个别单位可以实现近服役工况的地面实验模拟。更重要的是，由于多物理场耦合测试环境复杂，现阶段大多采用离线表征技术，无法做到原位检测，这样所测得结果无法表征陶瓷基复合材料结构在实际服役工况中的真实响应。因此，亟待发展陶瓷基复合材料结构在多物理场耦合作用下的原位表征技术，在线获得材料在使役环境下的结构性能演化行为，为陶瓷基复合材料结构的设计提供可靠的设计依据。

 

参考文献