CN114540725A - 一种燃气舵及其工艺成型方法、火箭 - Google Patents

一种燃气舵及其工艺成型方法、火箭 Download PDF

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Abstract

本发明实施例公开一种燃气舵及其工艺成型方法、火箭，在一个具体的实施例中，所述方法包括：根据任务进行三维模型胎模设计得到胎模编织工艺文件；基于所述胎模编织工艺文件进行机械加工得到制作燃气舵所需模具；采用碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计得到预制体；将所述预制体装入所述模具；将铝基复合材料加入炼炉中，并加入预定量的锆元素和镁元素进行熔炼得到新型材料；将所述预制体和新型材料放入炼炉中进行精炼，降温降压进行脱模得到半成品；对所述半成品进行机械加工得到所述任务规定的燃气舵。

Description

一种燃气舵及其工艺成型方法、火箭
技术领域
本发明涉及材料领域。更具体地，涉及一种燃气舵及其工艺成型方法、火箭。
背景技术
对于位于飞行器的发动机喷管处的燃气舵所经受的环境十分恶劣，以往的燃气舵为纯金属结构较多，由于推进剂燃烧温度很高并且含有固体颗粒，总热流率密度很大，同时伴有很大的冲击载荷和高能噪声环境，对结构生产复杂的辐射、对流加热、粒子冲刷、热力耦合、振动冲击等严酷的考验。以前的燃气舵多采用纯耐烧蚀的金属，如钨渗铜，这种金属密度比较大，所以通常重量较大；若采用传统金属，在金属外边安装防热结构，一般情况安装比较复杂。为了解决目前燃气舵重量大、不耐抗烧蚀、隔热性能不好、在高温情况下材料在强度和刚度下降比较严重从而导致燃气舵效率低等问题，本发明提出一种满足高温高压使用环境下的高性能的燃气舵的工艺成型方法。
发明内容
本发明的目的在于提供一种燃气舵及其工艺成型方法，以解决现有技术存在的问题中的至少一个。
为达到上述目的，本发明采用下述技术方案：
本发明第一方面提供了一种燃气舵的工艺成型方法，包括：
根据任务进行三维模型胎模设计得到胎模编织工艺文件；
基于所述胎模编织工艺文件进行机械加工得到制作燃气舵所需模具；
采用碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计得到预制体；
将所述预制体装入所述模具；
将铝基复合材料加入炼炉中，并加入预定量的锆元素和镁元素进行熔炼得到新型材料；
将所述预制体和新型材料放入炼炉中进行精炼，降温降压进行脱模得到半成品；
对所述半成品进行机械加工得到所述任务规定的燃气舵。
可选地，在将所述预制体和新型材料放入炼炉中进行精炼之后且在降温降压脱模之前，所述方法还包括：
进行润压渗处理，使得所述预制体和新型材料充分融合。
可选地，在降温降压进行脱模之后且在进行机械加工之前，所述方法还包括：
将所述半成品放入热处理炉中进行热处理以去除杂质。
可选地，所述采用碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计得到预制体还包括：
在碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计的同时，加入质量含量为1.5％的复合SiC-CC-Ti纳米线束进行复合。
可选地，所述铝基复合材料熔炼时炼炉内的温度为1000℃～1500℃，压力为5Mpa～20Mpa。
可选地，在对预制体和新型材料进行精炼时，炼炉内的温度为1000℃～3000℃，压力为10Mpa～25Mpa。
可选地，所述在碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计的同时，加入质量含量为1.5％的复合SiC-CC-Ti纳米线束进行复合的包括：
在丙酮中超声分散复合SiC-CC-Ti纳米线束，用喷涂法在Ti薄板上喷附复合进而叠层轧制后制备成型。
本发明第二方面提供了一种燃气舵，所述燃气舵由本发明第一方面所提供的燃气舵成型方法制备得到。
本发明第三方面提供了一种火箭，包含本发明第二方面所提供的一种燃气舵。
本发明的有益效果如下：
本申请所提供的方案，通过在铝基复合材料中加入预定量的铝元素和镁元素，使得复合材料的力学性能大幅提高，并通过在层间加入复合SiC-CC-Ti纳米线束令材料层间强度提高。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
图1示出本发明的一个实施例提供的一种燃气舵的工艺成型方法的步骤图；
图2为本发明的一个实施例提供的胎模设计图的示意图。
图3为本发明的一个实施例提供的一种复合材料的示意图。
图4为本发明的一个实施例提供的层间加入SiC-CC-Ti纳米线束的示意图。
图5为本发明的一个实施例提供的叠层压制的示意图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明，下面结合实施例和附图对本发明做进一步的说明。附图中相似的部件以相同的附图标记进行表示。本领域技术人员应当理解，下面所具体描述的内容是说明性的而非限制性的，不应以此限制本发明的保护范围。
本发明的目的在于提供一种抗烧蚀、隔热性能好、强度高、刚度好、密度低、承力大的燃气舵，解决目前燃气舵重量大、不耐抗烧蚀、隔热性能不好、在高温情况下材料在强度和刚度下降比较严重从而导致燃气舵效率低等问题。
