CN109987957A - 一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，属于碳纤维复合材料制备技术领域，包括步骤如下：制备碳纤维预制体；将碳纤维预制体装入真空感应炉中，炉内抽真空后充入第一种保护气，使用天然气和丙烷作为碳源气体在指定温度下进行化学气相沉积，得到碳/碳坯体；将碳/碳坯体装入真空高温热处理炉中，炉内抽真空后充入第二种保护气，在设定温度下对坯体进行热处理；利用机械加工处理热处理后的坯体表面，再按照设定的图纸要求进行加工，得到碳陶复合材料喷管喉衬的半成品；将硅粉熔融浸渗喉衬半成品；进行最终加工，所得喉衬密度低、热膨胀系数低、韧性好、抗热震性能好，提高了喉衬材料的可靠性，可以满足火箭发射的要求。

Description

一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法
技术领域
本发明专利涉及一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，属于碳纤维复合材料制备技术领域。
背景技术
在固体火箭发动机点火时，固体燃料在燃烧室内燃烧产生大量的气体，发动机喷管位于燃烧室后端，它通过控制燃气的膨胀使固体燃料的内能转化为动能，从而给火箭提供动力。而喉衬位于喷管的喉部，在火箭点火发射的瞬间，会承受3000℃左右的高温、高流速携带固体颗粒或液滴的气流冲刷，喉衬材料的温度会以大约2000℃/s的速率上升，在这种剧烈的热震作用下，如果喉衬材料烧蚀严重或者变形碎裂，则会大大影响发动机的工作效率。
作为喷管喉衬材料，当前研究较多的主要是钨渗铜材料，这种材料由钨粉烧结成钨骨架，再在高温下熔融渗铜，形成钨渗铜的二元合金。钨渗铜材料密度较大，同时它的导热系数也较大，造成在其与外壳的夹缝内设置隔热层十分困难，容易使得隔热层过热，喷管产生损坏。
除此之外，大型的固体火箭喉衬则经常使用碳碳复合材料，这种材料一般用二维编织的碳纤维布在酚醛树脂或者糠醛树脂中充分浸渍，铺层固化后进行高温裂解，得到碳碳复合材料。这种材料具备轻质和耐高温的特点，但强度不高，在高速流的冲刷下容易产生变形。
发明内容
本发明提供了一种密度低、热导率高、热膨胀系数低、抗热震性能好的新型碳陶复合材料制备的喷管喉衬的制造方法。采用本发明所述的制备方法制备的碳陶复合材料喷管喉衬，克服了钨渗铜和碳碳两种材料的缺点，同时仍然具备两种材料的优势，具有良好的应用前景。
本发明的技术方案如下：
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，包括步骤如下：第一步制备碳纤维预制体；第二步制成碳/碳坯体；第三步对碳/碳坯体进行高温热处理；第四步进行精加工；第五步进行液硅浸渗；第六步进行最终加工。
优选的，所述的第一步制备碳纤维预制体是采用碳布与薄网胎环向交替铺层，连续径向针刺复合为单元层，形成指定坯体结构的碳纤维预制体。
进一步优选的，所述的第一步中使用的碳布为平纹布，铺设完成后的平纹布与网胎的质量比为80:20。
优选的，所述的第二步制成碳/碳坯体是将第一步制备的碳纤维预制体装入真空感应炉中，炉内抽真空后充入第一种保护气，再使用天然气和丙烷作为碳源气体在指定温度下进行化学气相沉积，提高预制体的致密化程度从而得到碳/碳坯体。
进一步优选的，天然气的流速为30-80L/min，丙烷的流速为3-10L/min。天然气和丙烷各自通过管道通入炉中，通过控制流速控制混合比例。
进一步优选的，所述的第二步中的指定温度为900-1100℃，工艺时间为100-300h。
进一步优选的，所述的第二步中的第一种保护气为纯度＞99.999％的高纯氮气。
优选的，所述的第三步进行高温热处理是将碳/碳坯体装入真空高温热处理炉中，炉内抽真空后充入第二种保护气，在设定温度下对坯体进行热处理。
进一步优选的，所述的第三步中的第二种保护气为纯度＞99.99％的氩气。
进一步优选的，所述的第三步中的设定温度为1600-2300℃，工艺时间为60-85h。
优选的，所述的第四步进行精加工是利用机械加工处理热处理后的坯体表面，再按照设定的图纸要求进行加工，即可得到碳陶复合材料喷管喉衬的半成品。
优选的，所述的第五步进行液硅浸渗是将硅粉熔融浸渗喉衬半成品。
进一步优选的，所述的第五步中的硅粉粒度为30-80目。
