摘要：連續碳化硅（SiC）纖維增韌的 SiC/SiC 復合材料由連續 SiC 纖維、界面層和 SiC 基體組成，具有高強度、高韌性、低密度、耐高溫、抗氧化等一系列優(yōu)異性能，是理想的航空發(fā)動(dòng)機和燃氣輪機熱端構件材料。在力、熱、水、氧、燃氣沖刷、異物沖擊等多種因素的影響下，SiC/SiC 復合材料具有復雜的斷裂和腐蝕失效行為。隨著(zhù) SiC/SiC 復合材料的廣泛應用，針對其疲勞和蠕變失效機制的研究變得越來(lái)越重要。近年來(lái)，聲發(fā)射、數字圖像相關(guān)、電阻監測、原位 CT 和 SEM 等新的檢測手段在 SiC/SiC 復合材料上的應用，有助于進(jìn)一步闡明其在力學(xué)實(shí)驗中裂紋萌生和發(fā)展過(guò)程以及發(fā)生最終破壞的機理。
關(guān)鍵詞：碳化硅；復合材料；損傷演化；失效連續 SiC 纖維增韌的 SiC 基復合材料（SiC/SiC復合材料）是以連續束絲 SiC 纖維為增韌體、氮化硼（BN）或熱解碳（PyC）等為界面層，熔融滲硅（ MI） 、 化 學(xué) 氣 相 滲 透 （ CVI） 、 先 驅 體 浸 漬 裂 解（PIP）等工藝制備的 SiC 為基體的新型復合材料，具有高強度、高韌性、低密度、耐高溫、抗氧化、抗蠕變以及較高的熱導率和較低的熱膨脹系數等一系列優(yōu)異特征，在航空發(fā)動(dòng)機和燃氣輪機熱端材料、核燃料包殼管等方面擁有廣泛的應用前景。美國 GE 航空的 HiPerCompTM SiC/SiC 復合材料已應用于 LEAP 系列發(fā)動(dòng)機的高壓渦輪外環(huán)；根 據 GE 官 網(wǎng) 的 報 道 ， 2020 年 取 得 FAA 認 證 的GE9X 發(fā)動(dòng)機更采用了一級高壓渦輪外環(huán)、一級和二級高壓渦輪噴嘴以及燃燒室內環(huán)和外環(huán)等五種SiC/SiC 復合材料構件。
材料的失效類(lèi)型主要包括斷裂、腐蝕和磨損等。 SiC/SiC 復合材料的失效主要表現為在載荷、高溫、異物沖擊、氧化、摩擦等單因素或多因素作用下發(fā)生的斷裂、腐蝕和磨損。 SiC/SiC 復合材料具有多種組分，每種組分相比 SiC 或六方氮化硼（h-BN）等純陶瓷材料有很大的不同，不同組分可以多種方式組成復合材料，因此 SiC/SiC 復合材料具有因材料組成和制備工藝而異的失效行為。同時(shí)，SiC/SiC 復合材料的服役環(huán)境十分復雜，已開(kāi)展了很多高溫水氧或燃氣環(huán)境下的長(cháng)時(shí)力學(xué)實(shí)驗，研究 SiC/SiC 復合材料在力、熱、水、氧以及高速氣流等綜合作用下的損傷演化和失效機理，以達到監測 SiC/SiC 復合材料性能衰減并預測其剩余服役壽命的目的。由于 SiC/SiC 復合材料磨損失效行為的專(zhuān)門(mén)研究還比較少，本文重點(diǎn)討論 SiC/SiC復合材料的斷裂失效和腐蝕失效。
1.1
SiC/SiC 復合材料從損傷發(fā)生到最終破壞主要經(jīng)歷基體橫向開(kāi)裂、層間開(kāi)裂、纖維束與基體分離、纖維束內基體開(kāi)裂、纖維斷裂與拔出等損傷模式。裂紋萌生、擴展直至發(fā)生破壞的方式同纖維預制體結構或鋪層方式、界面層的類(lèi)型及其與纖維和基體的結合強度、基體缺陷等密切相關(guān)。表面和界面缺陷、內容物和孔洞、人工狹縫或缺口尖端、編織結節等應力集中部位容易成為裂紋萌生點(diǎn)，如圖 2 所示。由于缺陷的廣泛存在，基體裂紋往往在比例極限以下即可發(fā)生；但是在很低應力水平下發(fā)生的基體裂紋并不一定直接影響材料的性能。
