2022 年 2 月

第 43 卷 第 2 期

Feb. 2022

Vol.43 No.2

推 进 技 术

JOURNA L O F PRO PU L S ION TECHNO LOGY

210380-1

陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及

热分析研究进展 *

杜 昆 1，2，3，4

，陈麒好 1

，孟宪龙 1，2，3

，王力泉 1

，裴祥鹏 1

，焦英辰 2

，

李华容 1

，刘存良 1，3，4

（1. 西北工业大学 动力与能源学院，陕西 西安 710072；

2. 西北工业大学 太仓长三角研究院，江苏 太仓 215400；

3. 西北工业大学 陕西省航空动力系统热科学重点实验室，陕西 西安 710129；

4. 西北工业大学 西北工业大学-喀山国立技术大学先进航空发动机热结构国际联合实验室，陕西 西安 710129）

摘 要：陶瓷基复合材料 （CMC） 具有密度低、耐高温的优异特性而被视为新一代航空发动机的战

略热结构材料，其制备工艺、性能设计及其在燃烧室和涡轮等热端部件的应用已成为现阶段航空发动机

研究领域的热点。然而，由于编织特征导致的各向异性特性，给CMC在热端部件的应用和加工带来巨

大挑战。本文总结了有关陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件上的应用研究现状和存在的挑战，提出

未来CMC热端部件精细化热分析发展建议。

关键词：陶瓷基复合材料；航空发动机；涡轮；燃烧室；热端部件

中图分类号：V231.1 文献标识码：A 文章编号：1001-4055（2022）02-210380-19

DOI：10.13675/j.cnki. tjjs. 210380

Advancement in Application and Thermal Analysis of Ceramic

Matrix Composites in Aeroengine Hot Components

DU Kun1，2，3，4

，CHEN Qi-hao1

，MENG Xian-long1，2，3

，WANG Li-quan1

，PEI Xiang-peng1

，JIAO Ying-chen2

，

LI Hua-rong1

，LIU Cun-liang1，3，4

（1. School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China；

2. Yangtze River Delta Research Institute of NPU，Northwestern Polytechnical University，Taicang 215400，China；

3. Shaanxi Key Laboratory of Thermal Sciences in Aero-Engine System，Northwestern Polytechnical University，

Xi’an 710129，China；

4. NPU-KAI International Joint Laboratory of Advanced Aero-Engine Thermal Structure，

Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710129， China）

Abstract：Ceramic Matrix Composites（CMC），with low density and high thermal resistance，has been re⁃

garded as the potential thermal structure material for the future. Currently，the preparation technology，perfor⁃

mance-based design and the application of the CMC are highlights in aeroengine and the rocket engine research

field. Nevertheless，the anisotropy properties of CMC due to the internal structural and the difference between ma⁃

* 收稿日期：2021-06-16；修订日期：2021-10-25。

基金项目：国家自然科学基金 （52006178；51776173）；国家科技重大专项基金 （Y2019-VIII-0007-0168）；中央高校基本

科研业务费专项资金（3102018zy019；3102020OMS701）。

作者简介：杜 昆，博士，副教授，研究领域为航空发动机高效热管理。

通讯作者：刘存良，博士，教授，研究领域为航空动力系统高效冷却结构及其精细化热分析技术。

引用格式：杜 昆，陈麒好，孟宪龙，等 . 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展［J］. 推进技术，

2022，43（2）：210380. （DU Kun，CHEN Qi-hao，MENG Xian-long，et al. Advancement in Application and Thermal

Analysis of Ceramic Matrix Composites in Aeroengine Hot Components［J］. Journal of Propulsion Technology，2022，43

（2）：210380.）

第 43 卷 第 2 期 推 进 技 术 2022 年

210380-2

trix and fibers lead to big challenges and difficulties for the hot components design and manufacturing. The pres⁃

ent paper aims to analyze the development of CMC applications in aeroengine based on a brief review of the rele⁃

vant public research work. Meanwhile，some suggestions for CMC components thermal analysis were proposed for

the potential research.

Key words：Ceramic matrix composites；Aeroengine；Turbine；Combustor；Hot components

1 引 言

飞天巡洋，动力先行。作为飞机“心脏”的航空

发动机，在航空科技的发展过程中起着关键性作用。

航空发动机作为复杂而精密的高端战略装备，现已

成为最具挑战性、最具难度和最具广泛带动性的高

科技领域之一。航空发动机的设计、研发和制造能

力集中体现一个国家的综合国力和尖端科技水平。

纵览欧美先进航空发动机基础研究设计体系和研制

计划的发展脉络，不难发现以美国为代表的发达国

家开展了多层次交叉的协同布局的基础科学研究，

有效推动了先进发动机技术发展，奠定其在航空动

力领域的领先地位。通过提出概念引出科学问题，

进而启动先进预研计划，推动航空发动机型号的研

制（图 1）。

刘大响［1］对世界航空发动机发展态势和航空发

动机关键材料技术的发展现状与趋势进行分析研究

之后指出：在高温、高压、高速旋转的恶劣环境下服

役直接导致了航空发动机极度依赖材料性能和制造

加工技术。此外，其通过总结四代航空发动机过去

八十年的发展历史预测新材料和新工艺将对新一代

推重比为 12~15 的发动机的贡献超过 50%，因此提出

了一代新材料引领一代新型发动机的思路，为航空

发动机的长远发展指明了前进的方向。

从 20 世纪 40 年代初以来，大推重比、高效率和

长寿命一直都是航空发动机研究领域永恒的追求，

而提高涡轮进口燃气温度可直接提升航空发动机的

综合性能［2］

（图 2，图 3），因此，在过去八十年里航空

发动机涡轮进口前燃气温度急剧提高。与此同时，

高温合金材料取得长足的发展，从等轴晶铸造高温

合金、定向结晶高温合金到现在的第三代单晶高温

合金，耐温极限不断提高。由于航空发动机燃气温

度的不断攀升，高温合金热端部件所采用的的冷却

技术也从内部对流强化冷却、对流+气膜的复合冷却

到冲击复合冷却及双层壁高效冷却，旨在保护热端

部件安全高效运行。

第四代战机 F22 的发动机 F119 推重比为 10，其

涡轮进口温度达 1900K。面向未来的推重比 12~15

的发动机涡轮进口平均温度超过 2000K，推重比 15~

20 以 上 的 发 动 机 涡 轮 进 口 温 度 最 高 可 达 2200K~

2450K，远超高温合金材料的耐温极限（单晶材料：

1350K）。此外，高推重比发动机的冷气量不增反减，

结构重量大幅降低，这些都成为高温合金无法突破

的瓶颈。陶瓷基复合材料（CMC）因具有优异的高温

力学性能、密度低等优点被各国视为下一代航空发

动机战略性热结构材料，更是未来发动机的核心技

术之一［3］

。

新一代航空发动机向着高效化和轻量化的方向

Fig. 1 Main research projects within the past decades and the representative aeroengines

