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❤❤❤恭贺新春！祝各位喜乐安康！步步高升！ 正文节选自《中国高超声速航空发动机2035发展战略》, 科学出版社, 2023年8月.
▶高超声速航空发动机的工作空域、速域范围宽且须具备长时间、可重复使用的能力，具有较高的推力重量比，这对发动机结构与热防护技术提出了很高的要求，需要发展轻质耐高温材料。 纤维增韧陶瓷基复合材料融合了纤维和陶瓷基体的优异性能，其替代高温金属应用于高超声速的耐高温热防护领域的趋势已日渐明显。当前制约该材料应用的根本问题是材料耐温性不足，而其制备成本和周期亦是关键问题，应主要从原料、工艺方法、装备等复合材料涉及的方面投入资源进行解决。 碳纤维是当前以及未来可预见的时间内高温性能最好的纤维，在2000℃及以上温度范围内的应用无可替代。近些年，随着国产碳纤维技术水平的进步，国内的高性能碳纤维受制于人的状况得到了极大改善。但在纤维预制体方面存在较大的技术难题和供应短板：一方面，复杂结构的预制体成形困难，须进一步发展针刺、缝合乃至编织技术进行解决；另一方面，预制体的生产效率与供应保障能力是制约当前国内复合材料行业发展的因素之一。 组成陶瓷基复合材料的基体主要有C、B、SiC 以及Zr、Ta、Hf元素的碳化物、硼化物等超高温组分，陶瓷基体的引入不仅涉及各类陶瓷前驱体原料，亦与致密工艺和装备密切相关。致密工艺主要有化学气相沉积（chemical vapor deposition，CVD）、先驱体浸渍裂解（precursor infiltration pyrolysis，PIP）、反应熔渗（reactive melt infiltration，RMI），以及无压烧结、热压烧结等。其中，无压烧结和热压烧结方法虽可成形高质量的陶瓷基复合材料，但受当前装备与工艺因素的制约，仅能进行较小尺寸、结构相对简单的构件成形。CVD、PIP、RMI工艺是当前主要的工艺方法，三者均有各自的优点，也都存在相应缺点。CVD工艺采用易挥发的有机硅类前驱体进行气相热解沉积，对纤维损伤小，力学性能优异，但工艺效率低、成本高、制品表面致密性效果好，内部容易存在较多孔隙，耐烧蚀性能不足；PIP工艺采用有机陶瓷前驱体进行真空浸渍、裂解，易于均匀引入多元Zr、Hf、Ta等高温陶瓷组分，并且制品力学性能好，但存在工艺效率低、成本高、制品孔隙率高、热导率低问题；RMI工艺的效率高、成本低、制品孔隙率低，但是熔渗工艺过程容易对纤维造成损伤，制品的力学性能较低。 陶瓷基复合材料热防护烧蚀过程须进行表面涂层，表面涂层既可防止纤维发生氧化，又可阻止烧蚀气氛进入构件内部。孔隙率高的陶瓷基复合材料高度依赖表面涂层进行热防护，附着于高孔隙率基体上的涂层不耐粒子冲击，一旦涂层因氧化或粒子冲击发生破损，将导致构件发生剧烈烧蚀。孔隙率低的复合材料热导率高，耐粒子冲刷性能优异，基体与涂层的结合更好，即使涂层发生损坏，致密的基体亦可发挥烧蚀阻滞作用，热防护效果更好，不会发生漏气和飘虚火现象。热导率高的材料可更好地将气动、燃烧产生的热量均匀传导并耗散，不易发生局部过热，降低热防护系统的热载荷。在承力变形方面，孔隙率高的陶瓷基复合材料刚度低，在加工、震动等过程中容易发生变形，异形、薄壁结构的变形更难控制；孔隙率低的陶瓷基复合材料刚度高，不易发生变形，有利于制造异形、薄壁热防护结构。 一、轻质材料制造与结构强度一体化机理 轻合金、复合材料等的进步为发动机结构的更新换代做出了重要贡献，增材制造的发展又为材料制造和结构形式的改进提供了重要手段。高超声速航空发动机对材料的比强度、比刚度和耐损伤性能等提出了更高要求，基于静强度、疲劳和损伤设计理论的材料制造与结构强度一体化设计尤为重要，材料须具备轻质、高强的能力，制造须实现几何尺寸精确可控的一体化整体成形，以保证服役于苛刻环境的高性能构件既具有超高且可控的综合力学性能，又具备复杂的整体结构。因此，对于材料制造、整体成形与结构强度可靠性一体化机理的深入研究是发展高超声速航空发动机结构轻质化的核心理论基础，有助于解决传统高性能材料面临制备与成形分离、流程长、灵活度低等技术瓶颈问题。 二、轻质高强结构损伤失效模式与机理 高超声速航空发动机对低密度、高力学性能的轻质高强结构材料的需求异常迫切，同时新型发动机承受着高温、高压、热冲击、复杂流动介质冲蚀和激振带来的力、热、流体耦合作用，极易引起结构疲劳、损伤、蠕变等多种失效形式。因此，有必要在极端环境与多场耦合条件下对轻质高强结构的损伤失效模式与机理进行研究，通过建立耦合损伤的轻质高强结构材料的宏微观统一本构模型，探究高超声速航空发动机轻质高强结构的损伤失效模式、失效机理与演化规律，最终发展适用于轻质高强结构的损伤失效评价理论与预测方法。 