1.2
SiC/SiC 復合材料在使用過(guò)程中受到砂石、金屬等異物沖擊可能導致表面損傷、產(chǎn)生裂紋甚至被擊穿，這與材料本身的結構和性能、異物沖擊的速率等因素密切相關(guān)。 SiC/SiC 復合材料的異物沖擊實(shí)驗主要考核材料抵抗高速鋼球或其他顆粒垂直沖擊的能力。 Choi和 Bhatt 等評估了料漿澆注-熔滲（slurry cast-MI）工藝 SiC/SiC 復合材料抗1.59 mm 鋼球沖擊的能力，室溫及 1316 ℃ 空氣環(huán)境實(shí)驗表現出了相似的破壞機制。當沖擊速率為115 m/s 時(shí)，材料未表現出明顯的內部損傷，力學(xué)性能也未發(fā)生衰減。隨著(zhù)沖擊速率的增加，內部損傷加劇并且力學(xué)性能開(kāi)始衰減。當速率 > 300 m/s時(shí)，鋼球能夠擊穿材料，材料的強度保留率約為50%。主要的內部損傷類(lèi)型包括分層、纖維斷裂及基體剪切斷裂。背面僅有部分支撐的樣品，除發(fā)生前面接觸損傷，還發(fā)生背面應力損傷，受到的破壞比具有背面具有全部支撐的樣品更嚴重。 Presby等表征并模擬了沖擊速率 340 m/s 的 1.59 mm鋼球對平面和曲面 MI SiC/SiC 復合材料的損傷。結果表明，平板件的損傷要比曲面形件嚴重得多，平板件最大的損傷發(fā)生在背面，而曲面形件最大的損傷在前面。 Kedir 等評估了 9 種 SiC/SiC 復合材料室溫下受到 200 m/s 或 300 m/s 不同粒度（120～210 μm 以及 60～90 μm）石榴石顆粒的沖擊腐蝕情況，結果表明，性能衰退速度的主要決定因素包括密度、基體硬度及彈性模量。 Presby 等研究了沖擊速率 350 m/s 的 1.59 mm 碳化鎢（WC）顆粒對3D SiC/SiC 復合材料造成的損傷，結果表明，正交聯(lián)鎖樣品相對多層聯(lián)鎖和角聯(lián)鎖樣品耐沖擊能力更強。
1.3
疲勞是指材料在循環(huán)載荷的作用下失效的現象，而這一載荷可以遠低于材料的極限拉伸強度。疲勞是材料失效最常見(jiàn)的原因。作為一種工程上應用的熱結構材料，SiC/SiC 復合材料在服役過(guò)程中將不可避免地承受循環(huán)載荷的作用并產(chǎn)生損傷累積，當累積的疲勞損傷達到一定程度后將會(huì )導致突然斷裂失效，給安全使用帶來(lái)嚴重威脅。已有研究表明，SiC/SiC 復合材料的疲勞性能受多種因素的影響，如基體類(lèi)型、零件孔結構、測試條件和環(huán)境因素等，并表現出不同的疲勞失效機制。
1.3.1 材料組成的影響
致密的基體可以更有效地抵御氧氣和水蒸氣等對界面層和纖維的侵蝕，為 SiC/SiC 復合材料帶來(lái)較高的疲勞極限。 Kim 等 研究了料漿澆注-熔滲工藝制備的孔隙率約為 8% 的 SiC/SiC 復合材料及預浸料-熔滲（prepreg-MI）工藝制備的孔隙率 <1% 的 SiC/SiC 復合材料在燃氣環(huán)境下的疲勞行為，發(fā)現后者更不易發(fā)生氧化，疲勞極限更高。
