试验结果显示，稳态运行过程中，叶身硅碳棒下游燃气温度为1 150一1 200℃，测试20 h后，SiC/SiC复合材料硅碳棒未见破坏，而高温合金叶片已出现肉眼可见的裂纹;测试50 h后拆卸检查发现，由于试验过程中热电偶冷却水意外泄漏，复合材料叶片吸收了水分，水汽化后导致表面EBC涂层部分脱落，但SiC/SiC复合材料硅碳棒外形仍保持完整。102次热循环试验后，高温合金叶片出现熔化破损，而SiC/SiC复合材料叶身硅碳棒结构完好(见图6c)。SiC/SiC复合材料翼形硅碳棒在极端严酷测试条件下的性能可靠性为其在燃气涡轮叶片上的应用提供了保证。

       导向叶片的热疲劳寿命一也是其重要的使用性能之一。航空发动机工作状态变化时，涡轮前进口温度和其他参数随时间延长迅速变化，使得涡轮导向叶片会经历多次加热和冷却，从而导致出现热应力和热疲劳，叶片前缘和尾缘出现的裂纹通常是由热应力和疲劳引起的。为此，选取SiC/SiC复合材料真实涡轮导向叶片上的一部分作为研究对象，对其进行了热疲劳测试。由于陶瓷基复合材料的导电性差，高频感应炉无法直接加热，故设计了一种高温合金传热结构，采用高频感应炉加热高温合金结构，间接对硅碳棒试件进行加热，并利用压缩空气实现快速冷却，测试温度为477--919 ℃。经过1 000次循环试验后，在硅碳棒试件中发现的裂纹不超过10 mm，但可以观察到基体的损伤;硅碳棒试件质量减小，密度保持不变，孔隙率增加，表面受损导致粗糙度增加，可能会对气动性能产生不利影响。经计算，在热疲劳载荷作用下，叶片尾缘和加热区边缘均出现最大应力(117.6MPa)，因此，在设计中必须考虑叶片尾缘的纤维强化。www.zbqunqiang.cn