| 來源：復材社
一、陶瓷基復合材料高溫性能優異， SiCf/SiC是近年研究的熱點
陶瓷基復合材料（Ceramic Matrix Composites，CMC）是指在陶瓷基體中引入增強材料，形成以引入的增強材料為分散相，以陶瓷基體為連續相的復合材料。其中分散相可以為連續纖維、顆粒或者晶須，目前研究較多的是連續纖維增強的陶瓷基復合材料。連續纖維增強陶瓷基復合材料保留了陶瓷材料耐高溫、抗氧化、耐磨耗、耐腐蝕等優點的同時，充分發揮陶瓷纖維增強增韌作用，克服了陶瓷材料斷裂韌性低和抗外部沖擊載荷性能差的先天缺陷。陶瓷基復合材料主要由陶瓷基體、纖維以及界面層組成。纖維構成陶瓷基復合材料的骨架，是主要承載單元。碳化硅陶瓷基體在復合材料中主要是填充纖維預制件內部空隙，將纖維束包裹起來，連成一體，起到傳遞載荷及保護纖維的雙重作用。界面相位于纖維與基體之間的結合處，在二者之間起到傳遞載荷的“橋梁”作用；此外，當裂紋擴展至中間層時，可通過裂紋偏轉和界面脫粘等能量耗散機制，阻止裂紋向纖維內部擴展。
相比樹脂基復合材料和金屬，CMC具有耐高溫、低密度、高比強、高比模、抗氧化和抗燒蝕等優異性能，使其具有接替金屬作為新一代高溫結構材料的潛力，CMC被美國國防部列為重點發展的20項關鍵技術之首。
按照陶瓷基體的不同，CMC一般為氧化物基及非氧化物基兩大類，非氧化物基耐高溫能力更強。氧化物CMC，增強材料采用氧化物纖維，基體材料多為高熔點金屬氧化物，常用基體有氧化鋁（Al2O3）、釔鋁石榴石（YAG）、氧化鋯（ZrO2）等；非氧化物陶瓷基復合材主要以SiC作為基體，此外還有超高溫陶瓷基復合材料。氧化物CMC從材料成分上直接避免被高溫氧化的問題，但耐溫能力相對較弱，SiC的高溫抗氧化性最強，密度小，并有較低的熱脹系數和較高的熱導系數，因此以SiC為基體的CMC-SiC是研究的重點。
CMC-SiC按照增強纖維的不同，可進一步分為Cf/SiC（碳陶）和SiCf/SiC，后者是近年來研究的熱點。用于增強SiC基體的纖維主要為碳纖維和碳化硅纖維，對應的CMC分別為Cf/SiC（碳陶）和SiCf/SiC，與碳纖 維相比，SiC纖維在耐氧化、抗蠕變等方面具有顯著的優勢，同時，SiC纖維與基體SiC具有良好的相容性，無熱膨脹失配等問題。所以自20世紀70年代末SiC纖維實現量產以來，連續碳化硅纖維增韌的碳化硅基復合材料( SiCf/SiC CMC) 一直是研究熱點。
二、CMC在航空航天及核能等領域極具應用前景，市場空間廣闊
2.1 SiCf/SiC是航空發動機的熱端理想材料，已批量應用于熱端靜止件
提高渦輪前溫度是提高航空發動機綜合性能的有效方式，渦輪前溫度已逐漸接近高溫合金的耐溫極限。大推重比、高效率和長壽命一直都是航空發動機研究領域永恒的追求，而提高渦輪進口燃氣溫度（TIT）可直接提 升航空發動機的綜合性能。在過去八十年里航空發動機渦輪進口前燃氣溫度急劇提高，第四代戰機F22的發動機F119推重比為10，其渦輪進口溫度達1900K。面向未來的推重比12~15的發動機渦輪進口平均溫度超過2000K，推重比15~20以上的發動機渦輪進口溫度最高可達2200K~2450K，遠超高溫合金材料的耐溫極限（單晶材料：1350K）。
相比高溫合金，CMC具有耐高溫、輕量化和壽命長的特點，被各國視為下一代航空發動機戰略性熱結構材料。相比于鎳基高溫合金，CMC材料有以下顯著優勢：（1）比高溫合金能承受更高的溫度（CMC材料耐溫 極限比鎳基高溫合金提高約150～350℃，潛在使用溫度可達1650℃），可顯著減少冷卻氣消耗量約15%～25%， 從而提高發動機效率，同時還能減少氮氧化物的排放；（2）CMC材料密度（2.0～2.5g/cm3）為高溫合金的1/4～1/3，可以顯著降低發動機重量（發動機減重30%～70%）從而大幅提高推重比；（3）高溫下優異的持久強度，使用壽命長；（4）可設計性強，纖維紡織技術的引入使CMC可設計性和結構適應性大幅提高，可根據不同部件的性能需求設計可達到最佳的熱/力特性匹配。目前，各航空強國普遍認為：CMC是航空發動機高溫結構材料的關鍵核心技術之一，直接體現一個國家先進航空發動機和先進武器裝備的設計和制造能力。
CMC是航空發動機的熱端理想材料，潛在應用部位為燃燒室/加力燃燒室、渦輪導向葉片、渦輪外環、渦輪葉片、尾噴管調節片/密封片等。
已在發動機上得到應用的主要有碳化硅纖維增強碳化硅復合材料（SiCf/SiC）和氧化物纖維增強氧化物復合材料（Ox/Ox）兩種，其中SiCf/SiC是研究和應用的重點。SiCf/SiC在1200~1400℃的高溫燃氣下的壽命可達幾千小時，是軍用/商用航空發動機核心機熱端結構（燃燒室、高低壓渦輪）最理想的材料。Ox/Ox的耐溫能力低于SiCf/SiC，但由于不存在氧化問題，壽命可達上萬小時，且成本相對較低，可應用于渦噴、渦扇發動機噴管以及渦軸、燃氣輪機核心機的高溫部位。因SiCf/SiC耐溫能力更強，符合航空發動機的核心需求，且綜合 性能更好，被國內外公認為最有潛力的發動機熱結構材料之一，是目前研究和應用的重點。