在基體中引入自愈合相也可以提高 SiC/SiC 復合材料的疲勞極限。 Ruggles-Wrenn 等研究發(fā)現，對于由 CVI 工藝和 MI 工藝制備的純 SiC 基復合材料，在卸載的過(guò)程中，氧化反應產(chǎn)生的氣體從基體中釋放出來(lái)，在重新加載時(shí)，氧化物則再次通過(guò)基體裂紋進(jìn)入材料內部，氧化造成的基體裂紋增長(cháng)是材料壽命限制機制。相反，由 CVI 工藝制備的具有多層交替結構的 SiC-B4C 自愈合基體，能夠捕捉氧并與之反應生成可流動(dòng)的氧化相從而使基體裂紋愈合，能夠有效阻止纖維和界面的進(jìn)一步退化，該基體類(lèi)型材料的疲勞破壞主要取決于纖維。
SiC/SiC 復合材料零件的孔結構也會(huì )引起疲勞性能的變化。 Zhang 等研究了帶有氣膜冷卻孔的的 3D 編織 SiC/SiC 復合材料在 1350 ℃ 空氣中的疲勞性能，孔分布分別按矩形排列和三角形排列設計，單孔直徑均為 0.5 mm。實(shí)驗發(fā)現冷卻孔幾乎不影響材料的極限拉伸強度，但是疲勞壽命卻隨著(zhù)冷卻孔數量的增加而下降，冷卻孔對疲勞性能的影響主要源于孔周?chē)w維的氧化和脆化；孔分布呈三角形排列的試樣疲勞性能最低，其斷面上大多數纖維發(fā)生氧化并脆化，原因是該排列方式影響了基體裂紋的形成和擴展。
1.3.2 測試條件的影響
應力水平、加載頻率和實(shí)驗溫度等均會(huì )影響疲勞失效機制。 Luo 等揭示了高溫空氣環(huán)境中不同應力水平下 PIP SiC/SiC 的疲勞破壞機制。在應力高于比例極限時(shí)，基體中快速萌生的裂紋導致彈性模量迅速下降，然后纖維承擔了大量載荷；在應力低于疲勞極限時(shí)，基體中產(chǎn)生的橫向裂紋是主要疲勞損傷機制，測試過(guò)程中，彈性模量幾乎保持不變，基體承載了主要載荷；當應力水平位于疲勞極限和比例極限之間時(shí)，則由基體和纖維共同承載。Ruggles-Wrenn 等發(fā)現，1200 ℃ 空氣環(huán)境中 CVISiC/SiC 復合材料疲勞極限隨著(zhù)加載頻率的增大而降低。 Ikarashi 等 對正交 3D 編織 SiC/SiC 的研究發(fā)現，在 1100 ℃ 空氣環(huán)境中，氧化引起的界面剪切強度大幅下降是造成疲勞失效的原因。 Bertrand等研究了燃氣環(huán)境中實(shí)驗溫度對 SiC/SiC 復合材料疲勞性能的影響：隨著(zhù)溫度的升高，材料的疲勞性能逐漸衰減，在 1250 ℃ 和 1350 ℃ 下，施加應力分別為 125 MPa、90 MPa 時(shí)，疲勞壽命均能超過(guò)25 h（90000 次循環(huán)）；而在 1480 ℃ 下，由于氧化和腐蝕過(guò)于強烈，造成試樣出現大量消耗，即使未施加任何載荷，其壽命也僅有 16.7 h。
1.3.3 環(huán)境因素的影響
1.4
SiC/SiC 復合材料用于高溫部件時(shí)必須充分考慮其蠕變性能，以防止高溫服役過(guò)程中材料在部件預期壽命內出現過(guò)度變形或提前失效，與疲勞性能一樣，影響 SiC/SiC 復合材料蠕變性能的因素同樣有材料組成、實(shí)驗條件、環(huán)境因素等。
1.4.1 材料組成的影響
研究了不同纖維編織結構的 MI SiC/SiC 復合材料的拉伸蠕變行為，實(shí)驗發(fā)現拉伸方向上軸向纖維體積分數越高，材料蠕變斷裂強度越高。
1.4.2 測試條件的影響
