WO1998008044A1 - Flugkörperkomponenten aus faserverstärkter keramik - Google Patents

Flugkörperkomponenten aus faserverstärkter keramik Download PDF

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WO1998008044A1
WO1998008044A1 PCT/EP1997/004235 EP9704235W WO9808044A1 WO 1998008044 A1 WO1998008044 A1 WO 1998008044A1 EP 9704235 W EP9704235 W EP 9704235W WO 9808044 A1 WO9808044 A1 WO 9808044A1
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sic
fins
missile
rudder
combustion chamber
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PCT/EP1997/004235
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Inventor
Manfred Braitinger
Manfred Selzer
Ulrich Papenburg
Original Assignee
Industrieanlagen-Betriebsgesellschaft Mbh
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
    • F42B15/34—Protection against overheating or radiation, e.g. heat shields; Additional cooling arrangements
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B12/00—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material
    • F42B12/72—Projectiles, missiles or mines characterised by the warhead, the intended effect, or the material characterised by the material

Definitions

  • the invention relates to missiles with a bow tip, fixed fins or movable rudders [fins], thrusters, thrusters and nozzle head inserts 5, combustion chamber linings 6, tail cone, grille wings, fluidic elements and radomes or partial components made of these, these components consisting of ceramic material.
  • the nose tip, fixed fins or movable rudders or fins, thrusters, thrusters and nozzle neck inserts, combustion chamber linings, tail cone, grille wings, fluidic elements and the radome consist of various metals and metal alloys. These missile components are the most thermally and mechanically loaded
  • the invention has for its object ceramic bow tips, fixed fins or movable rudders [fins], jet rudders, thrusters and nozzle head inserts, chamber linings, stern cone, grille wings, fluidic elements and radomes or partial components made of these for missiles with high temperature, pressure and abrasion resistance, Erosion resistance, low density or low weight, high thermal conductivity, low thermal expansion with an almost unlimited variety of geometries and shapes.
  • the bow tip, fixed fins or movable rudders [fins], jet rudders, thrusters or jet nozzle inserts, combustion chamber linings, stern cone, grille wings, fluidic elements and the radome or partial components of these of the type mentioned at the outset are characterized according to the invention in that the bow tip 1, fixed fins 2 or movable rudder [fins]
  • Bow tip 1 fixed fins 2 or movable rudders [fins] 3, jet rudders 4, thrusters or nozzle head inserts 5, combustion chamber linings 6, tail cone 7, grille wings 8, fluidic elements 9 and rado e 10 or partial components made of these consist of a fiber-reinforced ceramic or of combinations various fiber-reinforced ceramics and form a monolithic structure after infiltration. Overall, the temperature resistance increases while the weight of these missile components is reduced.
  • C / SiC and C / C and SiC / SiC with continuous fiber reinforcement and short fiber reinforced C / SiC and C / C and SiC / SiC.
  • the first-mentioned material made of C / SiC or C / C or SiC / SiC, which can be laminated, pressed or wound, is characterized by particularly high strength and particularly low density. Surface sealing can be used to increase the resistance to oxidation.
  • Protective layers made of silicon carbide and / or silicon dioxide and / or molybdenum disilicide are preferably applied to the component surfaces for this purpose. The latter is superfluous with short fiber reinforced C / SiC because the material is particularly resistant to oxidation and corrosion.
  • This construction is particularly suitable for C / SiC or C / C or SiC / SiC with short fiber reinforcement, whereby the individual segments are mechanically processed before they are combined or infiltrated.
  • Such a missile component 1-10 can also easily be used with fastening elements such as Screws or bolts or flanges, preferably made of C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC, are connected.
  • the missile components 1-10 by mechanical processing in the green state
  • Cooling channels and / or recesses with a round, rectangular or slot-shaped cross section can be introduced.
  • the method according to the invention also provides for the missile components 1-10 to be designed in hybrid and segment construction.
  • the missile components 1-10 By mechanical processing of raw bodies and subsegments, which preferably consists of C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC or from suitable combinations with continuous fiber reinforcement and / or short fiber reinforcement and by the subsequent infiltration with silicon and / or silicon carbide and / or carbon this single segments are designed to form monolithic missile components in hybrid construction.