對于CMC的應用，國外中溫中載靜止件已進入批產階段，高溫中載件正在進行全壽命驗證，高溫高載轉動件仍在探索。國外在陶瓷基復合材料構件的研究與應用方面，基于先易后難、先低溫后高溫、先靜子后轉子 的層層遞進的發展思路，充分利用現有的成熟發動機進行考核驗證。首先發展中溫（700℃～1000℃）和中等載荷（低于 120MPa）的靜子件，如尾噴口調節片/密封片、內錐體等；再發展高溫（1000℃～1300℃）中等載荷靜子件，如火焰筒、火焰穩定器、渦輪導向葉片和渦輪外環等；最后驗證高溫高載荷（高于120MPa）的轉子件，如渦輪轉子、渦輪葉片。總的來說，噴管調節片／密封片等中溫中等載荷靜止件已完成全壽命驗證并進入實際應用和批量生產階段，可以實現減重50%以上；燃燒室火焰筒和內外襯、導向葉片等高溫中等載荷靜止件正進行全壽命驗證，有望進入實際應用階段，渦輪外環已進入批產階段；而渦輪轉子、渦輪葉片等高溫高載荷轉動件尚處于探索研究階段，使用壽命與應用要求相距甚遠。
軍用航空發動機一般采用SiCf/SiC尾噴管以滿足隱身性能，GE生產的passport20公務機發動機和F414軍用發動機采用氧化物CMC制造排氣裝置和封嚴片。對于軍用航空發動機而言，發動機尾噴管是重要紅外輻 射源之一，因此還需要考慮材料的隱身性能。與Cf/SiC以及Ox/Ox相比，SiCf/SiC的吸波性能更好，可實現發動機的隱身，因此軍用航空發動機的尾噴一般采用SiCf/SiC。GE用于“環球”7000/8000公務機的passport 20發動機采用氧化物復合材料制造整流罩、排氣混合器和中心錐，與同級別發動機相比，減少了8%的耗油率。此 外，2011年生產的軍用發動機F414開始安裝Ox/Ox制造的封嚴片。
GE是目前對于SiCf/SiC應用最成功的公司，已將其批量應用于LEAP、GE9X和GE3000。2009年，該公司研制的SiCf/SiC復合材料低壓導向葉片在F136發動機上完成驗證，并于2010年完成首飛。2016年在LEAP發動機的渦輪外環率先使用SiCf/SiC復合材料并已批產，顯著降低冷氣的消耗量并顯著改善外環的服役特性和使用壽命，一臺LEAP發動機有18個CMC零件，總重量為1kg。繼而在新型GE9X商用發動機的燃燒室內襯和外襯、兩級導向葉片和一級渦輪外環共五個部件使用了該材料，耗油率比GE90-115B降低10%，該型號已于2020年獲得美國FAA適航認證，成為目前世界上推力最大的商用噴氣發動機。在燃氣輪機方面，H型燃氣輪機使用了SiCf/SiC復合材料渦輪外環，其燃燒效率創造的了世界紀錄。新一代軍用渦軸GE3000發動機使用了陶瓷基復合材料，比T700型發動機耗油率降低25%、全生命周期成本降低35%，壽命延長20%，功重比提高65%。
GE完成了首個CMC低壓渦輪轉子葉片的驗證，研制的下一代軍用變循環發動機XA1000是CMC應用最廣泛的發動機。2014年GE航空集團以F414發動機為驗證平臺，在1650℃下經過500個嚴酷的循環考核，完成了首個低壓渦輪轉子葉片的驗證。GE在XA100發動機的部件使用CMC材料和聚合物基復合材料(PMC)等，是所有商用或軍用發動機中CMC使用最廣泛的發動機，與之前的產品相比，XA100發動機的燃油效率提高了25%，推力提升10%，散熱能力也到了很好的改善。目前已經完成了第二臺XA100變循環發動機的第三輪測試，該發動機可用于F-35和第六代戰斗機。
2.2 SiCf/SiC輻照穩定性好，是核工業的理想候選材料
在核能領域，SiCf/SiC復合材料以其高熔點、高熱導率、高溫穩定性、較小的中子吸收截面、優良的中子輻照穩定性等優異性能，成為反應堆包層第一壁、流道插件、控制桿和分流器等的理想候選材料。SiCf/SiC有望取代鋯合金作為水堆燃料原件的包殼材料。核燃料元件是核反應堆的核心組件，它對核反應堆的經濟與安全有直接的影響。目前正在使用的核電站多數是以鋯合金為燃料元件的輕水反應堆，然而，鋯合金包殼本身存在著的問題包括吸氫、水中的腐蝕和芯－殼反應等，無法解決核燃料元件的長期安全性問題。SiCf/SiC復合材料具有高溫蒸汽腐蝕動力學低、中子經濟性高、輻照穩定性好、以及優異的高溫力學性能等特點，被認為是理想的核燃料元件包殼材料，有希望代替鋯合金應用于輕水堆。美國通用原子公司利用SiCf/SiC復合材料制備了具有三層結構的新型水堆燃料元件，內層和最外層為SiC，中間層為SiCf/SiC。
此外，碳化硅還在高溫氣冷堆、熔鹽堆、氣冷快堆、事故容錯材料等方向具有應用前景。目前日本和美國的應用進度世界領先。
2.3 Cf/SiC在航天領域得到廣泛應用，主要用于飛行器防熱以及衛星反射鏡