第 43 卷 第 2 期 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展 2022 年

210380-3

发展就要求 CMC 材料在热端部件逐步取代高温合

金。从 20 世纪 50 年代开始，欧美国家已经开展了

CMC 在航空发动机热端部件上应用的研究，其中法

国 Snecma 公司和美国 GE 公司在该领域研究起步最

早，技术成熟度和应用程度相对较高［4］

。美国从 1979

年至今针对 CMC 材料在航空发动机上的应用进行了

大 量 的 研 发 投 入 ，相 继 开 展 了 HITEMP，HSR-EPM/

CPC，UEET 和 ERA 等 计 划 。 其 他 发 达 国 家 也 针 对

CMC 材料在航空发动机上的应用积极开展研究，主

要有英国 AST 计划、法国 ASTF 计划和日本 AMG 计划

等。最终形成了一整套 CMC 材料力学行为及其在航

空发动机部件上应用的研究体系，直接促进航空发

动机的快速发展（图 4）。

20世纪 90年代法国 Snecma公司研发了 CERASEP

系列的 CMC，并将该材料成功应用在了 M-88 型发动

机的喷管调节片上，标志着 CMC 在航空方面的应用

已 经 开 始［4］。 此 后 ，GE 公 司 、罗 罗 公 司 和 HyperTherm HTC 公司针对 CMC 材料在航空发动机热端部

件的应用开展大量研究［5］

。

关于航空发动机中 CMC 材料的应用和研究，GE

公司一直走在世界前列，其先后将 CMC 材料成功应

用于 F414 涡扇发动机和民用 GEnx 航空发动机的热

端部件上，包括涡轮外环、尾喷管、燃烧室火焰筒、涡

轮静叶从而使发动机综合性能大幅提升。2020 年初

世界上最大最先进和效率最高的双发飞机波音 777X

飞机顺利完成首飞，搭载的发动机 GE9X 是目前世界

上最大的全新一代商用航空发动。其燃烧室和高压

涡轮部分采用了 CMC 材料，GE9X 发动机的重量比采

用 高 温 合 金 减 轻 约 三 分 之 一 ，减 小 冷 气 消 耗 量 达

15%，燃油消耗显著降低。同时发动机推力、推重比

和燃油热效率均取得显著提高，这在世界航空发动

机发展中具有里程碑意义［6］。GE 的实践表明：CMC

Fig. 3 Development of the aeroengine and turbine inlet temperature in a global view

Fig. 2 Evolution of the heat transfer enhancement and cooling technology in the aeroengine

第 43 卷 第 2 期 推 进 技 术 2022 年

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材料是发展先进航空发动机必不可少的新型战略性

热结构材料，更是未来航空发动机研发的关键核心

技术之一。罗罗公司已经在航空发动机燃烧室内

衬，静叶和流道件等采用 CMC 材料，使发动机性能得

到显著提升［7］

（图 5）。

现阶段发达国家 CMC 材料在热端部件的应用研

究已从低承力部件（尾喷管，火焰筒）发展到高承力

部件（涡轮导向器叶片和涡轮转子叶片）（表 1）。我

国在该领域起步较晚，在航空发动机热端部件中的

应用研究才刚刚起步，尚未进入工程应用阶段，与欧

美发达国家存在较大差距［7］

。鉴于此，深入了解 CMC

材料在航空发动机热端部件的应用现状和存在的挑

战，解决瓶颈问题对新一代航空发动机的设计具有

重要意义［8］

。本文总结国内外有关 CMC 材料在航空

发动机热端部件应用的研究，并指出了今后应深入

研究的问题，为我国新一代航空发动机的自主研发

设计提供参考。

2 陶瓷基复合材料特性

CMC 材料是由高强度的陶瓷纤维和陶瓷基体复

合而成，在继承单相陶瓷耐高温的优点基础上，通过

增韧机理设计，达到增加材料韧性的目的，按照编织

Fig. 5 Application of the CMC in aeroengine hot conponents[7]

Table 1 Applications of CMC in the aeroengine

Aeroengine

M88-2

M52-2

F119

F414

F100

F110

CFM56

Trent1000

Leap-X

GE-9X

Country

France

France

America

America

America

America

America/France

America/Britain

America/France

America

Fiber/Matrix

SiCf

/SiC

Cf

/SiC

Cf

/SiC

SiCf

/SiC

SiCf

/SiC

SiCf

/C and SiCf

/SiC

SiCf

/SiC

SiCf

/SiC

SiCf

/SiC

SiCf

/SiC

Aircraft

Dassaut rafale

Mirage 2000

F22

F/A-18

F-15，F-16

F-15，F/A-18

A320，Boeing 737

Boeing 787

C919

Boeing 777X

Application component

Seals

Exhaust nozzle seal

Vector nozzle inner/outer wall

Combustor

Exhaust nozzle seal

Seals

Exhaust nozzle

Combustor liner

High pressure turbine casing

Combustor turbine guide vane

Fig. 4 Thermal structure material application in the aerengine hot component

第 43 卷 第 2 期 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展 2022 年

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方式可分为三大类：单向纤维、2/2.5 维编织、3 维编

