DE19632893C2

DE19632893C2 - Verfahren zur Herstellung von Flugkörperkomponenten aus faserverstärkter Keramik

Info

Publication number: DE19632893C2
Application number: DE19632893A
Authority: DE
Inventors: Manfred Braitinger; Manfred Selzer; Ulrich Papenburg
Original assignee: IABG Industrieanlagen Betriebs GmbH
Current assignee: IABG Industrieanlagen Betriebs GmbH
Priority date: 1996-08-16
Filing date: 1996-08-16
Publication date: 2001-02-08
Anticipated expiration: 2016-08-17
Also published as: WO1998008044A1; EP0918976B1; DE59701892D1; EP0918976A1; ATE193942T1; US6460807B1; DE19632893A1

Description

Die Erfindung betrifft ein Verfahren zur Herstellung von thermisch und mechanisch hoch belasteten Flugkörpern oder Flugkörperkomponenten.

An Flugkörpern, die sich mit sehr hoher Geschwindigkeit in der bodennahen Atmo sphäre bewegen, treten an exponierten Stellen, wie Kanten, Ecken und Spitzen we gen der aerodynamischen Aufheizung Oberflächentemperaturen von über 1700°C auf. Sehr hohe Temperaturen von über 2500°C treten an Bauteilen von Flugkör permotoren auf, deren Festtreibstoffe teilweise mit Temperaturen von über 3500°C verbrennen. Die betroffenen Bauteile sollen auch bei diesen Temperaturen noch über hinreichende Strukturfestigkeit und Funktionalität verfügen, um die Gesamtmis sion des Flugobjektes erfolgreich zu beenden. Bisher wurde die Strukturfestigkeit der meist metallischen Bauteile im Hochtemperatureinsatz durch Verwendung hochtem peraturbeständiger Metalle und Metallegierungen, Kühlung und thermische Isolie rung realisiert. Diese Maßnahmen sind aufwendig, teuer und erfordern in allen Fällen zusätzliches Gewicht zur Erfüllung der Aufgabenstellung. Zusätzliches Gewicht ist bei mobilem Gerät, insbesondere bei Flugkörpern, nachteilig, so daß nach gewichts reduzierten Lösungen gesucht werden muß.

Bei der bekannten Ausführungsform eines Flugkörpers bestehen die Bugspitze, feste Flossen oder bewegliche Ruder bzw. Fins, Strahlruder, Schubdüsen und Düsen halseinsätze, Brennkammerauskleidungen, Heckkonus, Gitterflügel, Fluidikelemente und das Radom aus verschiedenen Metallen und Metallegierungen. Dabei sind diese Flugkörperkomponenten die thermisch und mechanisch höchstbelasteten Bauteile des Flugkörpers.

Aufgrund der genannten hohen Temperaturen, hohen mechanischen Belastungen und hohen Drücke muß man bei der heutigen Auslegung dieser Flugkörperkompo nenten hoch hitzebeständige Metalle oder Metallegierungen (z. B. Wolfram, Molyb dän, Inconnel) mit hoher mechanischer Festigkeit und Temperaturbeständigkeit ver wenden. Da diese temperaturbeständigen Metalle und Legierungen schon ab etwa 800°C unter Festigkeitsverlust erweichen, muß zusätzlich aktiv gekühlt werden. Ein weiterer gravierender Nachteil der Flugkörperkomponenten aus Metall ist ihr hohes Gewicht, welches die Beschleunigung und Geschwindigkeit von Flugkörpern ein schränkt.