Cf/SiC發展較早，在航天領域已實現成熟應用。Cf/SiC是最早發展起來的陶瓷基復合材料，一直吸引著發達國家投入巨資開展研究。歐美國家側重于該材料在航空航天領域的應用研究，日本則更注重其在新能源等高 技術領域的應用研究。Cf/SiC是目前應用最為成熟的陶瓷基復合材料體系，抗氧化能力弱于SiCf/SiC，但耐高溫能力優于SiCf/SiC，適用于對溫度要求高但對壽命要求相對較低的場景，在航天領域中主要作為熱結構應用，另外還被用于衛星鏡面。Cf/SiC可有效解決高超聲速飛行器的防熱需求和減重需求。隨著航空航天領域的不斷發展，各國對高超聲速飛行器等技術越來越重視。由于在長時間飛行、大氣層再入飛行和跨大氣飛行時面對嚴重的燒蝕、高速氣流 的沖擊以及大梯度熱沖擊的影響，急需一種耐高溫、耐燒蝕、抗沖擊的材料解決這些問題。Cf/SiC可實現結構防熱的一體化，滿足防熱需求的同時實現減重。在歐美等國家，Cf/SiC在飛行器上已經得到了廣泛的應用，主要應用在航天器的頭錐帽、機翼前緣和蓋板等。法國的Hermes航天器的頭錐帽和機翼前緣，美國的NASA X-37飛行器的組合襟翼、方向舵等結構件均采用這類材料作為高溫熱防護結構，美國X-38空天飛機采用防熱/結構一體化的全Cf/SiC組合襟翼。2015年2月，歐洲IXV試驗飛行器飛行成功，其熱防護系統頭錐、迎風面大面積、翼前緣和體襟翼均采用C/SiC復合材料，可以滿足超過1600℃的服役要求，薄壁異形構件尺寸達到了米量級，體現出很高的制備工藝水平，技術成熟度較高。
Cf/SiC被廣泛用于火箭發動機。由于Cf/SiC耐熱沖擊性高，對液體推進劑化學穩定性高，具有較高的抗蠕變性，作為耐燒蝕材料和高溫結構材料在國外多種火箭發動機上得到廣泛應用。
Cf/SiC還是一種理想的空間相機結構材料。隨著空間相機分辨率的逐漸提高，空間相機正朝著大口徑、長焦距、輕量化方向發展。其中空間相機反射鏡和支撐結構是高分辨率空間相機的關鍵部件，必須具有優異的力 學性能和熱穩定性。Cf/SiC復合材料具有質量輕、剛度高、熱膨脹系數低等特點，可以極大地提高空間相機部件的尺寸穩定性。作為衛星反射鏡材料的研究在國外已經進行了30多年，技術已相當成熟，美國、德國等國 家已制備出Cf/SiC超輕鏡面和反射鏡、微波屏蔽鏡面等光學結構。
2.4 Cf/SiC是新一代高性能剎車材料的首選，已批量應用于汽車和飛機
目前廣泛用于高速列車、汽車和飛機上的剎車材料主要是粉末冶金和C/C復合材料。然而，粉末冶金剎車材料存在高溫容易粘結、摩擦性能易衰退、高溫強度下降顯著、抗熱震能力差、使用壽命短等缺點；而C/C剎車材料存在靜態和濕態摩擦系數低（濕態相對干態衰減約50%）、熱庫體積大、生產周期長（約1200h）及生產成本高等問題，制約了其進一步發展及應用。Cf/SiC復合材料是近年來逐漸發展起來的一種新型高性能剎車材料，有望成為傳統粉末冶金和C/C復合材 料的良好替代品。Cf/SiC復合材料具有比金屬基復合材料更低的密度、更高的強度、更好的摩擦性以及更長的使用時限等優勢。Cf/SiC復合材料可以看作是將C/C復合材料中的C基體替換成硬質的SiC基體，SiC的加入有效改善了復合材料的摩擦性和抗氧化性，而且摩擦性能對外界環境介質（霉菌和油污、潮濕等）不敏感。因此，Cf/SiC復合材料被視為新一代高性能剎車材料的首選，在飛機、高鐵、汽車等制動領域具有廣闊的應用前景。目前，Cf/SiC剎車材料已用于高檔轎車，在高鐵上也已經得到實際應用。目前碳陶剎車盤價格偏高，因此多應用于高檔汽車，保時捷、法拉利、奧迪A8L等高檔汽車都已應用碳陶剎車材料。法國TGV-NG高速列車和日本新干線也已試用Cf/SiC閘瓦。美國Starfire公司研究先驅體轉化法制備Cf/SiC剎車材料，并已應用于摩托車剎車片。
碳陶剎車材料對于軍機意義重大，我國飛機碳陶剎車盤技術世界領先。碳陶剎車材料耐海水、耐鹽霧腐蝕性強，抗熱震和抗沖擊能力強，還能實現澆水快速冷卻，冷卻時間大大縮短，對于軍機戰略意義非同凡響。由 西北工業大學與中航工業西安航空制動科技有限公司聯合研制的碳陶剎車盤產品，已經進入批產階段，使我國成為國際上第一個將碳陶剎車盤成功用于飛機的國家，標志著中國飛機剎車技術躋身于世界領先水平。該碳陶剎車盤與上一代剎車盤相比，靜摩擦系數提高1-2倍，濕態摩擦性能衰減降低60%以上，磨損率降低50%以上，使用壽命提高1-2倍。生產周期降低2/3，生產成本降低1/3，能耗降低2/3，性價比提高2-3倍。價格也僅相當于國外同類產品的50%-60%。
2.5 氮化硅纖維有望替代石英纖維，制備新一代導彈天線罩
導彈天線罩需要具備承載、耐溫、透波、耐蝕等多功能于一體，陶瓷基透波復合材料是天線罩透波材料的發展趨勢。天線罩透波材料的發展主要經歷了三個階段：有機透波材料、陶瓷透波材料、陶瓷基透波復合材料。（1）上世紀40年代，導彈的飛行速度低，無法產生較大的氣動加熱（一般低于 300℃），采用樹脂基復合材料制備天線罩即可滿足要求。例如，美國Boeing公司制備“波馬克”導彈天線罩的原料為不飽和聚酯樹脂透波材料。（2）第二階段是上世紀50年代至80年代，飛行器及導彈飛行速度有所升，氣動加熱效果上升（約300～1000℃），有機材料的耐溫性及高溫透波性能的缺點開始放大，無法繼續滿足天線罩的使役環境要求。因此研究者們將目光轉向于耐高溫、耐燒蝕以及具有優良介電性能的陶瓷材料，包括氧化鋁、微晶玻璃、堇青石、 石英、氮化硼、氮化硅陶瓷等，逐漸成為制備高速飛行器天線罩的首選材料，其中一些已成功獲得了型號應用。（3）第三階段是從上世紀80年代至今，飛行器及導彈飛行速度進一步提升，而單相陶瓷透波材料由于自身性能特點，在高溫下韌性和穩定性不足，逐漸達不到高速飛行所面臨的更加惡劣的環境對天線罩材料的要求。因此通過結合各種陶瓷材料的優點，將材料優化設計組合為一體稱為新的研究思路，開始研究制備增強增韌的陶瓷基透波復合材料。美國與前蘇聯都先后研發了適用于高速導彈天線罩的陶瓷基透波復合材料并成功應用。