织（图 6）。CMC 材料一般包括四大结构单元：增强纤

维、陶瓷基体、增强纤维和陶瓷基基体之间的界面相

以及表面环境障碍涂层［9］

。

以碳化硅陶瓷基复合材料（SiCf

/SiC CMC）为例，

通过在 SiC 陶瓷基体中引入 SiC 增强纤维，大幅度提

高强度、改善脆性［10］。CMC 材料的结构和组织特征

决定了其保留了碳化硅陶瓷材料耐高温、抗氧化、耐

磨耗、密度小、耐腐蚀等优点，同时 SiC 纤维的增强增

韧机制使得材料对裂纹不敏感，克服了陶瓷材料脆

性大、可靠性差等致命弱点，从而成为各国重点研究

的战略热结构材料。相比于镍基高温合金，CMC 材

料有以下显著优势：（1）比高温合金能承受更高的温

度（CMC 材料耐温极限比镍基高温合金提高约 150K，

可 达 1500K），可 显 著 减 少 冷 却 气 消 耗 量 约 15%～

25%，从而提高发动机效率；（2）CMC 材料密度（2.0～

2.5g/cm3

）为高温合金的 1/4～1/3，可以显著降低发动

机重量（发动机减重 30%～70%）从而大幅提高推重

比；（3）高温下优异的持久强度；（4）可设计性强，纤

维纺织技术的引入使 CMC 可设计性和结构适应性大

幅提高，伴随着计算机 CAE 技术发展，CMC 材料力学

分析模型也向微-细-宏观多尺度发展，材料设计和

结构设计耦合性提高，可根据不同部件的性能需求

设计可达到最佳的热/力特性匹配［11］

。目前，各航空

强国普遍认为：CMC 是航空发动机高温结构材料的

关键核心技术之一，直接体现一个国家先进航空发

动机和先进武器装备的设计和制造能力［12］

。作为航

空发动机领域的技术制高点之一，对 CMC 材料研发

重视程度和支持力度直接影响一个国家未来的航空

动力发展水平［13］

。

经过多年的发展，CMC 制备工艺已趋向成熟，目

前 主 流 的 制 备 工 艺 包 括 以 下 三 种 ：化 学 气 相 渗 透

（Chemical Vapor Infiltration，CVI），熔渗工艺（Melt In⁃

filtration，MI）和先驱体渗透裂解（Polymer and Infiltra⁃

tion Pyrolysis，PIP）。现阶段 CVI 法和 MI 法都已实现

大规模工业化生产，PIP 法制备大型结部件也逐步达

到实用化水平，能够显著提高生产效率，但这 3 种制

备工艺由其工作原理导致均存在显著的局限性（表

2），因此在制备结部件时应根据热-力学特征选择相

应 的 制 备 工 艺 。 对 于 某 些 特 殊 要 求 的 应 用 领 域 ，

CMC 的制备不限于某一种制备工艺，可同时结合多

种制备方法以满足部件的设计要求。

鉴于优异的热/力学性能，CMC 材料被视为军用/

商用航空发动机核心机热端结构最理想的材料，广

泛应用在航空发动机燃烧室内衬、燃烧室筒、涡轮叶

片和涡轮壳环等热端部位，从而显著提高航空发动

机性能。

尽管 CMC 材料具有诸多显著的优点，但在实际

应 用 ，特 别 是 热 分 析 方 面 也 存 在 巨 大 挑 战 。 根 据

CMC 材料构成可知，增强纤维和基体之间的强度和

导热系数存在显著差异，并且纤维布置的方向性导

致了 CMC 材料强度和导热系数呈现出显著的各向异

性，从而影响结部件的力学和传热特性［14］

（图 7）。这

种由于内部非均质的结构特征并且纤维的轴向与径

向的导热系数相差较大，从而使材料导热系数具有

明显的各向异性，是纤维增韧复合材料的共性。例

如，Tian 等［15］实验研究了碳纤维增韧树脂基复合材

料的等效导热系数，结果显示沿纤维方向和垂直纤

维方向的等效导热系数相差 10 倍。Hu 等［16］和 Fan

等［17］

针对 CMC 材料的研究中指出材料导热系数具有

明显的各向异性特征，同时纤维束的编织方法和布

局方式均对各向异性导热系数 k 有显著的影响。大

量研究表明：导热各向异性特性使 CMC 材料的热分

析与高温金属截然不同，因此基于 CMC 材料的航空

发动机热端部件设计需要充分考虑各向异性导热特

性带来的挑战。

Fig. 6 Schematic diagram of fiber structure of typical fiber reinforced CMC material

第 43 卷 第 2 期 推 进 技 术 2022 年

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CMC 的导热特性是 CMC 部件热分析的关键影响

因素，另外其编织方式决定其导热特性，目前的 CMC

制备技术有多种编织方式，导致其各向异性导热系

数的分析方法也不同。CMC 根据纤维编织方式可分

为 3 类（图 6）：（1）单向纤维增韧复合材料，其制备和

加工制造简单，但抗剪切能力弱；（2）2 维/2.5 维纤维

编织 CMC，抗剪切能力相比于单向纤维增韧复合材

料有大幅提升，但加工和制造难度增大；（3）3 维纤维

编织 CMC 材料，具有优异的机械性能被广泛应用于

航空航天的耐高温部件，其制备工艺和加工制造技

术难度大。

CMC 材料的导热系数分析方法可根据针对不同

编织方式共分为 2 种。（1）采用热阻网络的工程算法，

根据传热学中的热阻求解方法，对 CMC 材料建立热

阻网络模型并进行求解，可获得 CMC 材料的宏观等

效导热系数。该方法对结构简单的单向纤维增韧

CMC 材料以及部分 2 维编织 CMC 材料有着较好的计

算精度，可快速预测编织结构简单的 CMC 材料的各

向异性宏观等效导热系数，有助于快速工程计算。

（2）由于 3 维纤维编织 CMC 材料内部结构复杂，因此

热阻网络法不能准确预测其导热系数。研究人员主

要通过建立 CMC 真实结构特征的物理模型，基于有

限元方法对 CMC 等效导热系数进行计算预估。

3 陶瓷基复合材料热端部件应用

上一节介绍了 CMC 材料具有优异的高温力学性

能，因此被广泛应用在极端热环境中。根据其基体

成分的不同，CMC 材料基体有氧化物基体和非氧化

物基体。氧化物基体 CMC 因具有优异的抗氧化性能

而广泛应用燃烧环境中［18］

。非氧化物基体 CMC 因具

Table 2 Fabrication technologies of CMC

CMC

preparation

Chemical

vapor

infiltration

（CVI）

Melt

infiltration

（MI）

Precursor

infiltration

pyrolysis

（PIP）

Fundamental

Under high temperature condi⁃

tions，the precursor of gas phase

penetrates into the fiber preform

and cracks，and then reacts on

the fiber surface to deposit SiC

matrix

Molten silicon or silicon alloy

through capillary infiltration

into the fiber preform，the fiber preform has been pre-filled

with SiC and carbon powder，

silicon and carbon reaction to

form a SiC matrix and fill the

remaining pores

The fiber preform is impregnat⁃

ed with polymer precursor solu⁃

tion，and then the SiC matrix is

obtained by pyrolysis，which was

hardened by heat treatment and

inorganic to form ceramic matrix

Property

Preparation temperature：

900～1200℃

Air void：about 13%

Density/（g·cm-3

）：2.5

Thermal conductivity（⊥）/

（W·m-1

·K-1

）：9.5

Preparation Temperature：

>1400℃

Air void：about 2%～5%

Density/（g·cm-3

）：about 2.8

Thermal Conductivity（⊥）/

（W·m-1

·K-1

）：22.5

（Improved thermal shock re⁃

sistance，high density and low

air void weaken the stress con⁃

centration of matrix）

Preparation temperature：

800～1100℃

Air void：about 13%

Density/（g·cm-3

）：2.5

Thermal conductivity（⊥）/

（W·m-1

·K-1

）：11.5

Advantages

Less fiber dam⁃

age，SiC matrix

has high purity，

complete crystal

formation

High density and

crystallinity，short preparation pe⁃

riod

Low treatment temperature，uniform matrix compo⁃

sition，low cost

Disadvantages

Low deposition

rate，long manu⁃

facturing cycle，

high cost and high air void of composites

High temperature

required，damage

to the reinforced

fibers，chemical

reactions form voids，resulting in silicon residue

Low ceramic yield，many shrink⁃

age cracks and

holes，high air

void

Application

characteristic

Research institutions represented by Northwest⁃

ern Polytechnical Univer⁃

sity mainly prepare com⁃

plex CMC components

（blades）in form by CVI

MI is widely used by the

U.S. Department of En⁃

ergy，GE and NASA，and

the process is then modi⁃

fied into PIP during den⁃

sification to increase the

temperature of material

use

Research institutions such as Northwestern Poly⁃

technical University，GE

Corporation and NASA

have used this method to

fabricate large structural

components

Fig. 7 Schematic diagram of turbine cascade braided structure and anisotropic thermal conductivity for CMC