Hinweise auf mögliche Weiterentwicklungen zeigt die DE 39 27 917 A1 auf: Dort wird beschrieben, wie bei flügelstabilisierten Geschossen die Vorderkanten der Leitflügel durch hitzebeständige Faserwerkstoffe bzw. Faserverbundwerkstoffe gegen Abbrand geschützt werden können. Die Verbundwerkstoffe werden auf die tragenden Rumpfteile verschraubt, vernietet oder verklebt. Abgesehen von den unspezifischen Angaben des auszuwählenden Materials für konkrete Belastungsfälle beschränkt sich diese Erfindung auf Geschosse, wodurch im Gegensatz zur vorliegenden Erfin dung die erfindungswesentlichen Teile des Raketenmotors und der zugehörigen Steuerung entfallen. Die DE 39 27 917 A1 enthält keine Hinweise auf Infiltrieren und/oder Silizieren von Rohlingen oder zusammengesetzten Verbundstrukturen.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren anzugeben, mit dem kera mische Bugspitzen, feste Flossen oder bewegliche Ruder [Fins], Strahlruder, Schub düsen und Düsenhalseinsätze, Brennkammerauskleidungen, Heckkonus, Gitterflü gel, Fluidikelemente und Radome oder Teilkomponenten für Flugkörper mit hoher Temperatur-, Druck- und Abriebfestigkeit, Erosionsbeständigkeit, niedriger Dichte bzw. niedrigem Gewicht, hoher Wärmeleitfähigkeit, niedriger Wärmeausdehnung bei einer nahezu unbegrenzten Geometrie- und Formenvielfalt erzeugt werden können.

Zur Lösung dieser Aufgabe wird ein Verfahren erfinderisch angegeben, mit dem die Bugspitze 1, festen Flossen 2 oder beweglichen Ruder [Fins] 3, Strahlruder 4, Schubdüsen und Düsenhalseinsätze 5, Brennkammerauskleidungen 6, Heck konus 7, Gitterflügel 8, Fluidikelemente 9 und das Radom 10 oder Teilkomponenten aus diesen aus kohlenstoffaserverstärktem Siliciumcarbid (C/SiC) und/oder koh lenstoffaserverstärktem Kohlenstoff (C/C) und/oder siliciumcarbidfaserverstärktem Siliciumcarbid (SiC/SiC) erzeugt werden können.

Die genannten Flugkörperkomponenten oder Teilkomponenten aus diesen bestehen also aus einer faserverstärkten Keramik oder aus Kombinationen verschiedener fa serverstärkter Keramiken und bilden nach der Infiltration eine monolithische Struktur. Insgesamt erhöht sich die Temperaturbeständigkeit bei gleichzeitiger Gewichtsredu zierung dieser Flugkörperkomponenten.

Es wurde gefunden, daß C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC über hervorragende Festigkeitseigenschaften bis zu hohen Temperaturen verfügt, die einen Einsatz auch unter schweren Bedingungen ermöglichen. Hinzu kommt neben einer geringen Dichte hohe Verschleißfestigkeit, Oxidationsbeständigkeit sowie, neben der ausge zeichneten Temperaturbeständigkeit, eine hohe Temperaturwechselbeständigkeit. Dabei ist es insbesondere bei Oberflächenversiegelung besonders gas- und flüssig keitsdicht.

Besonders hervorzuheben sind die große Geometrie- und Formenvielfalt bei gleich zeitig niedrigem Gewicht, sowie die hervorragende Temperaturfestigkeit und hohe bzw. einstellbare Wärmeleitfähigkeit, die entsprechend niedrige Kühlleistungen er möglichen. In bestimmten Flugkörpern kann aufgrund der hohen Temperaturfestig keit von C/SiC und C/C und SiC/SiC ganz auf eine Kühlung oder thermische Isolie rung verzichtet werden.

Man unterscheidet C/SiC und C/C und SiC/SiC mit kontinuierlicher Faserverstärkung sowie kurzfaserverstärktes C/SiC und C/C und SiC/SiC. Das erstgenannte Material aus C/SiC oder C/C oder SiC/SiC, das laminiert, gepreßt oder gewickelt werden kann, zeichnet sich durch besonders hohe Festigkeit und besonders niedrige Dichte aus. Zur Erhöhung der Oxidationsbeständigkeit kann mit einer Oberflächenversie gelung gearbeitet werden. Vorzugsweise werden dafür Schutzschichten aus Silici umcarbid und/oder Siliciumdioxid und/oder Molybdändisilizid auf die Bauteiloberflä chen aufgebracht. Letztere ist bei kurzfaserverstärktem C/SiC überflüssig, da das Material besonders oxidations- und korrosionsbeständig ist. Auch verfügt es über eine extrem gute Wärmeleitfähigkeit und zeichnet sich durch besonders hohe Ther moschockfestigkeit aus. Es eignet sich vor allen Dingen für eine mechanische Bear beitung im Grünzustand. Dabei können aus C/SiC-Rohlingen und/oder C/C-Roh lingen Bugspitzen 1, feste Flossen 2 oder bewegliche Ruder [Fins] 3, Strahlruder 4, Schubdüsen oder Düsenhalseinsätze 5, Brennkammerauskleidungen 6, Heckkonus 7, Gitterflügel 8, Fluidikelemente 9 und Radome 10 oder Teilkomponenten aus die sen in beliebiger Geometrie aus einem Stück oder aus Verschiedenen Einzelseg menten durch mechanische Bearbeitung leicht geformt werden.