連續Si3N4纖維有望替代石英纖維，制備新一代高馬赫數導彈天線罩。近年來，超高音速導彈的快速發展對耐高溫透波陶瓷纖維提出了迫切需求。目前，國內外高溫透波材料的增強體主要為石英纖維。石英纖維具有 高強度、低密度特性，且介電損耗低，可以實現寬頻透波。但是，石英纖維在高于 900℃的溫度下會因晶粒粗化而導致強度迅速下降，從而顯著降低復合材料性能。隨著中遠程精確制導導彈的快速發展，新一代導彈的速度提高，天線罩的工作溫度已經提升到1000℃以上，且工作環境更加惡劣，這對高溫透波材料提出了新的需求。連續Si3N4纖維的耐溫性能優于石英纖維，且當碳含量控制在5 wt%以下時，纖維具有良好的高溫透波性能， 因此有望替代石英纖維，用于制備新一代高馬赫數導彈天線罩，氮化硅纖維一般用于增強氮化硼和氧化硅，目前對于氮化硅纖維天線罩的應用仍處于早期階段。
2.6 全球CMC市場規模高速增長，CMC-SiC占比最高
全球CMC市場規模高速增長，北美和歐洲占據大部分市場，碳化硅基CMC市場占比最高。根據MARKETSANDMARKETS統計，2022年全球CMC市場規模為119億美元，統計范圍包含C/C、C/SiC、Ox/Ox、 SiC/SiC。預計CMC市場規模將以10.5%的CAGR增長，2028年達到216億美元。分區域來看，北美和歐洲將占據大部分市場，分具體產品來看，SiC作為基體的CMC市場占比最高。
目前用于國防與航空航天領域的CMC市場占比最高，其次是汽車，能源領域的需求也將持續增長。CMC極致的耐溫性能使其適用于國防與航空航天的嚴苛工作環境，但因其成本較高，國防與航空航天領域對成本敏 感度相對較低，因此對CMC的應用最為廣泛。汽車碳陶剎車盤對CMC的需求也較大。燃氣輪機以及核電領域 對CMC的市場需求也將持續擴大。
三、CMC工藝壁壘高，GE的CMC制備已進入產業化階段
3.1 陶瓷基復合材料的制備工藝：主要為纖維制備和基體制備兩個步驟
CMC組件的制備工藝復雜，壁壘極高。總體來看，陶瓷基復合材料的制備工藝分為纖維制備、預制體編織、纖維界面層制備、基體制備和增密、機加工成型幾步。對于工作環境惡劣的CMC組件，如航空發動機熱端部件，還需制備環境障涂層。氧化物CMC和非氧化物CMC的制備流程基本一致，但每個環節涉及的具體工藝有所差別。非氧化物CMC中，Cf/SiC和SiCf/SiC的制備工藝基本一致，纖維制備過程有所差異，因SiCf/SiC是CMC研究的重點，所以下文以SiCf/SiC為例描述CMC的制備工藝。
3.1.1 SiC纖維：成本占CMC成品成本的50%以上，主要采用先驅體轉化法制備
SiC纖維的性能對CMC部件性能影響極大，先驅體轉化法是制備SiC纖維的主流工藝，聚碳硅烷（PCS）是常用的先驅體。根據《Silicon carbide fiber manufacturing: Cost and technology》，SiC的成本占CMC成品的50%以上，SiC纖維的生產工藝主要有化學氣相沉積法（CVD）、先驅體轉化法（PD）和活性炭纖維轉化法 （CVR）。先驅體轉化法的工藝流程通常是以聚碳硅烷(PCS)為先驅體，經過紡絲、交聯固化、高溫裂解、纖維燒成等一系列工藝獲得碳化硅纖維。先驅體轉化法制備碳化硅纖維具有顯著的優勢：（1）先驅體可設計性強， 可引入Al、B、Zr等，改善纖維性能；（2）制成的纖維直徑細小，可直接制成絲束(400根/束～1600根/束)使用，多用于編織復雜形狀的預制體。（3）先驅體陶瓷化溫度低，通過熱解過程中的氣氛調控，可控制纖維中的氧、碳等元素組成，該方法成本相對較低，已經實現工業化生產。
第三代SiC纖維性能最優，是研發、應用的重點。日本碳公司在1980年首次采用先驅體轉化法制備碳化 硅纖維，1985年該公司開始利用該方法進行工業化生產。隨著各家公司不斷改進碳化硅的制備技術，逐漸形 成了3代碳化硅纖維。第一代SiC纖維含氧量高，抗氧化性、抗蠕變性較差，1200 ℃以上纖維性能下降嚴重， 第二代SiC纖維含氧量顯著下降，空氣氛圍下能耐1400 ℃高溫。第一代和第二代SiC纖維增強陶瓷基復合材料的高溫使用壽命有限，第三代SiC纖維進一步除去多余的C和O，力學性能在一定程度上接近純碳化硅材 料可能達到的極限，擁有更強的抗氧化能力、更高的抗拉強度，高溫處理后仍能保留80%以上強度，最高使用溫度極限可達到1800 ℃，是提升CMC復合材料力學性能最理想的增強材料，也是CMC復合材料研發、應用的重點。
