陈辉煌，巩龙东，申秀丽

（北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京100191）

0 引言

新一代航空发动机要求具有更高推重比、更高可靠性和更长寿命[1]。而发动机推力的增大在很大程度上依赖于涡轮前温度的提高[2]。推重比为15～20的发动机的涡轮前进口温度最高达2250～2350K[3-4]。镍基高温合金作为航空发动机涡轮导叶的常用材料，其最高工作温度为1100℃，已经达到其使用温度的极限（初熔点的85%）[5]。能耐1100℃以上高温的只有碳/碳复合材料（C/C）和陶瓷基复合材料（CMC）[6]。但是C/C在高温燃气环境下容易被氧化[7]，而CMC具有耐高温、耐腐蚀、密度小[8]的优点，是研制高温涡轮导叶的理想材料。目前，很多机构研发了陶瓷基复合材料涡轮导叶，并进行了试验：NASAGlenn研制的SiCf/SiC涡轮叶片可使冷却气流量减少15%～25%，并通过了燃烧室出口气流速度为60m/s、6.06×105MPa和1200℃下的环境试验考核[9]；MATECHGSM公司研制的全CMC涡轮导向器的最高使用温度为1400℃[10]。但是，CMC韧性很差，其断裂韧性很难超过25MPa·m1/2[11]。而金属骨架陶瓷基复合材料涡轮导叶的设计思想不仅继承了CMC的优点，还克服了其韧性差的缺点。金属骨架陶瓷导叶由陶瓷叶型、隔热层和金属骨架组成，叶型和内、外侧壁（上、下缘板）均由陶瓷制成[12-13]。德国的Krger等人早在1989年就提出了混合式导叶（就是现在所说的金属骨架陶瓷基复合材料涡轮导叶）的思想[12]；美国PW 和UTRC公司以FT8导叶为基础，设计了带内部冷却的金属骨架陶瓷基复合材料涡轮导叶，其表面最高温度达到1316℃[14]，可满足涡轮前温度1649℃的要求，同时使冷却气流量减少了15%～25%。……