在设计最佳的Cf/Al-Zr复合材料基体合金,综合考虑基体的最佳的性能以及合金与石墨纤维的界面相容性和润湿性，首次提出了添加Mg元素和Zr元素，通过反复的调整元素含量以确定最佳的材料性能。在相同的条件下，基体合金中Mg元素和Zr元素变化导致复合材料的力学性能发生很大的改变，通过研究基体合金中Mg和Zr含量不同对Cf/Al-Zr复合材料弯曲强度的影响。使得复合材料在材料在使役环境下具有良好的力学性能。当Mg质量含量达到3.5％和Zr的质量含量达到6.5％以上时，弯曲强度发生拐点，根据显微组织结构分析及热力学计算可知，界面优先生成Al3Mg2Zr相，避免了有害相Al4C3的生成，从而使力学性能得到较大提高。大量的试验证明了材料性能最佳，比强度达到800Mpa·cm3/g，是钛合金和铝合金的4～5倍，比模量达150GPa·cm3/g，是钛合金、铝合金和钢的5倍以上，钛合金的比模量一般为30GPa·cm3/g，钢的比模量一般为28GPa·cm3/g，钛合金的比模量一般为27GPa·cm3/g，最好能分别列出都高多少，因为，这三种比强度和比模量应该差很多。复合材料层间补强方法，传统的使用Z-pin的方法，在碳纤维布层间方向加入金属针来提高层间剪切强度进行层间补强，容易产生缺陷，造成层间强度下降很多，为了提高层间性能，采用在层间加入复合SiC-CC-Ti纳米线束的方法替换原来Z-pin方法，主要考虑实现复合SiC-CC-Ti纳米线束在基体中均匀分布，复合SiC-CC-Ti纳米线束和基体之间融合度高从而达到性能最佳，随着复合SiC-CC-Ti纳米线束的均匀加入材料，使得材料与复合SiC-CC-Ti纳米线束融为一体，微观结构再生为一个单元体，大大提高了材料的层间。经过大量的试验验证，当复合SIC-CC-Ti纳米线束质量含量达到1.5％时，层间强度发生拐点，从而克服了复合材料层间强度不高导致影响材料性能。
基于上述考虑，本发明的一个实施例提出了一种燃气舵的工艺成型方法，如图1所示，包括：
S10：根据任务进行三维模型胎模设计得到胎模编织工艺文件，设计的胎模如图2所示；
S20：按照所述胎模编织工艺文件在加工中心进行胎模的机械加工得到制作燃气舵所需的模具；
S30：采用碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计得到预制体；
S40：将预制体装入所述模具中；
S50：将铝基复合材料加入炼炉中，并加入预定量的锆元素和镁元素进行熔炼得到新型材料；
S60：将所述预制体和新型材料放入炼炉中进行精炼，降温降压进行脱模得到半成品；
S70：对所述半成品进行机械加工得到所述任务规定的燃气舵。
在一个具体的实施例中，将铝基复合材料加入炼炉中，如图3所示，基体材料中加入质量含量3.5％的Mg元素和质量含量6.5％的Zr元素进行熔炼以得到新型材料。
在一个具体的实施例中，在将所述预制体和新型材料放入炼炉中进行精炼之后且在降温降压脱模之前，所述方法还包括：
进行润压渗处理，使得所述预制体和新型材料充分融合。
在一个具体的实施例中，在降温降压进行脱模之后且在进行机械加工之前，所述方法还包括：
将所述半成品放入热处理炉中进行热处理以去除杂质提高产品性能，消除应力。
在一个具体的实施例中，所述采用碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计得到预制体还包括：
在碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计的同时，加入质量含量例如为1.5％的复合SiC-CC-Ti纳米线束进行复合，如图4所述，为加工示意图，其中，层1和层2表示碳纤维增强铝基复合材料铺设的相邻的两层。
在一个具体的实施例中，所述铝基复合材料熔炼时炼炉内的温度为1000℃～1500℃，压力为5Mpa～20Mpa，例如为8Mpa或18Mpa。
在对预制体和新型材料进行精炼时，炼炉内的温度为1000℃～3000℃，压力为10Mpa～25Mpa，例如为12Mpa。
如图5所示，所述在碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计的同时，加入质量含量为1.5％的复合SiC-CC-Ti纳米线束进行复合的包括：
在丙酮中超声分散复合SiC-CC-Ti纳米线束，用喷涂法在Ti薄板上喷附复合进而叠层轧制后制备成型。
利用本发明提供的工艺成型方法制备的燃气舵在经历了飞行器运输、装卸和飞行等多种复杂的工作情况下，气流加热、粒子冲刷、热固耦合、振动冲击、发动机燃气的“回流”和羽流加热等产生的复杂、严酷热和力载荷综合环境，验证了燃气舵在其工作时间内具有足够的强度，刚度，稳定性，既有一定的烧蚀量又不被完全烧蚀。
本发明的一个实施例提供了一种燃气舵，利用上述实施例提供的工艺成型方法制备而成。该燃气舵在高热流作用下烧蚀率特别低，烧蚀表面均匀凭证，无烧蚀裂纹、崩块、沟槽，热导率低，在一定的气动力作用下不破坏，能够保持其外形不变，密度是常用金属材料的九分之一。
本发明的一个实施例提供了一种火箭，包括火箭箭体和如上一实施例提供的所述的燃气舵，所述燃气舵固定在所述火箭箭体上。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于本领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。