美日等發達國家已經形成了多個代際的SiC纖維產品體系，并推出了高性能、高純度、高價值的第三代SiC纖維產品。目前，日本碳素公司（Nippon Carbon）和宇部興產公司（Ube Industries）的SiC纖維產品產量最大， 能達到百噸級。美國道康寧( Dow Corning) 公司則引入B作為燒結助劑制得性能優異的Sylramic，在此基礎上再引入N元素去除富裕B元素得到晶粒更大、晶界更為干凈的Sylramic-iBN纖維。
3.1.2 預制體：編制纖維以滿足幾何形狀要求
實際應用中，需要將纖維(束) 編織成各種預制體，編織結構除了要滿足幾何形狀等需求外，還要盡量簡化編織方式、降低成本，提高結構強度和熱導率等。常見的預制體形式大致分為單向纖維帶/層，2D、2.5D和3D預制體等。單向纖維層/布是最簡單的預制體形式，纖維束按一個方向平行排列，用環氧樹脂等聚合物黏結劑將纖維黏結成所需纖維體積分數和幾何形狀的預制體，黏結劑往往會在制備基體之前被高溫處理，轉化為熱解炭(GE的Prepreg工藝)。2D預制體是由經緯兩向纖維束編織的纖維布進行層層鋪疊得到的，在鋪層過程中可調整每一層纖維方向，但層間無纖維連接，抗剪切能力差，容易分層。為了克服2D預制體易分層的缺點，2.5D預制體采用角聯鎖的方式層層交織，增強了層間結合，這類預制體工藝簡單且層間結合強度較高，運用廣泛，但沒有沿 厚度方向的纖維分布。另外有一種介于2D和3D之間的預制體通過針刺方式來縫合纖維布，同樣也增強了層與層之間的連接強度，一定程度上增加了材料韌性，工藝簡單，同樣應用廣泛。3D預制體是由多股纖維束在3個相互垂直的方向上編織而成的，對強度有一定影響，但材料的各向異性被削弱。3D編織還包括3維4向和3維5向等方式。
3.1.3 界面層：SiC纖維的表面涂層，CVI是主流工藝
界面層建立基體與纖維之間的“弱連接”以提高CMC性能。界面層是影響SiCf/SiC復合材料性能的關鍵， 是纖維與基體相連接的紐帶，也是應力傳遞的橋梁，其界面結合強度直接決定復合材料的力學性能及破壞/失效 模式，是實現SiCf/SiC強韌化的關鍵。通常弱的界面結合有利于碳化硅纖維與界面的脫粘，以及纖維的拔出，有利于提高復合材料的韌性。在核用環境條件下，界面層的耐高溫、耐腐蝕、抗氧化、抗輻照等性能面臨嚴峻挑戰，往往可能成為最薄弱的環節而最先失效。因此，界面層的結構穩定性至關重要，一定程度上決定了復合材料的服役周期。SiC涂層與PyC或BN界面層復合方案具有優勢。為滿足力學性能和抗高溫氧化性能的要求，通常采用熱解碳(PyC)、六方氮化硼(BN)、碳化硅，以及(SiC/PyC)n、(SiC/BN)n等幾種材料體系。PyC是一類被廣泛采用的界面層，但在400℃以上氧化氣氛下，PyC界面層易發生氧化分解，其也能應用于核能環境，但在中子輻照下，PyC會發生緩慢但徹底的收縮-腫脹-非晶化的轉變。BN是另一類常用的SiCf/SiC復合材料界面層，抗氧化性能優于PyC，但不適用于核能領域。SiC涂層抗氧化性能優于PyC和BN，能有效阻止纖維的氧化損傷，但由于單獨使用SiC涂層，界面結合較強，不利于復合材料的增韌。因此，SiC涂層往往與PyC或BN界面層復合，從而發展出(SiC/PyC)n、(SiC/BN)n等多層復合結構界面層。
CVI是制備界面層的主流工藝。一般采用化學氣相滲透(CVI)或聚合物浸漬裂解(PIP)工藝制備界面層， 另外，BN層還可用蘸涂反應工藝。PIP和蘸涂反應法制備的界面層較為疏松，表面粗糙，有明顯裂紋，但這兩 種工藝簡單，對設備要求較低。CVI法制備的界面層表面光滑，內部致密，無明顯缺陷常用甲烷作為先驅氣體制備PyC界面層，用三氯硼烷和氨氣反映制備BN界面層。
3.1.4 CMC復合材料：CVI、MI和PIP工藝較成熟，但存在各自的局限性
基體制備和增密的主流工藝有化學氣相滲透法（CVI）、聚合物浸漬裂解法（PIP）、熔滲法（MI）、納米浸漬與瞬態共晶法（NITE），現階段CVI法和MI法都已實現大規模工業化生產，PIP法制備大型結構部件也逐步達到實用化水平，但這3種制備工藝由其工作原理導致均存在顯著的局限性，因此在制備結部件時應根據熱力學特征選擇相應的制備工藝。對于某些特殊要求的應用領域，CMC的制備不限于某一種制備工藝，可同時結合多種制備方法以滿足部件的設計要求。
（1）化學氣相滲透法（CVI）：可制備大型薄壁復雜結構
CVI源自CVD，是最早的制備CMC的工藝，先將氣態先驅體以對流、擴散的方式沉積于纖維的表面，然后，在一定溫度下反應生成SiC基體，通過連續的滲透沉積，對纖維之間的縫隙進行填充，最終得到連續的SiC陶瓷基體。目前，常用的氣態先驅體氣體為甲基三氯硅（MTS），且基于此前驅體的CVI工藝也趨于成熟。CVI法制備的優點是制備溫度低、晶型完整、力學性能優異、結構可控性高，可制備大型、薄壁、復雜結構的部件。缺點在于成本高、工藝復雜、沉積速率慢、制備周期長，氣態先驅體從預制體表面向內部擴散，內部易形成孔隙，不適合制備厚壁部件，并且CVI工藝對設備要求較高，反應參數受多方面因素影響不易控制，還有排放污染較大、原材料利用率較低等缺點。