  • the inner wall of the missiles or the thermally highly stressed locations of the missiles are suitably coated with C / SiC or
  • the insulation materials can also be connected with the missile components 1-10 made of C / SiC and / or C / C with the interposition of spacers, preferably made of C / SiC or C / C or SiC / SiC, in order to produce the desired monolithic structure .
  • the density and porosity of the C / SiC and / or the C / C and / or SiC / SiC material during infiltration or siliconization can be adjusted by adding silicon, carbon or silicon carbide, so that the C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC with high density and low porosity as a thermomechanical support structure and / or lining and the C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC with low density or high porosity as thermal insulation can be used. Density and porosity gradients can also be set over the wall thickness of the missile components 1-10.
  • open cooling channels can also be incorporated into the metallic missile structure, which occur when the C / SiC and / or C / C parts and / or SiC are inserted / SiC parts are closed.
  • the missile component 1-10 is manufactured from C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC individual segments, which then form a monolithic structure with carbon and / or silicon and / or silicon carbide are infiltrated and / or put together or the missile components 1-10 are manufactured in one piece, preferably by mechanical processing of a C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC blank.
  • These C / SiC and / or C / C parts and / or SiC / SiC parts can also provide the cooling channels (if necessary) or recesses in order to remove the heat.
  • the C / SiC and / or C / C body and / or SiC / SiC body 1-10 and the metallic missile structure are with suitable connecting elements such as bolt, screw or flange connections, preferably made of C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC to connect with each other. Options for this are shown in Figures 2 to 9.
  • Figure 2 shows a nose tip 1 and a radome 10 of a missile.
  • the bow tip is particularly stressed by high pressures and high temperatures.
  • the weight of the nose tip can be reduced by at least 1 kg compared to a metallic nose tip.
  • Radomes are exposed to high pressures and high temperatures.
  • increased radar permeability and surface accuracy (e.g. through grindability) and the construction of different wall thicknesses are required for radomes.
  • Figure 3 shows the stabilizing films or fixed fins 2 and the tail cone 7 of a missile.
  • FIG. 4 shows movable rudders or fins 3 and lattice wings 8.
  • the movable rudders or fins 3 are subject to stresses caused by high longitudinal and lateral acceleration forces and high temperatures. They serve as an aerodynamic steering aid. Stresses due to high longitudinal and lateral acceleration forces and high temperatures also occur on the lattice wings 8. They serve both as an aerodynamic steering aid and to maintain the stability of the missile.
  • the grille wing looks like a narrow doormat attached to the tail of the missile, the openings of which are in the direction of flight and can be rotated about the longitudinal axis.
  • Fig. 5 the thrusters 4 according to the invention are shown.
  • a stress caused by high transverse forces, temperatures and abrasion by exhaust gases and solid particles (eg Al 2 0 3 particles) must be taken into account when designing thrusters.
  • the use of thrusters in the exhaust jet serves as an additional steering aid during the propulsion phase of the missile. Thruster in the rear
  • FIG. 6 shows a thrust nozzle 5 and the typical embodiment of the combustion chamber lining 6 according to the invention.
  • the thruster is subjected to extremely high pressures and temperatures.
  • the missile engines often have several and different numbers of thrusters for the individual thrust phases (ejection, acceleration and marching phases).
  • Figure 7 shows typical fluidic elements 9 that are used as transverse thrust controls.
  • the method according to the invention provides that the thrust nozzle and / or the nozzle neck and / or the combustion chamber are lined with C / SiC and / or C / C segments and / or SiC / SiC segments.
  • the inside walls of the missiles are out
  • the C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC individual segments are to be designed in such a way that the dividing slots, the gases under high pressure and high temperature, are not let through to the metallic missile structure.
  • the C / SiC and / or C / C parts and / or SiC / SiC parts can be adapted to the inner contour of the missile engine and thus enable a geometrical simplification of the missile structure.
  • a process variant also provides that the C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC individual segments for the missile components (1-10) made of C / SiC and / or
  • the cooling can optionally be carried out by introducing cooling channels or recesses in the C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC structure or the isolation with carbon felts or graphite foil or C / SiC or C / C or SiC / SiC or combinations of these.
  • the cooling with cooling channels can be carried out in the missile structure at the transition from metal to C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC or in C / SiC and / or C / C and / or SiC / SiC -Take part yourself. A combination of both parts is also provided.