Vorteilhafterweise sind die Einzelsegmente der Bugspitze 1, festen Flossen 2 oder beweglichen Ruder [Fins] 3, Strahlruder 4, Schubdüsen und Düsenhalseinsätze 5, Brennkammerauskleidungen 6, Heckkonus 7, Gitterflügel 8, Fluidikelemente 9 und der Radome 10 oder Teilkomponenten aus diesen mit Siliciumcarbid und/oder Koh lenstoff und/oder Silicium zusammeninfiltriert oder zusammensiliziert, um die ge wünschte monolithische Struktur zu geben. Diese Konstruktion eignet sich insbeson dere für C/SiC oder C/C oder SiC/SiC mit Kurzfaserverstärkung, wobei die Einzel segmente vor dem Zusammensilizieren bzw. Infiltrieren mechanisch bearbeitet wer den. Eine derartige Flugkörperkomponente 1-10 kann ohne weiteres auch mit Befes tigungselementen wie z. B. Schrauben oder Bolzen oder Flanschen, vorzugsweise aus C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC, verbunden werden. Außerdem können in die Flugkörperkomponenten 1-10 durch mechanische Bearbeitung im Grünzustand Kühlkanäle und/oder Ausnehmungen mit runden, rechteckigen oder schlitzförmigen Querschnitten eingebracht werden.

Das erfindungsgemäße Verfahren sieht auch eine Gestaltung der Flugkörperkompo nenten 1-10 in Hybrid- und Segmentbauweise vor. Durch mechanische Bearbeitung von Rohkörpern und Teilsegmenten, die vorzugsweise aus C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC oder aus geeigneten Kombinationen mit kontinuierlicher Faserver stärkung und/oder Kurzfaserverstärkung besteht und durch die anschließende Infil tration mit Silicium und/oder Siliciumcarbid und/oder Kohlenstoff dieser Einzelseg mente werden monolithische Flugkörperkomponenten in Hybridbauweise ausgebil det.

In Weiterbildung der Erfindung werden die Innenwand der Flugkörper oder die ther misch hochbelasteten Stellen der Flugkörper in geeigneter Weise mit C/SiC- oder C/C- oder SiC/SiC-Segmenten ausgekleidet und mittels Kühlung über Kühlkanäle und/oder mit einem Isolationsmaterial, vorzugsweise aus C/SiC oder C/C oder SiC/SiC oder aus Kohlenstoffaserfilzen oder Graphitfolie oder Kombinationen aus diesen, das die Temperatur- und Druckbelastung der metallischen Flugkörperstruktur soweit wie möglich reduziert, versehen und zu einer monolithischen Flugkörperkom ponente 1-10 zusammensiliziert. Die Isolationswerkstoffe können auch unter Zwi schenschaltung von Abstandshaltern, vorzugsweise aus C/SiC oder C/C oder SiC/SiC, mit den Flugkörperkomponenten 1-10 aus C/SiC und/oder C/C miteinander verbunden werden, um die gewünschte monolithische Struktur zu ergeben.

Vorteilhafterweise kann die Dichte und Porosität des C/SiC- und/oder des C/C- und/oder SiC/SiC-Materials während der Infiltration oder Silizierung durch die Zuga bemenge an Silicium, Kohlenstoff oder Siliciumcarbid eingestellt werden, sodaß das C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC mit hoher Dichte und geringer Porosität als thermomechanische Tragstruktur und/oder Auskleidung und das C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC mit niedriger Dichte bzw. hoher Porosität als Wärmeisolierung ein gesetzt werden kann. Dabei können auch Dichte- und Porositätsgradienten über der Wandstärke der Flugkörperkomponenten 1-10 eingestellt werden.