第 43 卷 第 2 期 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展 2022 年

210380-7

有优异的高温力学性能而多用在高温结部件上，如

航空发动机热端部件。此外，基体和纤维成分相同

可减少 CMC 材料内部的残余应力。图 8 总结了 CMC

的主要基体类型、典型增强方式和工程应用［19］

。

航空发动机热端部件在高温、高压和氧化严重

的极端热、力环境中服役，与高温燃气直接接触，易

受到燃气热腐蚀并承受强大气动和热疲劳载荷。为

满足先进航空发动机的使用要求，CMC 部件应具备

以下性能：在高温下抗氧化及耐腐蚀性能好，即具有

高的热稳定性；在高温下具有优良的持久强度、冷热

疲劳性能、振动疲劳性能等。鉴于 SiCf

/SiC CMC 具有

优异的热力学特性，因此在航空发动机热端部件的

应用最为广泛［19］

。

尽管如此，CMC 材料在航空发动机热端部件的

应用仍存在两大挑战：（1）CMC 材料耐温极限（CMC

耐温极限为 1500K）与新一代发动机涡轮进口温度

（2200K）仍存在约 700K 的温度差，因此必须采用涂

层和冷却等技术来进行保护，以保证安全运行［20］；

（2）航空发动机热端部件均存在较大的温度梯度，然

而 CMC 材料由于纤维和基体的热膨胀系数等差异较

大，因此对热应力敏感［21］。NASA 报道称：涡轮进口

温度高于 1750K 就必须对 CMC 涡轮部件应力水平进

行精细化分析并有严格要求，这是由于温差所致的

内应力对 CMC 内部增强纤维强度有显著影响［22］

。基

于 CMC 材料热-力各向异性和可设计性，针对其在航

空发动机热端部件的应用需开展部件级的专门研

究，以最大限度地发挥材料的潜能。

鉴于 CMC 在优异的热-力学性能及其在热结构

应用上的巨大潜力，自 20 世纪 50 年代起，欧美国家

就已展开了 CMC 在航空发动机热端部件上的应用尝

试，包括在燃烧室、涡轮导向叶片、高压涡轮叶片、低

压涡轮叶片、高压涡轮罩环等发动机静止和转动部

件的应用。由于从材料设计、制备到部件加工制造

都存在巨大难度，因此航空发动机 CMC 部件的研发

Fig. 8 Summary of the main CMCs matrices with typical reinforcements and the most popular industrial applications[19]

第 43 卷 第 2 期 推 进 技 术 2022 年

210380-8

周期较长，一般需要经历部件试制、部件试验、全尺

寸部件整机试验和部件服役四个阶段［23］

（图 9）。本

文 通 过 对 相 关 的 研 究 成 果 进 行 系 统 的 总 结 和 分

析［24］，为我国 CMC 材料在航空发动机热端部件的应

用提供借鉴和指导。

GE 航空集团首次在 F-414 涡扇发动机的验证机

上验证了 SiCf

/SiC 低压涡轮转子叶片并获得成功，试

验经过 500 个严酷的循环，证实 SiCf

/SiC CMC 涡轮叶

片具有极强的耐高温和耐久性。CMC 构建在转子件

的成功应用 GE 公司认为 CMC 部件的应用将为航空

发动机的发展带来革命性影响［25］

。

3.1 燃烧室及火焰筒

燃烧室是燃气涡轮发动机的核心部件，其运行

状况直接决定航空发动机性能。服役环境下的航空

发动机燃烧室承受着极端的热环境和力学环境（高

温、复杂应力、水氧/腐蚀和热冲击），其性能和工作状

态直接决定发动机的总体性能［21］。燃烧室火焰筒、

加力燃烧室内锥体和隔热屏均为大型薄壁回转体结

构，均为航空发动机典型的静止部件且承受载荷不

大，因此各国都率先在燃烧室部件采用 CMC，显著提

高使用温度同时减轻结构质量［26-28］

（图 10）。世界著

名 的 F136，Ｆ414，Trent1000，F119，F135 和 GE9X 等

发动机燃烧室火焰筒，M88 发动机火焰筒和火焰稳定

器 等 ，经 过 全 寿 命 周 期 的 考 核 并 已 服 役 应 用［29］。

CMC 在军用及先进商用航空发动机上的成功应用，

极大地推动各国在该领域的深入研究。

Panakarajupally 等［30］

通过试验对比指出：燃烧室

中部件在极端的热、力和腐蚀环境下服役比高温服

役环境更易失效，这是由于燃烧室中的氧化作用导

致材料表面及内部组织损伤。Hnig 等［31］

在实验中发

现无环境障涂层的燃烧室内衬在高温氧化作用下生

成 SiO2，其热膨胀系数与基体不同导致内衬冷却孔易

出现裂纹，严重影响安全性（图 11）。实际应用中在

CMC 表 面 喷 涂 环 境 障 涂 层（Environmental Barrier

Coatings，EBC），可在材料和外部环境间建立屏障，减

小发动机工作环境对材料性能的影响，提高 CMC 部

件在复杂服役环境下的可靠性［32］。该研究Ｆ414 发

动机燃烧室火焰筒的 EBCs 涂层可对燃气中的 CMC

提供有效的保护，在试验测试中使其寿命从 5000h 延

Fig. 9 Development of the CMC components in turbine[23]

Fig. 10 CMC combustor components[26-28]