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Abstract

Der Flugkörper weist eine Bugspitze (1), feste Flossen (2) oder bewegliche Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhalseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und Radome (10) oder Teilkomponenten aus diesen aus kohlenstoffaserverstärktem Siliciumcarbid (C/SiC) und/oder kohlenstoffaserverstärktem Kohlenstoff (C/C) und/oder siliciumcarbidfaserverstärktem Siliciumcarbid (SiC/SiC) auf, die in eine Flugkörperstruktur integriert sind. Die Flugkörperkomponenten (1-10) können aus C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC mit kontinuierlicher Faserverstärkung und/oder Kurzfaserverstärkung oder Kombinationen aus diesen bestehen. Dabei können die Flugkörperkomponenten (1-10) durch die mechanische Bearbeitung von C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Rohlingen aus einem Stück oder durch das Zusammeninfiltrieren mit Kohlenstoff oder Silicium oder Siliciumcarbid und/oder das Zusammensilizieren von C/SiC- und/oder C/C- und/oder SiC/SiC-Einzelsegmenten zu einer monolithischen Struktur hergestellt werden. Die Kühlung der Flugkörperkomponenten (1-10) kann durch das Einbringen von Kühlkanälen und/oder Ausnehmungen in die C/SiC- und/oder C/C-Struktur und/oder SiC/SiC-Struktur und/oder über Isolationswerkstoffe wie Kohlenstoffaserfilze oder C/SiC oder C/C oder SiC/SiC oder Graphitfolie oder Kombinationen aus diesen erfolgen.

Description

Flugkörperkomponenten aus faserverstärkter Keramik
Die Erfindung betrifft Flugkörper mit einer Bugspitze, festen Flossen oder beweglichen Rudern [Fins], Strahlruder, Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze 5, Brennkammerauskleidungen 6, Heckkonus, Gitterflügel, Fluidikelemente und Radome oder Teilkomponenten aus diesen, wobei diese Bauteile aus keramischem Material bestehen.
An Flugkörpern, die sich mit sehr hoher Geschwindigkeit in der bodennahen Atmosphäre bewegen, treten an exponierten Stellen, wie Kanten, Ecken und Spitzen wegen 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 Gesamtmission des Flugobjektes erfolgreich zu beenden. Bisher wurde die Strukturfestigkeit der meist metallischen Bauteile im Hochtemperatureinsatz durch Verwendung hochtemperaturbeständiger Metalle und Metallegierungen, Kühlung und thermische
Isolierung 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 gewichtsreduzierten Lösungen gesucht werden muß. Bei einer bekannten Ausführungsform eines Flugkörpers bestehen die Bugspitze, feste Flossen oder bewegliche Ruder bzw. Fins, Strahlruder, Schubdüsen und Dü- senhalseinsätze, Brennkammerauskleidungen, Heckkonus, Gitterflügel, Fluidikele- mente 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, Molybdän, Inconnel) mit hoher mechanischer Festigkeit und Temperaturbeständigkeit verwenden. 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 ho- hes Gewicht, welches die Beschleunigung und Geschwindigkeit von Flugkörpern einschränkt.
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, keramische Bugspitzen, feste Flossen oder bewegliche Ruder [Fins], Strahlruder, Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze, Breπnkammerauskleidungen, Heckkonus, Gitterflügel, Fluidikelemente und Radome oder Teilkomponenten aus diesen 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 zu schaffen. Zur Lösung dieser Aufgabe sind die Bugspitze, festen Flossen oder beweglichen Ruder [Fins], Strahlruder, Schubdüsen oder Düsenhaiseinsätze, Brennkammerauskleidungen, Heckkonus, Gitterflügel, Fluidikelemente und das Radom oder Teilkomponenten aus diesen der eingangs genannten Art erfindungsgemäß dadurch ge- kennzeichnet, daß die Bugspitze 1 , festen Flossen 2 oder beweglichen Ruder [Fins]
3, Strahlruder 4, Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze 5, Brennkammerauskleidungen 6, Heckkonus 7, Gitterflügel 8, Fluidikelemente 9 und das Radom 10 oder Teilkomponenten aus diesen aus kohlenstoffaserverstärktem Siliciumcarbid (C/SiC) und/oder kohlenstoffaserverstärktem Kohlenstoff (C/C) und/oder siliciumcarbidfaser- verstärktem Siliciumcarbid (SiC/SiC) bestehen.