Claims (9)

1.一种燃气舵工艺成型方法，其特征在于，包括：
根据任务进行三维模型胎模设计得到胎模编织工艺文件；
基于所述胎模编织工艺文件进行机械加工得到制作燃气舵所需模具；
采用碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计得到预制体；
将所述预制体装入所述模具；
将铝基复合材料加入炼炉中，并加入预定量的锆元素和镁元素进行熔炼得到新型材料；
将所述预制体和新型材料放入炼炉中进行精炼，降温降压进行脱模得到半成品；
对所述半成品进行机械加工得到所述任务规定的燃气舵。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
在降温降压进行脱模之后且在进行机械加工之前，所述方法还包括：
将所述半成品放入热处理炉中进行热处理以去除杂质。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
在将所述预制体和新型材料放入炼炉中进行精炼之后且在降温降压脱模之前，所述方法还包括：
进行润压渗处理，使得所述预制体和新型材料充分融合。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述采用碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计得到预制体还包括：
在碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计的同时，加入质量含量为1.5％的复合SiC-CC-Ti纳米线束进行复合。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述铝基复合材料熔炼时炼炉内的温度为1000℃～1500℃，压力为5Mpa～20Mpa。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
在对预制体和新型材料进行精炼时，炼炉内的温度为1000℃～3000℃，压力为10Mpa～25Mpa。
7.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，
所述在碳纤维增强铝基复合材料进行铺层设计的同时，加入质量含量为1.5％的复合SiC-CC-Ti纳米线束进行复合的包括：
在丙酮中超声分散复合SiC-CC-Ti纳米线束，用喷涂法在Ti薄板上喷附复合进而叠层轧制后制备成型。
8.一种燃气舵，其特征在于，
所述燃气舵由权利要求1-7任一项所述的方法制备得到。
9.一种火箭，其特征在于，包括火箭箭体和如权利要求8所述的燃气舵，所述燃气舵固定在所述火箭箭体上。
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