第 43 卷 第 2 期 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展 2022 年

210380-9

长至 14000h 左右，对比发现 EBCs 涂层可明显提升

CMC 材料在极端环境下的耐久性和可靠性。在燃烧

室环境中，环境障涂层 EBCs 对于隔绝 CMC 材料被氧

化和腐蚀具有显著的效果，在相同的服役环境和热

力 条 件 下 能 够 大 幅 延 长 部 件 使 用 寿 命 和 服 役 可

靠性。

为了最大限度地减小燃烧室环境对增强纤维性

能的影响，氮化硼、氧化铝及 Al4B2O9等被用于在高温

氧化环境中对碳化硅纤维的保护，因此可在 1250K 以

上的氧化环境中可以大幅改善 CMC 部件的抗氧化性

并保持优异的热-力学性能［33-35］

。UTRC 和 P&W 公司

于 2010 年开展合作针对 PW206 燃烧室进行了一系列

严苛的高温考核试验，CMC 燃烧室在测试中表现出

优异性能。在 250 次满负荷转速（5.7×104

r/min）与慢

车转速（4×105

r/min）循环测试下（图 12），CMC 部件尚

未表现出性能退化［36］

。为 CMC 材料在燃烧室的应用

提供了大量的试验测试数据支撑。此类研究主要针

对航空发动机燃烧室 CMC 部件进行长时间的高温考

核试验，所获得试验数据能够为 CMC 燃烧室的设计

提供重要的数据支撑。

上述的研究大都在模拟环境中进行，而真实航

空发动机燃烧室的服役环境（温度高、非定常效应显

著、湍流度高、强旋流）更加苛刻，因此还需要开展发

动机环境下的燃烧室 CMC 部件级试验，方能为 CMC

燃烧室投入使用提供有力支撑。法国和美国的相关

研究机构则最早开展了针对 CMC 在航空发动机燃烧

室上的应用研究，技术成熟度和应用程度较高。法

国 Snecma 公司对 CERASEP 系列进行了升级并制备

了燃烧室衬套等发动机组件，引入自愈合组分等方

法提高了高温力学性能和抗氧化性能，工作温度达

到 1200℃ 。 CERASEP-A410 火 焰 稳 定 器 经 过 了

1180℃，143h 的考核，CERASEP-A415 燃烧室衬套通

过了 180h 的台架试车均后无缺陷产生［33］，相比于高

温合金燃烧室衬套有大幅改善，最终以 CFM56 发动

机为平台进行全尺寸燃烧室考核试验（图 13），冷却

空气量较高温合金减少了 35%，同时在高温考核下表

现出良好的热力学性能，为 CMC 材料在该系列发动

机上的广泛应用提供了重要的实验数据支撑。随着

Fig. 11 CT analysis of cooling holes before and after SiC coating process[31]

Fig. 12 Fabricated CMC outer liner and the EBC coated CMC inner liner[36]

第 43 卷 第 2 期 推 进 技 术 2022 年

210380-10

CFM56 的大量装机应用，直接促进了 CMC 燃烧室衬

套设计和应用的快速发展。

在 IHPTET 计划中，GE/Allison 和 Foster-Miller 等

公司开发并验证了大量陶瓷基复合材料涡轮发动机

高温部件，并在 XTC76/3 上验证了 CMC 燃烧室火焰

筒，验证了其在发动机高温环境下的可靠性（图 14）。

在此基础上，GE 航空集团在 CMC 部件的研发上持续

投入，最近在最新一代的商用航空发动机 GE9X 发动

机中使用 CMC 燃烧室内外衬，不但显著提高了燃烧

室的耐久性并且显著减少对冷却空气的需求［34］，使

NOx 排 放 减 少 25%～30%。 燃 烧 室 出 口 温 度 提 高

150K，该发动机也成为了目前世界最大的航空发动

机并为波音 777X 提供动力。此外，GE 公司在 LEAPX 系列发动机中也使用了 CMC 衬套，这些衬套都经

过了远超实际运营条件的动态载荷水平测试，表现

出优异的高温性能。

大量研究表明，CMC 材料在燃烧室中的应用改

善了燃料燃烧的燃烧条件，使燃料充分燃烧，减少了

污染物排放。另外无需传统高温合金所特制的冷却

装置，从而极大地减少了冷气的消耗，同时燃烧室的

热循环敏感性降低，使用寿命更长。CMC 材料的导

热 系 数 较 低 ，导 致 该 燃 烧 室 的 局 部 温 度 梯 度 高 达

1000℃/mm，直接威胁增强纤维的寿命，因此关于大

温度梯度下燃烧室 CMC 部件的设计具有极为重要的

意义［35-36］

。

高 性 能 航 空 发 动 机 需 在 短 时 间 内 提 供 最 大 推

力，加力燃烧室筒体壁温要最高燃气温度（一般超过

1850℃），高温合金隔热屏需要冲击/发散冷却层板方

式来强化冷却［37］

，保证其安全运行。尽管如此，服役

状态的加力燃烧室在极端热环境下的使用寿命成为

发动机整体安全性和可靠性的关键影响因素［38］

。加

力燃烧室隔热屏隔几何结构的特殊性与复杂性对

CMC 部件预制体的编织技术以及复合材料的制备工

艺提出了更高的要求［39］

。CMC 在加力燃烧室隔热屏

上的应用目前国外都处于高度保密，尚未有公开的

文献报道。

3.2 涡轮叶片和端壁

涡轮叶片是燃气涡轮的做功部件，承受着极高

的热、力载荷（高温、高压、高转速、振动、热冲击），高

温合金叶片通常需要精细化的冷却系统来保证叶片

的安全运行 。CMC 涡轮叶片首先应用在静子导向

叶片，近几年逐渐用在转子叶片上［40］

。GE 航空集团

与罗罗公司一起研制了第三级低压涡轮 CMC 导向叶

片并应用在第五代战机 F-35“闪电”的发动机 F136

上［41］。另外，目前最先进民用航空发动机 GE9X，大

范围采用 CMC 材料并用于第 1，2 级高压涡轮静子部

件、第 2 级高压涡轮转子叶片，大幅地减轻了重量，显

著提升了发动机性能。

在美国的 UEET 计划支持下，NASA 开展 CMC 的

涡轮导向叶片研究工作，冷却空气消耗量减少 15%~

Fig. 13 Full size CMC combustor test[33]

Fig. 14 GE/Allison CMC combustor liner test[34]