Bugspitze 1 , feste Flossen 2 oder bewegliche Ruder [Fins] 3, Strahlruder 4, Schubdüsen oder Düseπhaiseinsätze 5, Brennkammerauskleidungen 6, Heckkonus 7, Gitterflügel 8, Fluidikelemente 9 und Rado e 10 oder Teilkomponenten aus diesen bestehen also aus einer faserverstärkten Keramik oder aus Kombinationen verschiedener faserverstärkter Keramiken und bilden nach der Infiltration eine monolithische Struktur. Insgesamt erhöht sich die Temperaturbeständigkeit bei gleichzeitiger Gewichtsreduzierung 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 ausgezeichneten Temperaturbeständigkeit, eine hohe Temperaturwechselbeständigkeit. Dabei ist es insbesondere bei Oberflächenversiegelung besonders gas- und flüssigkeitsdicht.
Besonders hervorzuheben sind die große Geometrie- und Formenvielfalt bei gleichzeitig niedrigem Gewicht, sowie die hervorragende Temperaturfestigkeit und hohe bzw. einstellbare Wärmeleitfähigkeit, die entsprechend niedrige Kühlleistungen ermöglichen. In bestimmten Flugkörpern kann aufgrund der hohen Temperaturfestigkeit von C/SiC und C/C und SiC/SiC ganz auf eine Kühlung oder thermische Isolierung 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 Oberflächenversiege- iung gearbeitet werden. Vorzugsweise werden dafür Schutzschichten aus Siliciumcarbid und/oder Siliciumdioxid und/oder Molybdändisilizid auf die Bauteiloberflächen 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 Thermoschockfe- stigkeit aus. Es eignet sich vor allen Dingen für eine mechanische Bearbeitung im Grünzustand. Dabei können aus C/SiC-Rohlingen und/oder C/C-Rohlingen Bugspitzen 1 , feste Flossen 2 oder bewegliche Ruder [Fins] 3, Strahlruder 4, Schubdüsen oder Düsenhaiseinsätze 5, Brennkammerauskleidungen 6, Heckkonus 7, Gitterflügel 8, Fluidikelemente 9 und Radome 10 oder Teilkomponenten aus diesen in beliebiger Geometrie aus einem Stück oder aus verschiedenen Einzelsegmenten 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 Düsenhaiseinsätze 5,
Brennkammerauskleidungen 6, Heckkonus 7, Gitterflügel 8, Fluidikelemente 9 und der Radome 10 oder Teilkomponenten aus diesen mit Siliciumcarbid und/oder Kohlenstoff und/oder Silicium zusammeninfiltriert oder zusammensiltziert, um die gewünschte monolithische Struktur zu geben. Diese Konstruktion eignet sich insbeson- dere für C/SiC oder C/C oder SiC/SiC mit Kurzfaserverstärkung, wobei die Einzelsegmente vor dem Zusammensilizieren bzw. Infiltrieren mechanisch bearbeitet werden. Eine derartige Flugkörperkomponente 1-10 kann ohne weiteres auch mit Befestigungselementen 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 Querschnitt 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 Faserverstärkung und/oder Kurzfaserverstärkung besteht und durch die anschließende Infiltration mit Silicium und/oder Siliciumcarbid und/oder Kohlenstoff dieser Einzel- segmente werden monolithische Flugkörperkomponenten in Hybridbauweise ausgebildet.
In Weiterbildung der Erfindung wird 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 Flugkörperkomponente 1-10 zusammensiliziert werden. Die Isolationswerkstoffe können auch unter Zwischenschaltung 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 Zugabemenge 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 eingesetzt 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 können in die metallische Flugkörperstruktur auch offene Kühlkanäle eingearbeitet werden, die beim Einsetzen der C/SiC- und/oder C/C-Teile und/oder SiC/SiC-Teile geschlossen werden. Die Flugkörperkomponente 1-10 wird je nach verwendetem Sy- stem 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 Kühlkanäle (falls notwendig) oder Ausnehmungen bereitstellen, um die Wärme abzutransportieren. 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. Möglichkeiten hierzu sind in den Bildern 2 bis 9 gezeigt.