进一步优选的，所述的第五步中的浸渗时间为15-18h，浸渗温度为1450-1700℃。
优选的，所述的第六步进行最终加工是使用内外圆磨床对渗硅后的喉衬进行精磨加工，得到设定规格尺寸的碳陶复合材料喷管喉衬。
本发明的有益效果在于：
本发明提供了一种新型的碳陶复合材料喷管喉衬的制造方法，相比于传统的钨渗铜材料，采用这种方法制造的喷管喉衬具有密度低、热膨胀系数低、韧性好、抗热震性能好等优势，相比于碳/碳复合材料具有强度高、耐烧蚀、抗氧化的优点，提高了喉衬材料的可靠性，可以满足火箭发射的要求。
附图说明
图1为本发明制造的喷管喉衬正面主视透视结构示意图；
图2为本发明制造的喷管喉衬俯视示意图。
具体实施方式
下面通过具体实施方式并结合附图对本发明所述的制备方法做进一步说明，但不限于此。
实施例1
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，如图1所示，本方法所制备的喉衬主体呈筒状结构，上部开口小，下部开口大，碳陶复合材料喷管喉衬的制造方法是：
第一步是制备碳纤维预制体，由于喉衬的筒状结构，在喉衬对应的圆筒状模具上，采用平纹布与薄网胎环向交替铺层，铺设完成后平纹布与网胎的质量比为80:20，连续径向针刺形成准三维结构，复合为单元层，最终制成具有指定坯体结构的碳纤维预制体。
第二步制备碳/碳坯体是将碳纤维预制体装入真空感应炉中，炉内抽真空后充入纯度＞99.999％的氮气，使用天然气(流速60L/min)和丙烷(流速3L/min)作为碳源气体，在900℃下进行化学气相沉积，沉积进行180h，从而得到碳/碳坯体。
第三步进行高温热处理是将碳/碳坯体装入真空高温热处理炉中，炉内抽真空后充入纯度＞99.99％的氩气，在2100℃的高温下对坯体进行热处理70h。
第四步进行精加工是利用机械加工处理热处理后的坯体表面，再按照设定的具体喉衬尺寸的图纸要求进行加工，即可得到碳陶复合材料喷管喉衬的半成品。
第五步进行液硅浸渗是用粒度为60目的硅粉在1450℃下熔融，通过毛细管力作用浸渗喉衬半成品，工艺时间为15h。
第六步进行最终加工是对渗硅后的喉衬进行精磨加工，得到设定规格尺寸的碳陶复合材料喷管喉衬，如图1、图2所示，喉衬上部外圆直径为60mm，下部外圆直径为100mm，壁厚为7mm，整体高度为93mm，喉衬颈部位置圆角过渡。由本实施例制得的喉衬密度为2.0-2.4g/cm3，热膨胀系数为1.8-4.410-6/K，热导率为53-67W/m·K，拉伸强度为128-145MPa，本实施例获得的产品密度显著降低，能达到优异的热性能，其获得的强度虽低于传统金属材料、但高于普通方法制得的碳碳材料，强度足以满足喉衬产品应用要求，综合性能优异。
实施例2
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其步骤如实施例1所述，所不同的是，第二步中，使用天然气和丙烷作为碳源气体进行化学气相沉积的指定温度为1100℃，沉积进行100h。
实施例3
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其步骤如实施例1所述，所不同的是，第三步中，对坯体进行热处理的设定温度为1600℃，工艺时间为85h。
实施例4
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其步骤如实施例1所述，所不同的是，第三步中，对坯体进行热处理的设定温度为2300℃，工艺时间为60h。
实施例5
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其步骤如实施例1所述，所不同的是，第五步中，所选硅粉粒度为30目。
实施例6
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其步骤如实施例1所述，所不同的是，第五步中，所选硅粉粒度为80目。
实施例7
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其步骤如实施例1所述，所不同的是，第五步中，浸渗时间为18h，浸渗温度为1700℃。
实施例8
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其步骤如实施例1所述，所不同的是，第二步中，天然气的流速为30L/min，丙烷的流速为3L/min。
