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雜的負載機制、高溫及苛刻的化學環(huán)境。先進材料在這一領(lǐng)域的應用也面臨著科學與政策監(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，邀請了加州大學圣巴巴拉校區(qū)的Tresa M. Pollock、布朗大學Nitin p Padture以及羅羅公司高級工程師等眾多學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合材料表面），陶瓷基復合材料（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。
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)缺陷可以降低熱導率以更好地容納熱應變。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)定性和應變耐受性；
第二，盡管7YSZ TBCs熱導率低（~ 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。
陶瓷基復合材料
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。陶瓷基復合材料（CMCs）由此應運而生，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3三維纖維編織預成型圖解
積分陶瓷編織結(jié)構(gòu)（ICTSs）融合紡織、數(shù)學計算、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/熱應力、熱傳導、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制品編織。然后沉積界面層預制體，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)，以及有效的實驗模型來預測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。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），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)生的應力；涂層最外層需要發(fā)揮TBC的作用，需要滿足低熱導、光子散射，耐高應力，抵抗CMAS沖擊。
由此可以預見，下一代用于涂覆金屬的TBCs以及CMCs的T/EBC會變得更加復雜（多層、多相）。結(jié)合ICTSs，復雜的物理、機械基礎(chǔ)，也需要合適的實驗驗證模型來預測這些復雜涂層在實際發(fā)動機環(huán)境下的演變行為，來指導設(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)未來更加復雜的TBCs和T/EBC結(jié)構(gòu)。
超音速發(fā)動機
圖4高超音速工具和材料性質(zhì)。a) 計算流體動力學仿真現(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)、非重復利用的發(fā)動機，對于高超音速飛行（＞1h）、重復利用的發(fā)動機，就需要革命性的抗燒蝕材料。高熱導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、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，并且滿足復合要求的材料體系越來越少。
沿氣流傳輸?shù)穆窂剑缛紵�、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。
火箭發(fā)動機
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。導管整齊地編織在一起（圖5b），基體浸漬后，無冷卻劑滲透的導管可以承受高應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夹枰岣撸残枰叩臒釓姸�、抗基體破裂性、熱導率以及承溫能力的新型復合材料，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。
展望
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——�；�——試驗——制造方法，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。