Die Erfindung wird im folgenden, anhand bevorzugter Ausführungsbeispiele im Zusammenhang mit den beiliegenden Zeichnungen, näher erläutert. 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 Gewichtsreduzierung im Vergleich zu metallischen Flugkörperkomponenten. Durch die Hochtemperaturfestigkeit 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 Bild 1 ist ein Flugkörper nach derzeitigem Stand der Technik 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 Temperaturfestigkeit gekühlt werden müssen. Neben diesen ther- momechanischen Anforderungen müssen die metallischen Werkstoffe auch allen
Anforderungen bezüglich Korrosion, Bearbeitung, Oberflächengüte und Schweißbarkeit genügen.
In Bild 2 ist eine Bugspitze 1 und ein Radom 10 eines Flugkörpers dargestellt. Die Bugspitze wird besonders durch hohe Drücke und hohe Temperaturen beansprucht. Durch den Einsatz von faserverstärkter Keramik kann das Gewicht der Bugspitze um mindestens 1 kg im Vergleich zu einer metallischen Bugspitze reduziert werden. An Radomen treten Beanspruchungen durch hohe Drücke und hohe Temperaturen auf. Zusätzlich ist bei Radomen eine erhöhte Radardurchlässigkeit und Oberflächengenauigkeit (z.B: durch Schleifbarkeit) sowie der Aufbau unterschiedlicher Wandstärken erforderlich.
In Bild 3 sind die Stabilisierungsfms bzw. festen Flossen 2 und der Heckkonus 7 eines Flugkörpers dargestellt.
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. ln Bild 4 sind bewegliche Ruder bzw. Fins 3 und Gitterflügel 8 dargestellt. An den beweglichen Rudern bzw. Fins 3 treten Beanspruchungen durch hohe Längs- und Querbeschleunigungskräfte und durch hohe Temperaturen auf. Sie dienen als aerodynamische Lenkhilfe. Auch an den Gitterflügeln 8 treten Beanspruchungen durch hohe Längs- und Querbeschleunigungskräfte und durch hohe Temperaturen auf. Sie dienen sowohl als aerodynamische Lenkhilfe als auch zur Erhaltung der Stabilität des Flugkörpers. Der Gitterflügel sieht aus wie ein am Heck des Flugkörpers angebrachter schmaler Fußabstreifer, dessen Öffnungen in Flugrichtung stehen und um die Längsachse gedreht werden kann.
In Bild 5 sind die erfindungsgemäßen Strahlruder 4 abgebildet. Eine Beanspruchung durch hohe Querkräfte, Temperaturen und Abrasion durch Abgase und Feststoffteilchen (z.B. Al203-Partikeln) muß bei der Auslegung von Strahlrudern 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 thermo-mechanischen Beanspruchungen durch die heißen, reaktiven Verbrenπungsgase und den hohen Querkräften. Thermoschock- beständigkeit und ein gutes Abrasionsverhalten gegenüber Feststoffteilchen, wie z.B. Al203 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.
In Bild 6 sind eine Schubdüse 5 und die typische Ausführungsform der erfindungs- gemäßen Brennkammerauskleidung 6 dargestellt. 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 Schubdüsen.
In Bild 7 sind typische Fluidikelemente 9 abgebildet, die als Querschubsteuerungen eingesetzt werden.
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 Teilungsschlitze, 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 Iπnenkontur des Flugkörpermotors angepaßt werden und ermöglichen so eine geometrische Vereinfachung der Flugkörperstruktur.
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

Patentansprüche
1. Flugkörper mit einer Bugspitze, festen Flossen oder beweglichen Rudern [Fins] , Strahlrudem, Schubdüsen und Düsenhaiseinsätzen, Brennkammerauskleidun- gen, Heckkonus, Gitterflügeln, Fluidikelementen und einem Radom, wobei diese
Bauteile aus keramischem Material bestehen, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1 ), die festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), die Strahlruder (4), die Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), die Brennkammerauskleidung (6), der Heckkonus (7), die Gitterflügel (8), die Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen, aus kohlenstoffaserverstärktem Siliciumcarbid (C/SiC) und/oder kohlenstoffaserverstärktem Kohlenstoff (C/C) und/oder siliciumcarbidfaserverstärktem Siliciumcarbid (SiC/SiC) bestehen.
2. Flugkörper nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, daß die Flugkörperkomponenten (1-10) oder Teilkomponenten aus kohlenstoffaserverstärktem Siliciumcarbid (C/SiC) und/oder kohlenstoffaserverstärktem Kohlenstoff (C/C) C) und/oder siliciumcarbidfaserverstärktem Siliciumcarbid (SiC/SiC) bestehen und eine Kurzfaserverstärkung oder eine kontinuierliche Faserverstärkung oder eine Kombination aus beiden aufweisen.