SiC/SiC 復合材料的蠕變性能往往隨著(zhù)測試溫度和應力水平增加而下降。研究發(fā)現隨著(zhù)溫度和應力的不斷增加，2D SiC/SiC 復合材料的蠕變斷裂時(shí)間縮短，穩態(tài)蠕變速率增大；基體開(kāi)裂、界面脫粘和纖維蠕變成為材料蠕變損傷的主要模式。SiC 纖維的微觀(guān)結構穩定性影響了材料的蠕變性能，當溫度由 1200 ℃ 升高至 1400 ℃ 時(shí)，纖維晶粒顯著(zhù)增大，結晶度提高，材料抗蠕變性能急劇下降。 Racle 等的持久實(shí)驗載荷在 0 到最大值之間循環(huán)，最大值在 18%～84% 極限拉伸強度之間，每106 次循環(huán)增加 6%。循環(huán)加載載荷在 30% 極限拉伸強度以上時(shí)，對破壞和材料壽命有顯著(zhù)的影響。
1.4.3 環(huán)境因素的影響
環(huán)境中的氧氣對 SiC/SiC 復合材料持久壽命具有顯著(zhù)的影響，真空和純凈惰性氣氛下的持久壽命明顯優(yōu)于空氣或其他含氧氣氛下的持久壽命。有顯著(zhù)的影響，真空和純凈惰性氣氛下的持久壽命明顯優(yōu)于空氣或其他含氧氣氛下的持久壽命。Morscher 等對比研究了 SiC/SiC 復合材料在空氣、氬氣氣氛以及真空三種不同環(huán)境下的持久壽命，發(fā)現在 1204 ℃ 下，當施加應力為 220 MPa 時(shí)，空氣和氬氣環(huán)境下的持久壽命為 17～ 154 h，而真空條件下則超過(guò) 了 500 h；當應力繼續增加至248 MPa 時(shí)，空氣氣氛中的持久壽命降至 0.5～ 3.5 h，而真空條件下的是 188～ 469 h。進(jìn)一步分析發(fā)現，氬氣氛中含有的微量氧氣（體積分數 0.002%）使基體開(kāi)裂處纖維、界面層以及基體發(fā)生氧化，進(jìn)而導致了纖維-纖維之間和/或纖維-基體之間的強界面結合，使得材料的失效時(shí)間降低至與空氣環(huán)境下相當的水平。對于在真空中測試的試樣，在斷面上未觀(guān)察到明顯的氧化跡象，BN 界面層一直存在，并且在纖維/界面層之間或界面層/基體之間可觀(guān)察到明顯的剝離和纖維拔出。 Godin 等的研究表明，在載荷高于基體開(kāi)裂水平的中高溫持久實(shí)驗中，持續加載考核的主要是空氣氧化的影響。斷裂時(shí)間隨加載應力的提高而變短，并遵循傳統的指數定律：
2.1
氣相的 SiO 揮發(fā)后材料失重。當氧含量較高時(shí)，發(fā)生鈍化氧化，反應方程式為：
材料增重，并且生成的 SiO2 能夠在低于其熔點(diǎn)的溫度（1723 ℃ ）阻止氧氣對 SiC 的進(jìn)一步氧化。在鈍化氧化過(guò)程中，SiO2 層生成后，氧化主要通過(guò)以下步驟進(jìn)行：（1）氧氣分子通過(guò)擴散作用通過(guò)SiO2 層，進(jìn)而到達 SiC 表面；（2）氧氣與SiC 在界面處發(fā)生反應；（3）生成的 CO 氣體通過(guò)擴散作用逸出。
相比 SiC，SiC/SiC 復合材料的氧化失效行為更加復雜，同時(shí)包含纖維、界面層與基體的氧化，并且氧化行為與溫度、纖維類(lèi)型、界面層類(lèi)型及基體的制備方法密切相關(guān)。