三、轻质高温材料变形及疲劳特性 当高超声速航空发动机在高马赫数下飞行时面临突出的热载荷问题。轻质高温材料在高温复杂载荷下的变形和疲劳特性，是进行结构分析和疲劳寿命预测的基础。良好的材料变形和疲劳特性的表征，可用于轻质高温材料结构应力应变的精准分析，结合高超声速航空发动机的循环载荷特征，进而更准确地预测轻质高温材料的疲劳寿命特性。通过突破轻质高温材料制造技术、复杂变形行为分析技术、疲劳特性预测技术，最终保证高超声速航空发动机可长时间重复使用。 四、耐热高性能合金强韧化机理 为达到高超声速航空发动机在高温环境下可靠运行的目的，零部件将大量使用高温合金制造，以此保证发动机在高温环境下工作时的安全性和各项性能达标，所以高超声速航空发动机对超高温结构材料的需求非常迫切，实现高性能合金的高温强度和低温塑性良好匹配对TiAl 基合金、难熔合金和单晶合金等新型高性能合金强韧化的发展具有重要意义。为改善高性能高温合金综合力学性能，需采用固溶强化、析出相强化、细晶强韧化以及形变强化等方法，从成分调整、组织形态控制和工艺优化等方面强化高性能合金，结合机械合金化+热压或热等静压等工艺制备高强高韧合金，为高超声速航空发动机研制高比强、耐高温、满足耐久性和损伤容限设计要求的高性能高温结构零件提供关键材料。为此，对新型高性能合金的先进制备技术、多组元设计、成分优化、组织调控、变形行为、高温抗氧化以及强韧化机理等基础性问题开展进一步系统且深入的研究是非常必要的。 五、高温轴承摩擦、磨损及失效机理 由于高超声速航空发动机处于高温热环境中，其内部使用的轴承不仅需要满足高速的要求，而且需要适应高温等苛刻工况。针对钢制轴承、陶瓷轴承及混合轴承等高温轴承，润滑是确保高温轴承可靠工作的必要条件，冷却则是延长轴承寿命和提高轴承可靠性的重要手段，为此须综合考虑高温轴承部件的材料、结构参数及运转状况等一系列因素，分析高温轴承运行时的摩擦生热量，建立轴承换热量与润滑油冷却油量的热平衡方程，揭示高温载荷对轴承承载能力及润滑性能的影响机制。另外，高温轴承失效的影响因素很复杂，尤其在轴承表面受到交变应力的作用时容易发生接触疲劳失效，所以有必要研究不同结构参数和载荷参数对高温轴承力学特性的影响，阐明热变形方式和变形量对高温轴承摩擦、磨损及疲劳失效的作用规律，提高轴承的表面硬度、耐磨性、极限承载能力和使用寿命。 六、结构系统动力特性 随着高超声速航空发动机结构负荷的增加和减重要求的提高，其结构和振动特性更加复杂。在静子与转子系统耦合振动问题突出的发动机整机结构系统设计中，一是要根据结构所承受的载荷对其强度进行评估，使其满足静强度、动强度的设计要求；二是要对结构力学特性进行评估，使其具有最优的力学性能。影响整机结构系统力学特性的因素是多方面的，包括转子结构特征、支承结构特征和连接结构特征。对于整机结构系统动力学设计，除了分析转子系统的临界转速、振型、稳态响应、瞬态响应外，还应基于整机结构系统开展整机振动模态及应变能分布、转静件碰磨、极限惯性载荷作用下叶片叶尖与机匣间隙控制等多方面的设计分析，这对于确定高超声速航空发动机的总体结构、保证发动机的效率和提高结构的安全性和可靠性具有重要的价值与意义。 七、机载低温工质储箱设计理论与方法 飞机低温工质储箱是指液氧、液氮和液氦等储箱，在设计过程中除参考火箭低温工质储箱的相关标准之外，还必须考虑飞机飞行的特殊需求。火箭液氧储箱在金属壁外部设置绝热层、充填/ 泄漏出口、增压/ 放散装置等，内部存在的复杂结构起到防晃、防漩、防塌、防夹气（排液）等作用。在飞机上液氧和液氮储箱亦将设计成圆柱形，但只能水平放置，而且飞行姿态和过载情况要比火箭复杂很多，对重心变化的控制也要复杂得多，液氧储箱和液氮储箱必须适应飞机完整飞行剖面、任意飞行姿态。最终储箱设计方法的关键在于内部构件的设计，使其起到防晃、防漩、防塌、防夹气（排液）等作用；液氧、液氮和液氦供输分配的关键在于实现储箱内部液氧或液氮的储量（质量）、温度、重心的测量，实现低温工质供输分配和重心调节控制。 八、建立多相合金材料宏微观模型 多相合金材料本身存在复杂的相转变过程，对温度比较敏感，加入了外场作用后，材料性质会在微观组织— 力学响应— 应用性能三个维度上发生变化。另外，为了满足预冷发动机预冷器超强耐压、超高耐热、超高精度、超轻质化、极端尺寸和高可靠性等制造要求，必须在上述三个维度上建立宏微观性能表征模型。为此，须阐明不同外场加载条件下的相转变与微观组织演化规律，建立位错密度、第二相粒子分布等微观代表参数对材料屈服应力、流动行为等力学性能的映射影响模型，分析极端工况条件下材料宏微观性能表征特点，建立完整的力、热耦合成形特征表达体系。 编辑：Yang CP |
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