3. Flugkörper nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die
Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen, aus mehreren C/SiC-Segmenten und/oder C/C- Segmenten und/oder SiC/SiC-Segmenten aufgebaut sind und zusammensiliziert werden.
4. Flugkörper nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teiikomponen- ten aus diesen durch maschinelle Bearbeitung eines C/SiC-Rohlings und/oder eines C/C-Rohlings und/oder eines SiC/SiC-Rohlings hergestellt werden.
5. Flugkörper nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen zur Reduzierung des Gewichts und/oder zur thermischen Isolation mit Ausnehmungen versehen werden können und daß das Einbringen der Ausnehmungen durch maschinelle Bearbeitung von C/SiC- Rohlingen und/oder C/C-Rohlingen und/oder SiC/SiC-Rohlingen erfolgt.
6. Flugkörper nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen aus Teilsegmeπten bestehen und daß die Ausnehmungen vorzugsweise rückseitig durch maschinelle Bearbeitung von C/SiC- und/oder C/C-Roh- lingen und/oder SiC/SiC-Rohlingen erfolgt und diese Teilsegmente durch Zusammensilizieren eine monolithische Struktur ausbilden.
7. Flugkörper nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen aus kohlenstoffaserverstärktem Siliciumcarbid (C/SiC) oder kohlenstoffaserverstärkten Kohlenstoff (C/C) oder siliciumcarbidfaserverstärktem Siliciumcarbid (SiC/SiC) bestehen und in die metallische Flugkörperstruktur eingebaut werden.
8. Flugkörper nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen aus C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC bestehen und das das C/SiC und/oder das C/C und/oder das SiC/SiC eine unterschiedliche Dichte und Porosität oder entsprechende Gradienten bezüglich Dichte und Porosität über der Wandstärke aufweist.
9. Flugkörper nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1 ), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3),
Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerausklei- dungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen in Hybrid- und Segmentbauweise durch mechanische Bearbeitung hergestellt werden, vorzugsweise aus C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC oder aus geeigneten Kombinationen mit kontinuierlicher Faserverstärkung und/oder Kurzfaserverstärkung besteht und diese Einzelsegmente durch Infiltration mit Silicium und/oder Siliciumcarbid und/oder Kohlenstoff eine monolithischen Flugkörperkomponente ausbilden.
10. Flugkörper nach einem der vorherigen Ansprüche dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3),
Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brenπkammerausklei- dungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen durch mechanische Bearbeitung von C/SiC- oder C/C-Rohlingen oder SiC/SiC-Rohlingen aus einem Stück gefertigt werden und daß die Flugkörperkomponenten (1-10) eine beliebige Geometrie aufweisen.
11. Flugkörper nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen oberflächlich mit Schutzschichten, vorzugsweise aus Siliciumcarbid und/oder Siliciumdioxid und/oder Molybdändisilizid, beschichten kann.
12. Flugkörper nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen, vorzugsweise aus C/SiC oder C/C oder SiC/SiC, über mechanische Bearbeitung mit Kühlkanälen und/oder Ausnehmungen versehen werden und/oder in die Ausnehmungen wärmeisolierende Materialien aus C/SiC oder C/C oder SiC/SiC oder Kohlenstoffilzen oder Graphitfolie oder geeignete Kombinationen aus diesen eingebaut werden.
13. Flugkörper nach einem der vorherigen Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, daß die Bugspitze (1), festen Flossen (2) oder beweglichen Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder Teilkomponenten aus diesen, vorzugsweise aus C/SiC und/oder C/C und/oder SiC/SiC, in Segmentbauweise aufgebaut sind, die anschließend zu einer monolithischen Struktur zusammensiliziert werden können oder das die Bugspitze (1 ), feste Flossen (2) oder bewegliche Ruder [Fins] (3), Strahlruder (4), Schubdüsen und Düsenhaiseinsätze (5), Brennkammerauskleidungen (6), Heckkonus (7), Gitterflügel (8), Fluidikelemente (9) und das Radom (10) oder
Teilkomponenten aus diesen aus einem Stück durch mechanische Bearbeitung von C/SiC-Rohlingen oder C/C-Rohlingen oder SiC/SiC-Rohlingen hergestellt werden.
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