多名學(xué)者研究了 SiC/SiC 復合材料的氧化行為與溫度的關(guān)系。 Zhao 等研究了 800～1200 ℃下 SiC-SiBC 基復合材料的氧化行為。 800 ℃ 氧化100 h 后，h-BN 界面層和 SiC 纖維不能被有效保護，強度降低幅度較大；更高溫度氧化時(shí)，由于SiC 封閉涂層裂紋的閉合及 SiBC 基體氧化形成的玻璃相能夠封填裂紋，因此可以有效抑制氧的擴散，使得界面層與纖維得到保護，強度幾乎不下降 。 Tan 等研究了PIP 工藝的SiC/BN/SiBCN在 1350～ 1650 ℃ 空氣條件下氧化行為。1350 ℃氧化 50 h 與 100 h 后，材料的強度保留率分別為52% 與 54%，1500 ℃ 氧化5 h 后，材料的強度保留率為 46%。氧化過(guò)程分為三個(gè)主要步驟：（1）復合材料的表面與氧氣形成完整的氧化物層，材料增重；（2）氧化物層起到阻擋氧氣侵入的作用并且揮發(fā)性產(chǎn)物開(kāi)始以氣體形式揮發(fā)，材料減重；（3）氧氣穿過(guò)阻擋層并與復合材料發(fā)生反應，同時(shí)揮發(fā)性產(chǎn)物在材料表面揮發(fā)，質(zhì)量變化在此階段為對數形式。
材料的氧化行為不僅與高溫氧化溫度密切相關(guān)，還與材料的低溫暴露歷史相關(guān)。 Diaz 等首先將 SiC/SiC 復合材料在 800 ℃ 中加熱 500 h，然后在 65 ℃ 低溫潮濕環(huán)境（相對濕度 95%）中暴露500 h，最后將樣品在 800 ℃ 空氣中加熱 15 min。結果表明，t-BN 界面層在這一環(huán)境下退化很快，界面剪切強度和摩擦力下降約 90%，進(jìn)而導致了力學(xué)強度的顯著(zhù)下降。界面層失效致使氧氣及其他組分能夠更深入地與材料內部發(fā)生反應，因此在再次升溫過(guò)程中材料性能發(fā)生顯著(zhù)下降。
氧氣通道的存在會(huì )加速氧化過(guò)程。氧化通道可能由纖維與基體的熱膨脹系數不匹配產(chǎn)生的裂紋形成，或者由基體在外力作用下的開(kāi)裂形成，也可能由界面層的氧化失重所形成。 Sun 等分別采用熱膨脹系數為 5.1 × 10–6k–1 與 4.0 × 10–6k–1 的SiC 纖維制備復合材料。高熱膨脹系數纖維制備出的復合材料在 800 ℃ 、1000 ℃ 及 1200 ℃ 氧化后質(zhì)量略有增加，強度保留率分別為 109.6%、103.2%與 102.9%，這是由于高熱膨脹系數纖維增強的復合材料中纖維與 SiC 封閉涂層的熱膨脹系數匹配性較好，因此在涂層中幾乎未發(fā)現裂紋，阻止了氧氣對纖維造成的侵蝕，并且氧化后強度保留率較高。 Wing 等研究了 HiPerCompTM SiC/SiC 復合材料中 BN 界面層的氧化情況。將復合材料表面暴露在 1200～1285 ℃ 空氣環(huán)境中，氧氣可以沿著(zhù)SiC 纖維表面的 BN 界面層侵入材料內部，界面層起到了氧氣通道的作用。在相同溫度與時(shí)間，基體表面僅能形成幾微米的氧化層，在 BN 界面層上卻可以滲入數百微米，這表明 B2O3 的形成有助于氧氣的擴散。孤立纖維表面的界面層與相互粘連界面層的氧化情況相似，厚界面層的侵蝕則比薄界面層嚴重得多。
SiC/SiC 復合材料在水氧環(huán)境下，除了與氧氣發(fā)生反應外，還會(huì )與水蒸氣發(fā)生反應，其中 SiC 基體的反應通常是：