日本、美國和法國對CVI工藝開展了大量研究，法國在CVI工藝制備技術上擁有較大優勢，其中Safran集團是最早著手研發CVI工藝的公司之一。利用該工藝，Safran實現了M88-2發動機尾噴管外調節片的制備。國內對于CVI工藝制備SiCf/SiC復合材料也做出了卓有成效的研究。其中，西北工業大學、中南大學、 國防科技大學、中國科學院上海硅酸鹽研究所等單位均對CVI工藝進行了研究，并已實現工業化生產。西北工業大學自主研發的基于CVI的CMC制造平臺在產品制備的可靠性和可控性上達到了國際先進水平，基于此項技術所制備的部件已用于部分國產發動機上。
（2）熔滲法（MI）：制備周期短
熔滲法（MI）又稱液硅滲透法，是讓熔融的Si單質浸滲多孔預制體，利用毛細力使液硅進入預制體內部與C反應生成致密的SiC基體。MI主要有兩類工藝路線: 一類是預浸料熔滲法(Prepreg MI) ，即采用聚合物熱解的方式引入碳源；另一類是料漿澆注法( Slurry Cast MI)，用陶瓷漿料引入SiC和碳源。預浸料法主要工藝步驟是首先制備纖維界面層，然后采用濕鼓纏繞制得單向纖維帶和基體帶，即預浸料帶，預浸料帶上均浸漬了聚合物黏結劑、SiC粉和C粉。然后將料帶鋪層造型，接著進行高溫處理，聚合物黏結劑裂解成炭，形成含碳多孔體，最后液硅熔滲。
采用預浸料熔滲法制得的SiCf/SiC CMC擁有良好的抗拉伸強度、疲勞壽命、抗蠕變性能和熱力學性能，已經批量應用。GE公司研究預浸料熔滲法制備SiCf/SiC CMC超過25年，其產品已成功用于現役航空發動機的熱端部件、CFM Leap-1發動機的渦輪外環、GE9X的燃燒室內外襯套、兩級渦輪導葉和一級渦輪外環均采用Prepreg MI工藝制造。
料漿澆注法是NASA和GE等公司共同研發的MI技術路線，實際上是CVI+MI的混合工藝。與Prepreg路線不同，Slurry Cast路線中，先編織預制體，后制備纖維界面層，然后用CVI法沉積一部分SiC基體包覆界面層，保留孔隙通道。接著注入混合有SiC(可含C)粉的陶瓷漿料，最后液硅浸滲完成最后的基體增密。
Prepreg CMC的纖維含量更低，但抗拉強度甚至比Slurry Cast CMC高，一方面是由于其采用的是單向纖維布，強度較高; 另一方面則是由于每根纖維都涂覆了完整的界面層，承載時纖維受力更均勻，界面層增韌效 果好，斷裂應變更大。SiCf/SiC CMC的原材料中SiC纖維最昂貴，纖維含量降低可有效控制CMC的成本。MI工藝有簡單高效、可近凈成型、制備周期短、CMC基體致密孔隙率低、熱導率高、抗拉強度大、抗蠕變性能好和抗氧化能力強等優點。缺陷也很明顯: 在熔滲Si時溫度較高，可能會損傷界面層和纖維; 殘余的游離硅單質會影響材料的強度，降低材料的耐高溫能力，還需采用各種辦法去除殘留硅或摻雜金屬元素與硅反 應生成難溶硅化物，NASA甚至在后階段研發更高耐受溫度的N26 CMC時，直接摒棄了MI工藝，轉而采用CVI+PIP工藝，完全杜絕多余Si單質的存在。國際上反應熔滲工藝制備SiCf/SiC復合材料的研究主要集中在日本、美國和德國。國內中南大學、中國科 學院上海硅酸鹽研究所、國防科技大學、中國航發北京航空材料研究院、航空工業復材中心等單位在反應熔滲法制備SiCf/SiC復合材料方面開展了卓有成效的研究。
（3）聚合物浸漬裂解（PIP）：可制備大尺寸復雜構件
PIP工藝是在真空氣氛中，將纖維預制件在先驅體溶液中浸漬，然后在惰性氣體保護下，進行交聯固化和高溫裂解，在裂解過程中，大量的小分子氣體會從體系中溢出，導致材料出現大量的孔隙，致密化程度低。所 以1次裂解往往不夠，需要多次( 5次～12次) 浸漬-裂解循環，直到質量不再增加或增量＜1%，最終實現基體致密化。常見的先驅體主要是聚碳硅烷(PCS)和聚乙烯基硅烷(PVS)以及它們的衍生物，新型先驅體如烯丙基氫化聚碳硅烷(AHPCS)引起了極大關注。聚碳硅烷（PCS）具有產率高、對纖維損傷小等優點，成為最常見和常用的先驅體。
PIP法制備復合材料的優點主要體現在制備溫度低，對纖維損傷小，可制備大尺寸復雜形狀的構件，可實現近凈尺寸成型，且不會殘留硅。但耗費先驅體量多而且工藝周期長，成本高。PIP法被廣泛認為是制造大尺寸、結構復雜部件的有效方法，西北工業大學、GE和NASA等機構已經使用這種方法制造大型結構件。
（4）納米浸漬與瞬態共晶法（NITE）：制備過程簡單快捷，可用于核工業
隨著對CMC材料性能要求的提高，NITE工藝在21世紀被科研人員提出，其主要工藝流程包括通過納米SiC粉末、燒結助劑、陶瓷先驅體配置成混合漿料，將隨后將漿料涂覆在SiC纖維的片材上，再干燥、疊層、熱壓燒結。
NITE工藝制備過程簡單快捷，產品孔隙率低、熱導率高、結晶程度好，能成功應用于核工業領域，但該工藝所制備的材料的形狀較為簡單，目前難以制備復雜的構件，且由于其燒結溫度較高，在制備過程中也需要 保持材料的性能及微觀結構不產生損耗。
