卢淑伟，罗瑞盈，王连毅

(北京航空航天大学 物理科学与核能工程学院，北京 100191)

0 引 言

随着高性能航空涡轮发动机的发展,涡轮进口温度不断提高，热端部件温度可达到1600 ℃以上,工作温度已远远超过高温合金的工作极限[1,2]。非氧化物连续纤维增强非氧化物陶瓷基复合材料在具有高温、含氧气和水分等服役环境下，容易发生氧化失效，甚至带来灾难性破坏[3,4]。氧化物陶瓷基复合材料耐高温、抗氧化，不会因为氧化失效而形成灾难性断裂，并且该类复合材料成本相对较低，是应用于航空发动机热端部件最有潜力的备选材料之一。美国和日本等国家在上世纪末开始重点研究氧化物/氧化物陶瓷基复合材料领域,并逐步实现在航空发动机等热端构件领域的应用[5,6]。一般常用氧化物增强纤维为连续氧化铝纤维，但氧化物纤维表面活性高，极易在制备复合材料过程中与基体发生反应形成强界面结合，或者在制备过程中导致纤维受侵蚀发生性能下降现象。通常有两种方法避免纤维与基体的强界面结合，(1)纤维表面制备界面层,例如可在纤维表面制备BN、SiC和其他氧化物陶瓷界面；例如，陈照峰[7]等人利用化学气相渗透方法(CVI)在Nextel 720纤维沉积PyC和PyC/SiC两种界面，测得复合材料弯曲强度分别为56 MPa和267 MPa。(2)制备多孔基体，断裂过程中裂纹可在基体中发生连续非直线偏转，但是基体高温蠕变性能较差，在高温环境下材料容易发生蠕变破坏[8],且多孔基体由于热导率较低，常用于隔热等非结构材料领域[9]。……