Durch die Gas- und Flüssigkeitsdichtigkeit der C/SiC- und/oder C/C-Materialien kön nen in die metallische Flugkörperstruktur auch offene Kühlkanäle eingearbeitet wer den, die beim Einsetzen der C/SiC- und/oder C/C-Teile und/oder SiC/SiC-Teile ge schlossen werden. Die Flugkörperkomponente 1-10 wird je nach verwendetem System aus C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Einzelsegmenten gefertigt, die anschließend zu einer monolithischen Struktur mit Kohlenstoff und/oder Silicium und/oder Siliciumcarbid zusammeninfiltriert und/oder zusammensiliziert werden oder man fertigt die Flugkörperkomponenten 1-10 aus einem Stück, vorzugsweise durch mechanische Bearbeitung eines C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Rohlings. Diese C/SiC- und/oder C/C-Teile und/oder SiC/SiC-Teile können auch die Kühlka näle (falls notwendig) oder Ausnehmungen bereitstellen, um die Wärme abzutrans portieren. Der C/SiC- und/oder C/C-Körper und/oder SiC/SiC-Körper 1-10 und die metallische Flugkörperstruktur sind mit geeigneten Verbindungselementen wie z. B. Bolzen-, Schraub- oder Flanschverbindungen, vorzugsweise aus C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC, miteinander zu verbinden.

Durch den Einsatz von Flugkörperkomponenten 1-10 aus faserverstärkter Keramik (C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC) kommt es zu einer erheblichen Gewichtsre duzierung im Vergleich zu metallischen Flugkörperkomponenten. Durch die Hoch temperaturfestigkeit von C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC kann auf die Kühlung ganz oder teilweise verzichtet werden. Das erfindungsgemäße Verfahren erlaubt jegliche Geometrie- und Größenvariationen bei den Flugkörperkomponenten 1-10.

In Fig. 1 ist ein Flugkörper im prinzipiellen Aufbau dargestellt. Aufgrund der hohen Temperatur- und Druckbelastung kommen derzeit z. B. nur warmfeste Metalle und Metallegierungen mit hoher Dichte infrage, die aufgrund ihrer relativ geringen Tem peraturfestigkeit gekühlt werden müssen. Neben diesen thermomechanischen An forderungen müssen die metallischen Werkstoffe auch allen Anforderungen bezüg lich Korrosion, Bearbeitung, Oberflächengüte und Schweißbarkeit genügen.

An Radomen treten Beanspruchungen durch hohe Drücke und hohe Temperaturen auf. Zusätzlich ist bei Radomen eine erhöhte Radardurchlässigkeit und Oberflächen genauigkeit (z. B. durch Schleifbarkeit) sowie der Aufbau unterschiedlicher Wand stärken erforderlich.

An den festen Flossen treten vor allem Beanspruchungen durch hohe Längs- und Querbeschleunigungskräfte und durch hohe Temperaturen auf. Der Heckkonus 7 eines Flugkörpers wird durch hohe Drücke und hohe Temperaturen beansprucht und dient zur Stabilisierung des Flugkörpers. Der Einsatz von faserverstärkter Keramik führt am Heckkonus zu einer Gewichtsersparnis von 3 kg.

An den beweglichen Rudern bzw. Fins 3 treten Beanspruchungen durch hohe Längs- und Querbeschleunigungskräfte und durch hohe Temperaturen auf. Sie die nen als aerodynamische Lenkhilfe. Auch an den Gitterflügeln 8 treten Beanspru chungen durch hohe Längs- und Querbeschleunigungskräfte und durch hohe Tem peraturen auf. Sie dienen sowohl als aerodynamische Lenkhilfe als auch zur Erhal tung der Stabilität des Flugkörpers. Der Gitterflügel sieht aus wie ein am Heck des Flugkörpers angebrachter schmaler Fußabstreifer, dessen Öffnungen in Flugricht ung stehen und der um die Längsachse gedreht werden kann.

