搜索在航空航天領(lǐng)域，沒有容易的解決途徑（先進結(jié)構(gòu)陶瓷篇）
2016-12-12 by:CAE仿真在線 來源:互聯(lián)網(wǎng)
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)動機的金屬、陶瓷等組件需要承受復(fù)雜的負載機制、高溫及苛刻的化學(xué)環(huán)境。先進材料在這一領(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,沒有容易的解決當前問題的途徑。Nature Materials官網(wǎng)最近聚焦航空航天材料,邀請了加州大學(xué)圣巴巴拉校區(qū)的Tresa M. Pollock、布朗大學(xué)Nitin p Padture以及羅羅公司高級工程師等眾多學(xué)者大牛撰文評述該領(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 渦輪機結(jié)構(gòu)示意圖
更高效、強大的航天器和發(fā)動機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)、熱保護系統(tǒng)(TPSs)等都提出了更高的要求。同時,各種因素綜合起來又會增加更多的考量,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,可顯著減重、提高燃油效率、延長使用壽命,且廢氣清潔、允許更靈活的設(shè)計,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),以及先進陶瓷(作為飛機或者火箭發(fā)動機的高溫結(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一步攻克。
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)動機高溫部位的金屬(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)動機可以在高溫合金熔點以上的溫度工作。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。
圖1 a(左):幾種發(fā)動機材料的溫度性能發(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):入氣口溫度隨燃氣渦輪發(fā)動機比動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制,從而使涂層的機械強度更高。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TBCs的表面溫度高于1200℃時,發(fā)動機從大氣中吸入雜質(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獨特的鐵彈增韌機制。為了克服這個問題,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、堅韌的7YSZ埋在相對較冷的、容易出現(xiàn)故障的TBC/金屬界面。然而,當CMAS存在時,故障位置會發(fā)生轉(zhuǎn)移。此外,在發(fā)動機經(jīng)歷熱偏移時,大量無處不在的異質(zhì)界面會造成失效缺陷。另一種正在研究的方法是單層TBC,但存在著多個階段,每一個階段執(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。用作飛機推進和陸基發(fā)電的燃氣渦輪發(fā)動機有著不同的要求和程序,兩種類型的發(fā)動機在TBCs發(fā)展方面有一些協(xié)作。
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)運而生,近年來頗受主流發(fā)動機制造商的投資青睞,目前已經(jīng)有部分CMC組件成功用于發(fā)動機承溫區(qū)域(尤其是軍用發(fā)動機,CMC應(yīng)用已久),包括密封片調(diào)節(jié)片等。
圖2 幾種材料的高溫機械性質(zhì)。a(左)圖為材料的比快速破裂強度與溫度的函數(shù)關(guān)系;b(右)為500小時后的破裂強度與溫度的關(guān)系。
對CMCs的研究活躍于20世紀80年代后期和90年代,但由于復(fù)雜的加工問題、較低的實際性能、過高的成本等,逐漸有衰退之勢。不過對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)動機預(yù)期今年后半年就可以實現(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,CMCs有一定的耐損傷、抵抗裂紋擴展的能力。典型的CMCs有SiC纖維增強SiC陶瓷基體(SiCf/SiC)和碳纖維可用來增強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,基體裂紋擴展時,會導(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)動機等方面的應(yīng)用。氧化物類CMCs可抵抗氧化,但是強度較低(圖2a)、不耐蠕變(圖2b),一般只用于排氣攪拌機等低苛刻環(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)計算、陶瓷、機械于一體,是CMCs領(lǐng)域的一種新型范例,在噴氣渦輪發(fā)動機以及高超音速、火箭發(fā)動機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)、每一位點的性能參數(shù)或者功能需求(機械/熱應(yīng)力、熱傳導(dǎo)、蒸騰作用等),通過ICTSs就可計算設(shè)計得到一個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)的拓撲考量和具體性質(zhì)(物理、熱、機械等)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)動機其它部分及附加冷卻機制一同提供附屬結(jié)構(gòu)。完成設(shè)計的下一步,在紡織織機上用纖維牽引進行預(yù)制品編織。然后沉積界面層預(yù)制體,進行強化使其能夠承受后面苛刻的加工過程。ICTSs高效化的設(shè)計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在長度范圍成分不均勻,可能出現(xiàn)各種疊加的失效機制,因此需要深入了解整體的性質(zhì),以及有效的實驗?zāi)Ｐ蛠眍A(yù)測ICTSs在實際發(fā)動機環(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,改進陶瓷加工工藝,以更簡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。