第 43 卷 第 2 期 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展 2022 年

210380-11

25%，涡轮前温度超过 1650℃［19］

。为了达到此目标，

UTRC 研发中心开发出带冷却的 CMC 涡轮静子叶片，

并且在高温环境下进行了 100 次热循环的考核，CMC

静 子 叶 片 表 现 出 了 优 异 的 热 力 学 性 能［40］

（图 15）。

NASA 的格林研究中心在真实的燃气涡轮环境静子

叶片工作环境中针对高温合金和 CMC 叶片进行了对

比测试，在 50h 的稳态高温考核后进行了 2min 102 次

热循环测试，最终得到了高温合金和 CMC 叶片服役

状况的对比（图 16），结果显示在极端热环境下服役

CMC 叶片比高温合金叶片体现出更优异的耐久性和

可靠性［42］，展示了 CMC 在航空发动机热端部件的应

用潜力，同时为 CMC 叶片的实际应用研究提供了重

要的实验数据支撑。

日本在连续纤维增韧陶瓷基复合材料（CFCC）的

研究及应用上一直处于世界前列，在增强体纤维的

制备方面具有绝对的垄断地位。石川岛播磨重工更

是在 CMC 材料以及结部件的研制方面处于世界前沿

水平，该公司研制的涡轮导向叶片在 400h 严苛的热

环境考核后经过严格检查，叶片没有损伤，充分显示

出 CMC 在导叶在服役环境下的应用潜力，另外该公

司计划建立完整的 CMC 材料数据库同时考虑加工制

造的损伤特征，最终得到 CMC 叶片的寿命预估方法

再进行大规模量产［43］

（图 17）。另外，由于 CMC 材料

的构成特点使其具有优异的可设计性，因此将静子

叶片与端壁一起编织制造，增强叶片的整体性和可

靠性。

相比于静子叶片，涡轮转子叶片不但承受极端

的热负荷，还承受因高转速带来的离心力和振动载

荷。世界各国在航空发动机热端部件使用 CMC 材料

Fig. 15 CMC turbine stator vane after 21~70 hours testing

at 1400℃[40]

Fig. 16 CMC and superalloy turbine stator vane subelements after the 102,2-minute thermal cycles[42]

Fig. 17 IHI gas turbine engine test rig for CMC vane[43]

第 43 卷 第 2 期 推 进 技 术 2022 年

210380-12

时，无一例外地从静止部件开始，逐步探究其设计、

制 备 和 服 役 特 性 ，最 终 才 在 转 子 叶 片 进 行 推 广 使

用［44］

。CMC 转子叶片的使用带来了航空发动机尤其

是军用航空发动机性能巨大的提升，同时预示着整

个涡轮热端部件的彻底变革，因此关于 CMC 转子叶

片的设计、制备和制造均为各个国家航空发动机技

术领域的最高机密。

目前美国在 CMC 涡轮转子叶片的应用研究领域

处于领先地位，这得益于早期推出关于增强推进材

料（Enhanced Propulsion Material，EPM）计划和超高效

发动机技术（Ultra High Efficiency Engine Technology，

UEET）计划，长期以来美国都将 CMC 作为下一代航

空发动机涡轮部件首选战略热结构材料，与此同时

一批顶级研究机构和公司针对 CMC 在航空发动机涡

轮转子叶片的应用做了大量的研究工作，并取得显

著的成绩。2015 年 2 月 10 日，GE 航空集团首次将

SiCf

/SiC 转动件引入发动机工况最恶劣区域，在 F414

发动机成功验证了 CMC 涡轮叶片，测试发动机在第

二级涡轮上安装了 SiCf

/SiC 材料叶片，试验结果显示

CMC 叶片在 1650℃高温下经过 500 个严酷的循环考

核仍足够坚固，能承受涡轮高温和旋转应力，证实

CMC 涡轮叶片具有极强的耐高温和耐久性，该成果

代表了喷气推进领域里程碑式的重大技术突破［44］

（图 18）。GE 航空集团在现阶段最先进的航空发动

机 GE9X 的第 2 级高压涡轮转子叶片采用了 CMC 材

料，并在油耗率、可靠性和耐久性等方面显著提高。

CMC 材料的大范围使用，促使 GE 航空集团将 GE9X

打造成人类航空史上动力最强劲、最先进的民用航

空发动机。GE9X 发动机项目总经理 Ted Ingling 表

示：CMC 结部件将给喷气发动机带来革命性的进步，

CMC 结部件的设计和制备研发体系已成为 GE 航空

集团最领先的技术之一，更成为新一代高性能发动

机的重要特征。

日本的石川岛播磨重工研制 CMC 低压涡轮动

叶，该叶片有叶冠和叶根榫头结构（图 19）。通过旋

转和拉伸试验对 CMC 低压涡轮动叶的强度和振动特

性进行了测试，提出了叶根榫头和叶冠的设计准则

并指出 CMC 低压涡轮动叶的设计应结合所建立的材

料热力物性数据库同时考虑 CMC 材料制备过程的分

散性和加工过程对材料的破坏特征，最终才能建立

CMC 叶片设计体系［45］

。

目前国内的北京航空航天大学和南京航空航天

大学在 CMC 涡轮叶片方面的研究较多，并且主要集

中的数值模拟方法和性能考核等方面。南京航空航

天大学的屠泽灿，毛军逵等［46-50］针对 CMC 材料分散

性和各向异性特征，从材料的微观、细观特性入手，

Fig. 18 CMC rotor blade of F414 engine[44]

Fig. 19 CMC blade of the low pressure turbine by IHI[45]