Eine Beanspruchung durch hohe Querkräfte, Temperaturen und Abrasion durch Ab gase und Feststoffteilchen (z. B. Al₂O₃-Partikel) muß bei der Auslegung von Strahlru dern berücksichtigt werden. Der Einsatz von Strahlrudern im Abgasstrahl dient als zusätzliche Lenkhilfe während der Antriebsphase des Flugkörpers. Strahlruder, die im hinteren Bereich einer Raketendüse direkt im Abgasstrahl zur Strahlumlenkung eingebaut sind, unterliegen extrem hohen thermomechanischen Beanspruchungen durch die heißen, reaktiven Verbrennungsgase und die hohen Querkräfte. Thermo schockbeständigkeit und ein gutes Abrasionsverhalten gegenüber Feststoffteilchen, wie z. B. Al₂O₃ und Ruß, werden bei Strahlrudern zusätzlich gefordert, da Strahlruder je nach Motortyp und Treibstoffart Gas/Teilchenströmungen mit Temperaturen von 2500°C plötzlich ausgesetzt sein können.

Die Schubdüse wird durch extrem hohe Drücke und Temperaturen beansprucht. Oft besitzen die Triebwerke von Flugkörpern für die einzelnen Schubphasen (Auswurf-, Beschleunigungs- und Marschphase) mehrere und unterschiedlich viele Schubdü sen.

Das erfindungsgemäße Verfahren sieht vor, daß man die Schubdüse und/oder den Düsenhals und/oder die Brennkammer mit C/SiC- und/oder C/C-Segmenten und/oder SiC/SiC-Segmenten auskleidet. Die Innenwände der Flugkörper sind aus C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Einzelsegmenten gestaltet. Die C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Segmente sind so zu gestalten, daß die Teilungs schlitze, die unter hohem Druck und hoher Temperatur stehenden Gase nicht zur metallischen Flugkörperstruktur durchgelassen werden. Die C/SiC- und/oder C/C- Teile und/oder SiC/SiC-Teile können der Innenkontur des Flugkörpermotors ange paßt werden und ermöglichen so eine geometrische Vereinfachung der Flugkörper struktur.

Eine Verfahrensvariante sieht auch vor, daß man die C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Einzelsegmente für die Flugkörperkomponenten 1-10 aus C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Rohlingen mechanisch bearbeitet und vor der Montage in die Flugkörperstruktur zu einer monolithischen Struktur zusammensiliziert.

In den Beispielen kann die Kühlung (falls notwendig) wahlweise über das Einbringen von Kühlkanälen oder Ausnehmungen in die C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Struktur oder die Isolation mit Kohlenstoffilzen oder Graphitfolie oder C/SiC oder C/C oder SiC/SiC oder Kombinationen aus diesen erfolgen. Die Kühlung mit Kühlkanälen kann wahlweise je nach Anforderung in der Flugkörperstruktur am Übergang Metall zu C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC oder im C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Teil selbst erfolgen. Es ist auch eine Kombination aus beiden Teilen vorgesehen.

Claims

1. Verfahren zur Herstellung von, thermisch und mechanisch hochbelasteten Flugkör pern oder Flugkörperkomponenten mit folgenden Schritten:

a) Fertigen von Rohlingen aus faserverstärkter grüner Keramik, nämlich kohlenfaserverstärktem Siliciumcarbid (C/SiC) und/oder kohlenstofffaserverstärktem Kohlenstoff (C/C) und/oder siliciumcarbidfaserverstärktem Siliciumcarbid (SiC/SiC);
b) Ausformen und mechanisches Bearbeiten der Keramikrohlinge im Grünzu stand entsprechend den Teilegeometrien des Flugkörpers oder der Flugkörperkom ponenten;
c) Gemeinsame Infiltration oder gemeinsames Silizieren der Rohlinge mit Sili cium und/oder Siliciumcarbid und/oder Kohlenstoff zum Erhalt einer monolithischen Verbundstruktur, wobei die zusammengefügten Rohlinge die Gesamtform des Flug körpers oder der jeweiligen Flugkörperkomponente bilden.

2. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Dichte und Porosität des S/SiC- und/oder des C/C- und/oder SiC/SiC-Materials während des Schrittes der Infiltrationen oder Silizierung durch die Zugabemenge von Silicium, Kohlenstoff und/oder Siliciumcarbid eingestellt wird, so daß sich eine Tragstruktur mit einerseits hoher Dichte und geringer Porosität als Tragteil und/oder Auskleidung und mit ande rerseits niedriger Dichte und hoher Porosität als Wärmeisolierung ergibt.

3. Verfahren nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß in die Keramikrohling durch mechanisches Bearbeiten Kühlkanäle eingebracht oder eingeformt werden.