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。最初,EBCs主要針對CMCs,使其可以在相對較低的溫度下工作;而TBCs(熱障涂層)是出于不受影響而設(shè)計,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試中(圖3e、3f)。T/EBC一般為多層結(jié)構(gòu)(這個跟上面部分是不是有點重復(fù)),Si是一種合適的粘結(jié)層材料,不過在1414℃會熔化。因此,需要開發(fā)更高熔點的硅基粘結(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會變得更加復(fù)雜(多層、多相)。結(jié)合ICTSs,復(fù)雜的物理、機械基礎(chǔ),也需要合適的實驗驗證模型來預(yù)測這些復(fù)雜涂層在實際發(fā)動機環(huán)境下的演變行為,來指導(dǎo)設(shè)計更加可靠的涂層。涂層的選擇材料主要根據(jù)經(jīng)驗或者啟發(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驗論證。另外,盡管在TBCs制造和加工方面已經(jīng)取得巨大進步,一定程度上對T/EBCs來說,還需要更多的過程控制和熟練性才能實現(xiàn)未來更加復(fù)雜的TBCs和T/EBC結(jié)構(gòu)。
圖4 高超音速工具和材料性質(zhì)。a) 計算流體動力學(xué)仿真現(xiàn)實表面熱傳輸(紅色,溫度最高;藍色,溫度最低)和流-場等高線。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、運輸、空間通路等)。沖壓式噴氣發(fā)動機和超音速燃燒沖壓噴氣發(fā)動機的吸氣發(fā)動機用于推進高超音速飛機,是運載工具機身的組成部分(圖4a)。渦輪發(fā)動機速度不高但比推力大,火箭發(fā)動機高速但比推力小,而高超音速發(fā)動機很好地結(jié)合了兩者的優(yōu)勢。運載工具的動能和前體將氣體高速輸送到超音速燃燒沖壓噴氣發(fā)動機,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)動機尖端邊緣和主機身等許多部位的溫度高達2000℃,但由于空氣動力學(xué)外形的限制,主動或者半-被動的冷卻手段都不太實際。此外不可避免的極端熱梯度使設(shè)計更具挑戰(zhàn)性。
值得提出的是,由于熱氣流傳輸?shù)膯栴},超音速發(fā)動機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)動機,對于高超音速飛行(>1h)、重復(fù)利用的發(fā)動機,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?；蛘逽iC纖維進行增強,但增強物的引入又會弱化其他性質(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、強度、韌性、抗表面催化、氧化等方面同時得到提高的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)相當大的區(qū)域,高比強度材料也是需要的。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CMCs在這里不適用,因為涂層表面會極端過熱,還需要開發(fā)新的涂層體系和材料。
對于遠離前緣的主要結(jié)構(gòu),可以采用CMCs外層作為TPSs(熱保護系統(tǒng)),外部再涂覆陶瓷涂層進行溫度擴散,涂層需要在全厚度方向絕緣,但同時具有高的熱導(dǎo)率,便于傳熱冷卻。要滿足以上要求,在涂層設(shè)計方式和加工工藝方面還需要不斷改進。
圖5 中空結(jié)構(gòu)CMCs制造的火箭噴嘴組件。
火箭發(fā)動機中的自由熱氣流溫度可達到3300℃,目前能可重復(fù)利用的火箭發(fā)動機部件(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行冷卻。然而,目前對發(fā)動機的推重比要求越來越高,需求也在不斷增長,CMCs是一個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)動機噴嘴。在這種環(huán)境下,ICTSs由于可以對充分致密的3D C/SiC CMC導(dǎo)管進行排列(圖5c),在制造更輕火箭發(fā)動機方面擁有很大優(yōu)勢。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已在實驗室測試成功,不過ICTS基的火箭發(fā)動機仍處于試驗中。改良的加工工藝、表征手段、測試、?；芰Χ夹枰岣?也需要更高的熱強度、抗基體破裂性、熱導(dǎo)率以及承溫能力的新型復(fù)合材料,來擴展設(shè)計空間, ICTS基火箭發(fā)動機才可能早日投入飛行使用。
材料仍然是實現(xiàn)航天夢的最大瓶頸,不過也為新材料出現(xiàn)、設(shè)計和制造創(chuàng)新帶來了機遇。在實現(xiàn)航空設(shè)想上,先進結(jié)構(gòu)陶瓷無疑扮演了一個重要的角色。而大多數(shù)情況下,直接用CMC代替目前的推進系統(tǒng)中的金屬組件并不能充分利用先進陶瓷的潛能。
因此,以下幾點需要做考慮:第一,對整體系統(tǒng)重新設(shè)計是很有必要,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,進行分層結(jié)構(gòu)的組分設(shè)計,增加多重長度范圍內(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,目前大量的實際發(fā)動機環(huán)境下的成分標準測試花費巨大,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(長度/時間)物理和機械行為模型;第六,就需要進行復(fù)雜的非原位、原位及現(xiàn)場原位的多尺度表征,組分陶瓷、整體及部件的典型多尺度測試,以便驗證上述模型。
不過,目前缺少可替代的對特定成分標準的實驗論證,能夠使系統(tǒng)設(shè)計人員充分了解先進結(jié)構(gòu)陶瓷工作中的各項性能,以及帶來一種文化的轉(zhuǎn)變。以上這種集成的設(shè)計——?；囼灐圃旆椒?橫跨陶瓷——整體——組件——系統(tǒng)四個層級,融合了材料整合計算工程、材料基因組計劃范式。先進結(jié)構(gòu)陶瓷正在一步步重塑航天(航空)動力的未來,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。
本文主要譯自Nature Materials官網(wǎng)7月22號聚焦航空航天材料的一期議題。
文獻鏈接:Advanced structural ceramics in aerospace propulsion(Nat. Mater., 2016, DOI: 10.1038/nmat4687)
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