對NITE工藝的研究主要集中在日本和美國，已實現面向核能領域的CMC工業化生產。由于NITE工藝 的燒結溫度一般較高(> 1700 ℃)，對碳化硅纖維的耐高溫性能要求較高。因此，目前，基于NITE工藝的研究 主要集中在日本和美國等擁有耐高溫性能更好的第三代碳化硅纖維的國家。其中，日本京都大學和美國橡樹嶺實驗室經過多年的積累，已經基本實現SiCf/SiC復合材料的工業化生產，主要是面向服役環境極端苛刻的核能用SiCf/SiC復合材料。我國在NITE工藝制備SiCf/SiC復合材料的研究鮮有報道，主要是以碳纖維替代碳化硅纖維，對熱壓燒結溫度、燒結助劑等對復合材料性能的影響做了一些探索研究，包括中國科學院上海硅酸鹽 研究所、國防科技大學、湖南大學等。
（5）復合工藝
復合工藝主要是將兩種或多種工藝相結合，利用多種工藝的優勢，提高CMC材料的密度，優化材料的微觀結構，縮短制備周期和生產成本。主流的三類工藝都有各自的優缺點，但將兩種工藝結合的混合工藝可揚長 避短，得到性能優良的SiCf/SiC CMC。為徹底消除多余Si，提高CMC耐溫能力，NASA的N26及后續耐高溫SiCf/SiC均采用了CVI+PIP混合工藝路線。
3.1.5 環境障涂層：防止CMC受高溫水蒸氣侵蝕，主要由APS工藝制備
環境障涂層（EBC）保護CMC免受燃氣中的高溫水蒸氣侵蝕。SiC的抗氧化性來自表面的SiC在＞800℃時氧化生成的SiO2薄層，這層SiO2的熱穩定性好，抗氧化能力強，可保護內部SiC在1200℃以上都不被氧化。但是航空發動機的碳氫燃料在燃燒后生成的燃氣中含有10%水蒸氣，在＞1200℃的溫度下，高溫高壓高速的水蒸氣與SiO2反應生成揮發性物質Si(OH)4，氧化物保護層被消耗，然后SiC生成SiO2和SiO2生成Si(OH)4的反應同時發生，CMC受侵蝕加速。環境障涂層（EBC）需要滿足四個要求: ①環境穩定性好; ②附著力強; ③與SiC化學兼容，穩定性好; ④ CTE與基體匹配，應力水平低。
第一代EBC包含三層材料：CMC表面的硅黏結層、莫來石基的中間層以及鋇-鍶-鋁硅酸鹽(BSAS)頂層。但在1300℃時，EBC開始出現玻璃相，1440℃時所有EBC都轉化為玻璃相，EBC失效。第二代EBC采用稀土 硅酸鹽，具有更好的抗環境腐蝕能力和更高的耐溫能力。典型的第二代EBC由Yb2SiO5頂層+莫來石中間層+ 硅黏結層組成，EBC結構和組成變化極小，性能穩定但稀土硅酸鹽也存在CTE不匹配的問題，再加上SiO2 韌性較差，EBC會過早散裂。基于第一代和第二代EBC的新型EBC正在研發之中。
已服役的第一代EBC主要由大氣等離子噴涂(APS)工藝制備。APS工藝成熟可靠，但涂層往往較疏松，內部存在孔隙從而影響 EBC的熱力學性能。電子束物理氣相沉積(EB-PVD)工藝更多是用于制備高溫合金的 YSZ熱障涂層，由于加工特性，涂層的孔隙沿厚度方向排列，并且SiO2蒸汽壓力高于其他組分蒸汽壓力，沉積參數不易控制，不適用于制備EBC。另外，APS和EB-PVD都是直線噴涂工藝，在復雜型面上可能會留下未噴涂區域。基于APS和EB-PVD技術發展的PS-PVD和DVD工藝較好地解決了以上問題，但還未投入工業生產。
3.2 GE已建成垂直整合的CMC供應鏈，CMC部件產量還將增長十倍
GE作為CMC領域的全球領導者，其制備CMC的工藝流程具備很高的參考價值。GE對CMC的開發已經持續了三十多年，2009-2019年期間在該技術上的投資超過15億美元，早期的開發得到了美國能源部、國防 部和NASA的支持。GE制備CMC的工藝流程為：采用CVD工藝給SiC纖維添加界面層，將纖維制成單向預浸帶，切割成所需外形后進行堆疊，然后在熱壓罐中去除揮發性有機物并塑造零件外形，有機材料在裂解爐中裂解形成碳橋，最后液硅熔滲制成CMC組件，隨后機械加工、進行檢測，最后涂覆EBC涂層。在GE將SiC纖維制成CMC成品只需不到30天。
GE公司從20世紀80年代末就開始預浸料-熔滲工藝制備SiC/SiC復合材料技術攻關，經歷20世紀90年代的工藝探索階段、大規模驗證階段（2000—2015年），目前已進入產業化階段（2016年至今）。GE在美國建立了第一個垂直整合的CMC供應鏈，包括SiC纖維、預浸料和CMC部件的生產，每年可生產20噸CMC預浸料，10噸SiC纖維和超過5萬個CMC發動機部件。
GE的CMC供應鏈分為以下四部分：（1） 位于俄亥俄州埃文代爾總部的CMC快速工廠實驗室可快速評估CMC設計變更和制造工藝改進的可行性。（2） 位于特拉華州紐瓦克的低速初始生產中心，為CMC原材料和組件展示概念生產準備和采用精益生產實踐。（3） 位于阿拉巴馬州亨茨維爾的全速率生產設施，兩個工廠分別生產SiC纖維和單向預浸帶，總投資2億美元（美國空軍實驗室資助2190萬美元）。SiC纖維工廠以 NGS（Nippon Carbon、GE和賽峰的合資企業，持股比例分別為50%、25%、25%）的工廠為藍本，大大提高美國生產能夠承受 2400 ℉的SiC陶瓷纖維的能力。（4） 位于北卡羅納州阿什維爾的全速率生產設施，用于生產CMC部件。參照NGS合資企業的模式，GE與Nippon Carbon以及賽峰合資成立Advanced Silicon Carbide Fiber，但GE持股比例為50%，新合資企業與NGS共同向GE供應SiC纖維。此外，GE還與Turbocoating合資成立了Advanced Ceramic Coatings以生產EBC。