实施例9
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其步骤如实施例1所述，所不同的是，第二步中，天然气的流速为80L/min，丙烷的流速为10L/min。
实施例10
一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其步骤如实施例1所述，所不同的是，第二步中，沉积进行300h。
对比例
本例提供一种钨渗铜材料喷管喉衬的制造方法：第一步为使用平均粒度为10-15um的钨粉，采用冷等静压工艺在相应的模具中压制成形，工艺压力为150-250MPa；第二步为反应烧结，压制后的块体在功率为200kW氢气保护的中频感应炉内烧结，工艺温度为2050-2200℃，时间为4-6h；第三步熔融渗铜，烧结后形成的多孔钨骨架采用毛细渗透法渗铜，得到钨渗铜材料制成的喷管喉衬。喉衬密度为16.7-17.8(g/cm3)，热膨胀系数为4.5-7.0(10-6/K)，热导率为140-210(W/m·K)，拉伸强度为200-700(MPa)。

Claims (10)

1.一种碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，包括步骤如下：
第一步制备碳纤维预制体；
第二步制成碳/碳坯体，将第一步制备的碳纤维预制体装入真空感应炉中，炉内抽真空后充入第一种保护气，再使用天然气和丙烷作为碳源气体在指定温度下进行化学气相沉积，得到碳/碳坯体；
第三步对碳/碳坯体进行高温热处理，将碳/碳坯体装入真空高温热处理炉中，炉内抽真空后充入第二种保护气，在设定温度下对坯体进行热处理；
第四步进行精加工，利用机械加工处理热处理后的坯体表面，再按照设定的图纸要求进行加工，得到碳陶复合材料喷管喉衬的半成品；
第五步进行液硅浸渗，将硅粉熔融浸渗喉衬半成品；
第六步进行最终加工。
2.根据权利要求1所述的碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，所述的第一步制备碳纤维预制体是采用碳布与薄网胎环向交替铺层，连续径向针刺复合为单元层，形成指定坯体结构的碳纤维预制体。
3.根据权利要求2所述的碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，所述的第一步中使用的碳布为平纹布，铺设完成后的平纹布与网胎的质量比为80:20。
4.根据权利要求1所述的碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，第二步中，天然气的流速为30-80L/min，丙烷的流速为3-10L/min。
5.根据权利要求1所述的碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，所述的第二步中的指定温度为900-1100℃，工艺时间为100-300h。
6.根据权利要求1所述的碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，所述的第二步中的第一种保护气为纯度＞99.999％的高纯氮气。
7.根据权利要求1所述的碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，所述的第三步中的第二种保护气为纯度＞99.99％的氩气。
8.根据权利要求1所述的碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，所述的第三步中的设定温度为1600-2300℃，工艺时间为60-85h。
9.根据权利要求1所述的碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，所述的第五步中的硅粉粒度为30-80目；
优选的，所述的第五步中的浸渗时间为15-18h，浸渗温度为1450-1700℃。
10.根据权利要求1所述的碳陶复合材料火箭发动机喷管喉衬的制造方法，其特征在于，所述的第六步进行最终加工是使用内外圆磨床对渗硅后的喉衬进行精磨加工，得到设定规格尺寸的碳陶复合材料喷管喉衬。
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