第 43 卷 第 2 期 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展 2022 年

210380-13

进行建模分析最终预测叶片宏观的温度分布和应力

特性（图 20）。北京航空航天大学刘鑫等［51］

主要针对

陶瓷基复合材料涡轮导叶热疲劳试验研究与损伤特

性进行分析（图 21），其研究团队在最高温度 902℃下

模拟 CMC 导叶径向温差的热疲劳试验，经过 1000 循

环后，叶片质量减小，叶盆及叶背表面粗糙度明显增

大，未出现破坏性长裂纹，但在温差较大位置出现了

基体脱落的凹坑，因此在 CMC 叶片的设计时必须考

虑温度梯度的影响。

CMC 端壁传热冷却特性的公开研究较少，主要

聚焦在 CMC 平板的传热特性测试和耐久性考核。宾

州州立大学的 Thole 等［52］针对 CMC 平板件形态对传

热 特 性 的 影 响 规 律 开 展 了 试 验 研 究 ，其 研 究 发 现

CMC 编织形式使 CMC 平板传热增强。Zhang 等［53-54］

研究了在 1350℃下气膜孔对 3D 编织 CMC 端壁力学

性能的影响规律，研究显示气膜孔对 CMC 端壁力学

性能的影响主要是加剧了材料的氧化和气膜孔附近

纤维脆化。由于 CMC 材料具有优异的可设计性，因

此针对某一特定的端壁形状可以进行一体化编织，

从而将 CMC 材料分散性和气膜冷却孔等因素对端壁

热-力学性能的影响进行综合分析，最终得到最佳的

CMC 端壁设计。

3.3 涡轮盘和涡轮外环

涡轮盘作为航空发动机热端的承力部件，其质

量和可靠性对航空发动机性能起着决定性影响，在

高温合金涡轮盘的发展遇到了瓶颈的时候［55-57］，美

国 NASA，GE 航空集团和 Soler 公司研制出了 CMC 涡

轮盘，并在 F110，F414 和 F136 等发动机中开展试验

研 究［58-59］。 Lewis 公 司 研 制 了 CMC 涡 轮 盘 ，使 用 温

度可达 1400℃。日本公司在 CMC 涡轮盘研究中一

直 走 在 世 界 前 列 ，盘 面 径 向 和 纬 向 采 用 UM46TM

（Toho Rayo）高 模 碳 纤 维 ，厚 度 方 向 采 用 IM600TM

（Toho Rayo）高 强 碳 纤 维 ，显 著 提 高 了 涡 轮 盘 的 强

度［60］。GE 航空集团测试 CMC 涡轮盘，其设计思路

为 中 心 盘 体 为 高 温 合 金 材 料 ，外 缘 高 温 部 分 采 用

CMC 材料，可充分发挥 CMC 材料耐高温和低密度的

显著优势。

大量研究显示：目前主流的三种 CMC 材料制备

方法（MI，CVI 和 PIP）在制备厚度较大部件（厚度≥

10mm）的涡轮转子部件时均存在不同程度的缺陷，因

此必须发展新型、大厚度 CMCs 涡轮盘制备工艺，改

善盘体的密度分布均匀性，提高涡轮盘的性能［44］

。

涡轮外环位于发动机涡轮机匣和涡轮叶片之间

是典型的热端静子部件，作用是减弱叶顶间隙泄漏

并保护发动机机匣不受高温泄漏燃气的侵蚀［61］

。其

服役温度极高，且承受巨大的燃气冲击，由于外环快

的温度梯度和热变形较大因此将其分为数个小块

（外环块）。外环块之间则存在缝隙，作为热变形时

的缓冲余量，常规高温合金外环块内部有冲击冷却

机构而外面表设有气膜孔对其进行冷却保护。GE 航

空公司率先采用 CMC 材料替代高温合金在涡轮外环

的应用（图 21），在 GEnx 发动机上成功应用并省去了

表面的气膜冷却结构，随后在 Leap 系列发动机上成

功使用，显著降低冷气的消耗量并显著改善外环的

服役特性和使用寿命［62］

（图 22）。目前，最先进的五

代军用涡轴发动机 HPW3000 和 GE3000 均开始在涡

轮外环结构上应用 CMC 材料。国内某研究院所针对

浸料-熔渗工艺制备的陶瓷基复合材料涡轮外环进

行试验件及工装设计，并进行了 1000 次高温燃气抗

性试验，外环试验件的尺寸、组织等未发生明显变

化，研究结果表明：高温燃气冲蚀具有较高的抗性，

用于涡轮外环可以发挥其高温力学优势。

Fig. 20 Heat transfer and cooling performance of the CMC turbine blade[47]

第 43 卷 第 2 期 推 进 技 术 2022 年

210380-14

3.4 喷管调节片/密封片和混合段

CMC 喷 管 调 节 片/密 封 片 ，已 在 M53-2，M88，

M88-2，F100，F119，F414，F135，F136 等多种军机上

试验并应用。最早在 20 世纪 80 年代法国的 Snecma

公司将 CMC 喷管调节片/密封片应用在 M52-2 上进

行 350h 的整机试验考核，并在幻影 2000 战斗机上进

行实战测试飞行，发现 CMC 喷管调节片/密封片工作

特性良好，且耐久性符合要求。在 20 世纪 90 年代中

期开始将 CMC 喷管调节片/密封片用在阵风战斗机

的 M88，M88-2 发动机外部喷管上，性能得到大幅提

升。Snecma 公司还与美国 PW 公司合作开发 CMC 调

节片/密封片，并在 F100 发动机上进行了试验，累计

工作 1300h，并在 120℃测试 100h，推力增加 35%。

GE 航空集团为 F/A-18E/F“大黄蜂”战斗机的发

动机 F414 提供所研制的 CMC 喷管调节片/密封片，第

一种是碳化硅/碳（CMC-SiCf

/C：陶瓷级碳化硅纤维增

强的碳基材），其次是 2011 年生产的 F414 开始安装

氧化物/氧化物陶瓷基复合材料（氧化铝-莫来石陶瓷

纤维增强的氧化铝-氧化硅基材）［10，63］，经过 400h 的

高温考核，表现出优异的高温性能（图 23）。此外，发

动机尾喷管通常是飞机的主要外露部件，不但增加

飞机的后向雷达散射截面，而且尾喷管是高温部件，

因此该部位是飞机的重要红外辐射源之一。在发动

机服役温度下，SiCf

/SiC 对 8.2~12.4GHz 波段的雷达波

具有最佳的吸收效果，因此能够显著降低发动机产

生的红外信号。

喷管调节片/密封片作为发动机热端易损部件，

经过大量的研究和制造工艺的改进，CMC 喷管调节

片/密封片在耐热性，使用寿命，轻质和红外红外隐身

等性能方面显著提高，目前被广泛应用在最先进的

战斗机上。如 F22 战斗机的发动机 PW 公司的 F119

发动机和 F35 隐形战斗机的发动机 F135 均已全面采

用 CMC 喷管调节片/密封［64］

。

Fig. 22 CMC turbine shroud[62]

Fig. 21 Thermal fatigue test of CMC guide vane[51]