GE 2019年的報道稱，GE和CFM發動機對CMC的需求在過去十年中增長了20倍，預計CMC部件產量將在未來10年增長10倍。GE 2018年就交付了23000個LEAP發動機的CMC渦輪外環，2019年的計劃為36000個。其他航空發動機巨頭也積極布局CMC，選擇的工藝路線各異。賽峰集團于20世紀80年代開始采用CVI工藝制備SiC/SiC復合材料，選用CVI 技術主要是基于該公司前期化學氣相沉積制備C/C復合材料研發及工程化方面的經驗，為了加強CMC的研發力量，賽峰集團于2018年11月成立了賽峰航空陶瓷技術公司，該公司位于波爾多航空園核心地帶，將致力于陶瓷基復合材料的基礎研發與生產，為發動機提供質輕耐高溫的復合材料。羅羅公司于2015年收購了位于美國加州的海寶（Hypertherm）高溫復合材料股份有限公司，該公司主要采用CVI+MI工藝制備SiC/SiC陶瓷基復合材料密封片，并計劃在2025年前后將噴管、渦輪外環整環部件等應用于發動機。普惠公司于2000年前后開始研制陶瓷基復合材料，前期重點在PIP工藝制備SiC/SiC復合材料與OX/OX復合材料。普惠公司認為陶瓷基復合材料應用于靜止件中的價值不高，因此將把陶瓷基復合材料應用的工作重點放在渦輪轉子葉片和燃燒室上。普惠公司于2019年年底宣布在美國加利福尼亞州建立一個陶瓷基復合材料研 發基地，并計劃于2027年在阿什維爾建立陶瓷基復合材料渦輪葉片生產中心，將陶瓷基復合材料應用到燃燒室內襯、葉片、噴管和其他部件。
四、我國已建成相對完善的CMC產業鏈，航發CMC或迎來拐點
根據西工大成來飛教授，總體來看，我國陶瓷基復合材料與國外幾乎處于并跑位置，我國在剎車、飛行器防熱領域領跑，但在航空發動機領域還較為落后。加快發展陶瓷復材這一新材料產業是黨中央、國務院著眼建 設制造強國、保障國家安全做出的重要戰略部署，“先進結構陶瓷與復合材料”也是“十四五”國家重點研發計劃的7個重點專項之一。碳化硅纖維方面，早期SiC纖維是我國CMC產業的瓶頸環節，我國自主攻克了CMC批量制造技術，但 由于缺少高性能碳化硅纖維，只能用碳纖維替代。目前我國已形成以國防科大、廈門大學和中南大學為中心的三個碳化硅纖維產業集群，第二代SiC纖維已實現產業化，第三代SiC纖維已實現技術突破，我國實驗室研發的產品與日本同類型產品水平相近，但是生產水平還尚未達到工業化生產規模，有待進一步研究。我國第二代碳化硅纖維已發布國家標準，標志著相關產業已經成熟。根據全國標準信息公共服務平臺，國家標準《低氧高碳型連續碳化硅纖維》（第二代碳化硅纖維）于2024年3月15日發布，2024年7月1日正式實施。
氮化硅纖維方面，國內研制連續Si3N4纖維的主要單位是山東工陶院、廈門大學和國防科技大學，已經實現批產，我國基本與美、日、德、法并跑。值得注意的是，碳化硅纖維和氮化硅纖維的常用制備方法都是采用PCS先驅體轉化，PIP法制備CMC-SiC的先驅體也為PCS，因此PCS需求量較大。陶瓷基復合材料制備方面，在西北工業大學、中南大學、國防科技大學、中國科學院上海硅酸鹽研究所、 中國航發北京航空材料研究院、航空工業復材中心等單位的努力下，CVI工藝已實現工業化生產，PIP工藝較為成熟，MI工藝也有相關單位及企業布局。航天材料及工藝研究所突破了氮化硅纖維增強陶瓷復合材料及米量級天線罩制備技術，研制的復合材料具有優異的力學性能、抗燒蝕性能及介電性能，典型環境下的線燒蝕速率 顯著低于石英復合材料，且介電性能穩定，有望用做高溫服役環境的天線罩材料。從應用來看，Cf/SiC方面，我國已將其作為熱結構和空間相機支撐結構等應用于飛行器和高分辨率空間遙感衛星，在飛機剎車材料的應用上處于國際領先地位；SiCf/SiC方面，國內近年來針對先進航空發動機熱端部件開展了大量陶瓷基復合材料的研究工作，研制了各類模擬件和試驗件，如尾噴管的密封片/調節片、加力燃燒內錐體、主燃燒室火焰筒、高壓渦輪外環、渦輪導葉等。燃燒室浮壁瓦片模擬件、全尺寸噴管調節片等分別進 行了試驗臺短時考核和發動機短期掛片試車考核，構件熱態性能良好，已進入應用驗證階段，尚未實現規模化工程應用。氮化硅纖維增強陶瓷基復材方面，尚未有開展應用的公開報道。我國航發產業對陶瓷基復合材料的需求或已出現拐點。根據中國航發公眾號2024年1月3日的文章，“新年開工第一天，中國航發航材院表面工程研究所組織各專業組召開工作研討會，梳理總結前期工作、部署新一年工作安排。2024年，面對陶瓷基復合材料迅速增長的研制和交付需求，團隊集思廣益總結問題，制定調整措施，形成2024年初步工作思路，為任務交付做好全面保障”，表明下游產業對CMC的需求拐點或已出現。我國CMC產業鏈環節相對完善，在Cf/SiC方面，碳纖維、碳陶剎車材料的參與企業較多，但是在SiCf/SiC方面，與國外相比，我國企業數量較少、單體規模較小、產業鏈薄弱，普遍存在產能有限、產品批次穩定性差、 生產成本高等問題。氮化硅方向目前還處于應用早期，少數企業已有布局。
