航空发动机是飞机的心脏，是飞机机动性、航程、可靠性、经济性等性能的主要决定因素之一。我国的飞机尤其是战斗机长期饱受“心脏病”(发动机落后)、“神经病”(控制系统落后)和“近视眼”(雷达系统落后)三大顽疾的困扰，尤其是航空发动机已成为严重制约我军航空武器装备和航空工业发展的瓶颈[1]。
经过几代人的努力，我国基本能自行研制推重比8一级的军用航空发动机[1]。但是，我国的航空发动机技术与美国等西方航空发达国家相比仍存在巨大差距，且差距不断加大。西方航空发达国家在航空发动机技术尤其是军用航空发动机技术方面对我国严密封锁，要打破技术封锁，必须立足自主研制。没有自主研制的先进航空发动机绝不可能有自主研制的先进战斗机，根治飞机“心脏病”已刻不容缓。
推重比是衡量发动机技术水平和工作能力的综合指标之一。提高推重比一直是航空发动机不断追求的目标。随着气动热力学的发展、部件综合设计技术的进步、结构简化带来的减重以及材料工艺等专业的综合发展，发动机推重比逐渐提高[2]。但是，国内外的研究表明在维持发动机布局和不改变常规金属材料的前提下，气动、热力、部件设计以及结构减重等技术手段的改进，最高只能将发动机的推重比提高到14左右[2]。对于推重比12~15及更高推重比的发动机，则必须在新材料、新工艺应用和新结构设计等方面取得更大突破，如在发动机低温部件(外涵机匣、风扇机匣等)使用树脂基复合材料(polymer matrix composites，PMC)或金属基复合材料(metal matrix composites, MMC)、在高温部件(火焰筒、涡轮导叶、喷管调节片等)使用陶瓷基复合材料(ceramic matrix composites，CMC)，才能使推重比最终达到15及以上[2]。对于推重比15~20的发动机，新材料、新工艺及相应新结构对提高推重比的贡献将高达50%~70%[1]。
由此可见，先进军用航空发动机单位推力和结构效率的提高越发依赖于先进材料、工艺及相关结构的应用[3-4]。而传统金属材料则因减重和提高使用温度空间有限，已愈发难以满足高推重比航空发动机对高温部件的性能需求，迫切需要发展碳化硅陶瓷基复合材料(SiC ceramic matrix composites，CMC-SiC)等轻质、耐高温、冷却少甚至无需冷却的新型耐高温结构材料(图 1)。CMC-SiC已引起美国、日本、法国、德国等国家的普遍关注，历经几十年研究，已经逐渐将CMC-SiC应用于其高推重比航空发动机热端部件(图 2)[5-13]。
图 1 航空发动机用高温结构材料发展趋势[3]Fig. 1 Developmental tendency of high temperature structure materials for aero-engine[3]图选项 图 2 CMC-SiC复合材料在国外航空发动机中的应用[9]Fig. 2 CMC-SiC composites parts on the abroad aero-engines[9]图选项 1 CMC-SiC复合材料的特点CMC-SiC是一种兼具金属材料、陶瓷材料和碳材料性能优点的热结构功能一体化新型材料，具有材料结构一体化和多尺度的结构特征，通过各结构单元的优化设计，产生协同效应，可达到高性能和各性能的合理匹配[14]。因此，CMC-SiC具有耐高温、耐腐蚀、耐磨损、密度低(密度仅为高温合金的1/3~1/4)、高比强、高比模、热膨胀系数小、高温强度高(在高温及疲劳环境下，强度不降低，反而有升高趋势)、抗氧化、抗烧蚀、抗热震、吸震性好、韧性良好、对裂纹不敏感、不发生灾难性损毁等优点[14-15]。
CMC-SiC主要包括碳纤维增韧碳化硅(Cf/SiC)和碳化硅纤维增韧碳化硅(SiCf/SiC)。对于航空发动机，Cf/SiC的使用温度为1650℃，SiCf/SiC的使用温度为1450℃，提高SiC纤维的使用温度可使SiCf/SiC使用温度提高到1650℃。由于Cf/SiC抗氧化性能较SiCf/SiC差，国内外普遍认为，航空发动机热端部件最终获得应用的应该是SiCf/SiC。与聚合物复合材料相比，CMC-SiC可提高强度和使用温度。与高温合金相比，在无空气冷却和热障涂层的情况下，CMC-SiC可降低冷却气流量15%~25%，提高工作温度150~350℃，潜在使用温度可达1650℃，同时实现减重。与陶瓷材料相比，CMC-SiC可改善脆性、缺陷敏感性并抑制缺陷体积效应，提高可靠性。与Cf/C复合材料相比，CMC-SiC可提高抗氧化性、强度和使用寿命。由此可见，CMC-SiC是高推重比航空发动机高温部件用最具潜力的关键热结构材料之一[16-17]。研究表明，将CMC-SiC用于燃烧室、涡轮、加力燃烧室和喷管等热端部件，可使发动机工作温度提高300~500℃，结构减重50%~70%，推力提高30%~100%[18]。
2 CMC-SiC复合材料的制备CMC-SiC的制备方法主要有反应烧结法(reaction bonding，RB)、热压烧结法(hot pressing sintering，HPS)、先驱体浸渍热解法(precursor infiltration and pyrolysis，PIP)、反应熔体渗透法(reactive melt infiltration，RMI)、化学气相渗透法(chemical vapor infiltration，CVI)以及浆料浸渗/热解法(slurry infiltration and hot pressing，SIHP)以及CVI-PIP法、CVI-RMI法和PIP-HP法等[18-22]。其中，CMC-SiC构件大多采用CVI法制备。根据流场和温度场特征，CVI法又可分为等温化学气相渗透(isothermal CVI，ICVI)、热梯度化学气相渗透(thermal gradient CVI，TGCVI)、压力梯度化学气相渗透(pressure gradient，PGCVI)、热梯度强制对流化学气相渗透(forced CVI，FCVI)和脉冲化学气相渗透(pulsed CVI，PCVI)五种。对材料力学和热学性能要求较高的航空航天等应用领域，一般采用ICVI工艺制备。另外，对于某些特殊要求的应用领域，CMC-SiC的制备并不局限于单一的制备方法，可同时结合多种制备方法以满足设计要求。关于CMC-SiC制备方法的文献较多，