Fig. 23 CMC outer flaps and seals

第 43 卷 第 2 期 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展 2022 年

210380-15

法国的 Snecma 公司最早在 2007 年混合器中使

用 CMC 材料，并通过了 700 个发动机循环试验，包括

200h 发动机试车和 70h 的试飞，完全达到考核要求并

应用于空客 A380 的发动机 CFM56-C 上（图 24）。美

国 GE 航空集团和 PW 公司积极地在军用航空发动机

F414，F119，F135 上使用 CMC 混合器（图 25），显著提

高混合器的高温服役特性。

4 航空发动机部件级流动传热实验研究

由于航空发动机服役环境极端恶劣，具有温度

高、压力高、转子部件转速高、流量变化大、湍流及旋

流水平高的特点。如图 9 所示，在航空发动机研究

中，部件测试处于第二个阶段，其测试结果直接决定

了后续的研发进度。因此在实验室条件下要实现尽

可能地模拟航空发动机环境，对获得具有实际指导

意义的部件级测试结果具有极为重要的工程应用

价值。

目前绝大部分的高校和研究机构开展的航空发

动机热端部件的传热冷却分析的实验研究平台，无

法达到航空发动机热端部件严苛的服役环境。因此

对部件级研究的特征进行分析，获得简化测试方案，

同时能够为部件级的测试研究提供重要的数据和技

术支撑。现阶段针对高温合金的热端部件流动传热

实验研究已经初步建立了模化准则，而 CMC 部件流

动传热的实验模化准则尚未建立。

4.1 合金热端部件流动传热实验研究模化方法

由于实验室条件无法完全达到实际服役参数，

因此航空发动机涡轮关键部件冷却的研究中需要模

化开展研究。即通过控制某些重要参数来实现实验

室工况与服役工况的匹配，从而保证实验结果的有

效性。

冲击-气膜组成的复合冷却结构因具有高效的

冷却特性而被广泛应用在航空发动机涡轮关键部件

的冷却中。该冷却技术的特点在于冷却气流进入冷

气腔室对部件地面进行冷却，再通过气膜孔进入主

流并对部件表面进行冷区保护，最终使部件温度保

持在合适范围内。目前针对航空发动机热端部件的

复合冷却实验研究中，大都采用模化准则匹配来模

拟航空发动机服役工况。其中关键参数综合冷却效

率（ϕ）由主流、二次流的温度（Tg，Tc，i

）和气膜部件主

流侧的温度（Tw

）定义，由式（1）计算。

综合冷却效率本质上是一种无量纲温度，在给

定的冷气进口温度 Tc，i和燃气温度 Tg时，即可根据综

合冷却效率 ϕ 反推得到部件的实际壁面温度。因此，

大量的研究人员都在开展数值模拟和实验研究，来

获得航空发动机涡轮部件在典型流动条件下的综合

冷却效率分布。

ϕ = Tg - Tw

Tg - Tc,i

（1）

航空发动机中的大部分热端部件（火焰筒、端

壁、叶片壁面）均可简化为一维无限大平板，Nathan

等［65］

在冲击/气膜结构上推导了一维导热下的理论公

式根据综合冷却效率定义获得如式（2）所示的综合

冷却效率表达式，该表达式包含了所有要考虑的参

数。其中包括无量纲参数：绝热冷却效率（η）、主流

侧和冷气侧换热系数比（hg/hc

）、主流侧 Bi数和冷气温

升系数 χ。

Fig. 24 CMC exhaust mixer

Fig. 25 CMC exhaust mixer of F135 engine[64]

第 43 卷 第 2 期 推 进 技 术 2022 年

210380-16

ϕ = 1 - χη

1 + Bi + hg /hc

+ χη （2）

在式（2）的基础上，Nathan 等［65］

将实验条件与实

际服役环境进行匹配来开展实验研究，发现在内部

冲击的作用下，静叶前缘处综合冷却效率远高于绝

热冷却效率。Liu 等［66-67］

在式（2）的基础上进一步发

展了综合冷却实验的匹配准则，指出各向同性导热

的金属基热端部件在实验室模拟服役环境，主流与

冷却气流温比的匹配最重要，因为温比匹配后，其他

参数可自动匹配。如不能满足温比匹配，则需要匹

配动量比，因为匹配动量比后可最大程度地减小绝

热气膜冷却效率和传热系数比对于综合冷却效率的

影响（图 26）。

刘存良等［68］

利用综合冷却效率的模化及关键参

数的匹配，研究加力燃烧室双层壁隔热屏的冷却特

性。通过红外测温技术测量了气膜板流侧的综合冷

却效率分布，研究了冲击孔板开孔率和动量比对双

层壁隔热屏综合冷却效率的影响，研究发现实验室

工况（主流与二次流温度比 Tg/Tc=2）相对于发动机工

况（Tg/Tc=4）的综合冷却效率偏差在 0.054 以内。因

此，基于式（2）发展的综合冷却实验模化匹配准则可

实现实验室条件与航空发动机实际服役条件的模化

匹配，从而使实验室研究的结果更具有实用价值。

4.2 CMC热端部件流动传热实验研究方法

Nathan 等［65］

在冲击/气膜结构上推导了一维导热

下的理论公式（2），能够给出热端部件冷却中各个关

键因素最终对综合冷却效率的影响规律，进而产生

了相应的模化匹配准则来指导实验设计。由于 CMC

材料的主方向导热系数与其他方向导热系数有数量

级的差异，通常对于薄壁 CMC 结构件，沿厚度方向的

导热系数远小于主方向导热系数，因此式（2）推导中

的一维导热假设无法成立。对于 CMC 部件尚无成熟

的模化匹配准则。

此外，由于制造和加工工艺的限制，CMC 部件的

表面粗糙度要显著高于高温合金部件，这一现象导致

部件在冷气侧和燃气侧的传热系数发生显著改变，且

依赖于编织方式和加工工艺。针对这一问题，美国滨

州州立大学与普惠公司进些年开始了一系列实验研

究，Wilkins，Thole 等［69-70］

利用红外测温技术研究了编

织方式对部件表面传热系数的影响（图 27），研究结

果显示编织方式对会显著影响部件表面的流动状态，

从而改变部件表面的传热特性，因此在应用中需要基

于流动和传热特性来选择相应的编织方式。

总体而言，CMC 热端部件公开发表研究成果大

都侧重介绍材料耐温和寿命等方面的性能指标，而

对 CMC 部件流动传热特性的研究较少，且相关研究

更多侧重于表面粗糙度和编织结构对流动传热的影

响规律，缺少部件级的流动传热研究，现阶段尚未建

立相应的流动传热分析方法和模化匹配准则。

5 结 论

本文通过对国内外有关 CMC 材料在航空发动机

主要热端部件的应用研究工作进行系统的总结和分

析，CMC 材料作为最受关注的战略热结构材料之一，

未来在航空发动机热端部件具有广泛的应用前景和

巨大的应用潜力。另外，航空发动机技术是各国相

互封锁的最高机密技术之一，因此有关 CMC 材料基

础研究的的公开资料较多，而 CMC 部件考核、结构设

计、加工制造和应用研究相关的公开文献极少。基

Fig. 26 Heat transfer coefficient ratio under different

temperature ratios[67] Fig. 27 St augmentation of 0º and 90º oriented CMC

surfaces when compared to the St for a flat plate with a

constant temperature boundary conditions[69]

第 43 卷 第 2 期 陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展 2022 年

210380-17

于现有的公开资料可知：现阶段尚未建立航空发动

机热端部件的设计体系，因此必须依赖大量的基础

试验测试和高温考核试验来获得相应的数据，进而

支撑航空发动机 CMC 热端部件的设计研发。鉴于

此，作者认为航空发动机 CMC 热端部件的研究，仍需

深化的内容如下：

（1）在实验研究的基础上，建立考虑 CMC 微尺度

特征的跨尺度热分析方法，用以精确描述复杂型面

结构的传热特性。

（2）随着CMC热端部件的广泛应用，需要针对CMC

部件建立基于各向异性导热特征的模化实验方法，用

以匹配实验室条件和服役环境，降低实验研究成本。

（3）随着航空发动机的不断发展，服役温度将不

断提高，CMC 部件也需要高效的冷却系统，因此针对

气膜冷却带来的温度非均匀性，建立基于 CMC 热端

部件结构特征和各向异性导热特性的一体化冷却设

计系统具有重要的意义。

致 谢：感谢国家自然科学基金、国家科技重大专项基

金、中央高校基本科研业务费专项资金的资助。

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（编辑：梅 瑛）