Mall 等研究了不同溫度水氧環(huán)境下的SiC/SiC 復合材料的退化機制，發(fā)現在 400 ℃ 和950 ℃ 下 BN 界面層主要表現為開(kāi)裂、退化和揮發(fā)等形式的損傷；而 750 ℃ 下BN 會(huì )形成硼硅酸玻璃，導致纖維出現粉化，復合材料性能衰減得更嚴重。潮濕氧化環(huán)境對 BN 界面層比對 PyC 界面層的破壞性更強。 Lu 等利用 CT 觀(guān)察發(fā)現，在潮濕氧化環(huán)境后，SiC/SiC 復合材料中的 BN 界面層受到明顯破壞 ， 與 SiC/PyC/SiC 復合材料相比 ，SiC/BN/SiC 材料會(huì )在內部結構中產(chǎn)生了更多的孔隙。 Yao 等的研究結果表明，水蒸氣顯著(zhù)加速了 Hi-Nicalon 型 SiC 纖維的氧化，導致復合材料性能退化；Robertson 等將 Hi-Nicalon S 型纖維在水蒸氣環(huán)境下處理后，其表面會(huì )形成一層 SiO2，纖維持久壽命比空氣中處理的顯著(zhù)降低。
近年來(lái)，聲發(fā)射、電阻監測、數字圖像相關(guān)（DIC）、原位 CT 和 SEM 等新方法在 SiC/SiC 復合材料上的應用，突破了傳統的力學(xué)實(shí)驗-斷口觀(guān)測的斷裂失效研究模式，獲得了豐富的 SiC/SiC 復合材料損傷演化和失效行為研究的信息。本文綜述的失效行為研究進(jìn)展，很多即建立在對這些方法的綜合運用上。聲發(fā)射和電阻監測均可檢測到裂紋萌生和增殖的實(shí)時(shí)情況。其中，聲發(fā)射可以用來(lái)預測 SiC/SiC 復合材料的持久壽命。電阻監測可以在高溫、高壓和腐蝕性環(huán)境中使用，因為即使將導線(xiàn)連接在冷區也可以反映熱區阻值變化。DIC 可反映由力熱加載引起的材料表面面內位移和應力場(chǎng)分布。原位 CT 對 SiC/SiC 復合材料的裂紋萌生和擴展進(jìn)行實(shí)時(shí)觀(guān)測，目前已有從室溫到1750 ℃ 下開(kāi)展實(shí)驗的報道 。聲發(fā)射與原位CT 結合，檢測到聲發(fā)射信號再用 CT 采集圖像，可以節約實(shí)驗時(shí)間。同步輻射 X 射線(xiàn)光源在原位CT 上的應用，美國、法國、英國和澳大利亞等已有報道，極大地提高了 CT 的分辨率并大幅縮減了實(shí)驗時(shí)間。原位 SEM 也是一種裂紋萌生和擴展的實(shí)時(shí)觀(guān)測手段，盡管只能觀(guān)察表面，但是分辨率可以比 CT 更高，與 DIC 手段結合甚至能夠檢測到納米尺度的微裂紋。有關(guān)方法的成熟度還有待進(jìn)一步提高。例如，聲發(fā)射信號和 SiC/SiC 復合材料電阻阻值下降已經(jīng)能夠同損傷的發(fā)生很好地關(guān)聯(lián)起來(lái)，但是對應的損傷模式還有待進(jìn)一步細化。
SiC/SiC 復合材料種類(lèi)眾多，因纖維種類(lèi)、預制體結構、界面層體系、基體致密化方式、封閉涂層或環(huán)境障涂層的有無(wú)及種類(lèi)等，斷裂和腐蝕失效方式有著(zhù)巨大的差異，有待針對特定的 SiC/SiC 復合材料體系采用多種方法表征其失效行為。在已有的報道中，以高溫空氣環(huán)境、高溫水蒸氣環(huán)境下的力學(xué)實(shí)驗為多，有待進(jìn)一步模擬實(shí)際使用環(huán)境，如航空發(fā)動(dòng)機的燃氣環(huán)境。相信隨著(zhù) SiC/SiC 復合材料工藝的進(jìn)一步成熟和應用的進(jìn)一步拓展，必將有更多的相關(guān)失效行為研究涌現出來(lái)，對 SiC/SiC 復合材料研制起到更好的指導作用。