C_C复合材料在火箭发动机上的应用
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由于 C /C 复合 材料 具有 强 度高、耐 烧蚀、导热系 数较低、 密度小及对热震、机械冲击的敏 感度小等优点, 因此, 可用作航 天器的耐烧蚀和绝热材料, 如发 动机壳 体、飞行 器 蒙皮 和 机 翼 等; 又可用作结构材料, 如支撑 梁、密封件等。用它作发动机的 喉衬材料, 可大幅度减小喷管的 质量, 不需要再设计专门的绝热 层及复杂的固定和支撑, 既简化 了喷管的结构, 也有利于提高系
由于 C /C 复合 材料 设计 制 造技术、质 量检 测 控制 技 术 复 杂, 价格高, 使其生产和应用还 受到很多限制。
1) 碳纤维是 C /C 复合材料 的主要组成部分, 高性能的碳纤
维及其前驱体的制造技术和产品 作为战略资源还被封锁在少数科 技发达国家手中。
2) C /C 复合材料 的设计制 造难度大, 碳纤维具有物理性能 的各向异性, 如何排列布置碳纤 维以适应结构件的使用特征, 发 挥 C /C 复 合材料的潜力 是复杂 而精细的工作, 有的部件用碳纤 维增强树脂, 其纤维的排列层数 多达成千上万, 碳纤维的排列布 置方式, 粘接剂的性能、用量及 均匀程度等都 直接影响 C /C 复 合材料构件的质量, 在如此多层 数的 C /C 复合材料的内 部出现 任何 起泡 都将引起不良后果。
62
常用喉衬材料性能表
性能
材料
高强度高 热解 C /C 密度石墨 石墨 旋压钨
密度 /g cm- 3
烧结温度或熔点 /
平行 导热系数 /W ( m K ) - 1 垂直
线胀系数 / 10- 6
平行 垂直
抗拉强度 /M Pa
平行 垂直
拉压强度 /M Pa
平行 垂直
抗拉弹性模量 /M Pa
平行 垂直
1. 45 3 649 31. 1 13. 9 0. 5 1. 4
固体火箭发动机的壳体即为
飞航导弹 2009年第 3期
工艺与材料
燃烧室, 其烧蚀层与绝热层设计 是关键问题之一。实验显示: 高 熔点金属强度高, 但承受高温能 力差而且笨重; 高性能合成石墨 材料 ( 如美国 的 AT J石墨 ) 高 温 稳定性好、质量轻, 但其机械性 能欠佳, 往往还需用钢或铝合金 之类的结构材料给予支撑, 而钢 和铝材料自身又需高温保护, 这 会进一步增加喷管的质量。近年 来, 用高强度碳纤维编制缠绕增 强塑料制成火箭发动机壳体的研 究和应用受到广泛重视, C /C 复 合材料具有强度 /质量大的优势, 用之可以较大幅度地改善火箭发 动机壳体的性能。 2. 3 应用局限性
[ 8] 李怡勇, 李智, 沈怀荣. 临近 空间飞行 器发展 与应用 分析. 装备指挥技 术学院学报, 2008( 4)
飞航导弹 2009年第 3期
63
工艺与材料
C /C复合材料在火箭发动机上的应用
马洪霞 魏晓绛
摘 要 C /C复合材料具有高强 度、高刚度、低密度、耐高温、耐疲劳 蠕变等综合 性能, 在 航空航 天领 域受 到广泛重视, 介绍了 C /C 复合材 料性 能特点及其在火箭 发动机 上的应 用情
况。
关键词 C /C复合材料 发动机 应用
C /C 复合材料是以碳为基体 的碳 质增强 材料组 成的 复合材 料, 其常见制造工艺如下。
1) 常规工艺 碳毡、碳布或碳纤维编织件 用树脂浸渍、碳化处理、或碳气 相沉积; 或用树脂浸渍、碳化处 理与碳气相沉积相结合的工艺制 造 C /C复合材料。如果需要石墨 形态的碳, 可用上述方法制得的 碳在控制气氛、控制升温速度下 加热处理到 2 500 ~ 2 800 。 2) 模压碳工艺 碳纤维用树脂预浸渍或短切 碳纤维与基体材料混合后经模压 成希望的形状, 然后固化, 在控 制气氛、控制升温速度下加热碳 化树脂, 通过碳气相沉积 ( 或浸 渍 )进一步增加 C /C 复合材料的 密度。视密度达到预期目标的程 度, 可 进行 多 次增 加 密度 的 处 理。在控制气氛、控制升温速度 下, 加 热 处 理 到 2 500 ~ 2 800 , 可获得石墨形态的 C / C 复合材料。 增强结构最常用的制造方法 是在惰性气体 中热解石 墨布 酚 醛树脂。沉积方法有两种: 化学 汽相沉积和液体浸渍, 浸渍后再
3) C /C 复合材料 是一种脆 性材料, 其热胀性能与金属有明 显不同。C /C复合材料部件与其 它部件的连接也不同于常规金属 部件之间的铆接和螺钉连接, 确 保各部件之间的有效连接非常重 要。
4) C /C 复合材料部件与常 规部件相比, 造价明显偏高, 会 造成系统制造成本大幅增加。
3 结束语 C /C 复合材料的应用前景十
在 C /C喉衬的成型工艺中, 可 用碳布 浸上树 脂缠绕 在模 具 上, 而后反复进行浸渍 碳化过 程, 最后在高温进行石墨化处 理, 这种工艺有效减小加工量。
在此基础上, 目前已开发的 强制热梯度化学气相渗透工艺、 快速致密工艺、等离子气相沉积 工艺以及使用新型高残碳率树脂 前驱体等均显示了较好的效果, 对降低制造成本、推广应用产生 了积极影响。 1. 3 C /C 复合材料在航天器 上 的主要用途
分诱人, 但在火箭发动机关键部 件的全面应用仍有不少问题有待 解决。与世界先进水平相比, 我 国在这方面还存在较大 的距离, 尚有待相关方面的共同努力与不 懈进取。
参考文献
[ 1] 马淑 雅. 导 弹结 构 材 料 强 度. 北京: 宇航出版社, 1996
[ 2] 廖 勋 鸿. C /C 复 合 材料 在 火箭 发动 机 和 飞 机 上 的 应 用 展 望. 炭素, 2002( 3)
火箭
引言 新型复合材料由于具有强度
高、质 量 轻 等 优 点, 迅 速 在 航 空、航天和核工业等领域得到应 用, 尤其表现在弹用固体火箭发 动机的应用上。固体火箭发动机 部件在工作过程中要承受高温、 高压、高速和化学气氛下的各种 复杂载荷作用, 因此, 其材料通 常应具有极优的性能, 往往代表 着当代材料科学的最先进水平。 标志着当代高性能固体发动机的 主要 特 征 是 高 能、 轻 质、 可 控 , 这三者都是以先进材料为 基础的。当前, 选用具有优良比 强度和比模量、由碳纤维增强塑 料形成的 C /C 复合 材料已成 为 提高发动机性能的一个主要发展
[ 2] 张平平. 近 地轨 道空间 碎片 轨道 参数 分布 规律 研究. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学出版社, 2006
[ 3] 何 彦峰 . 浅析 临 近空 间 平台 的 军 事应 用. 国 防 科技, 2007( 6): 32~ 35
[ 4] H ampton S tephens. N ear space. A ir Fo rce M agazine, 2005, 88( 7)
方向。
1 C /C 复合材料 1. 1 C /C 复合材料的性能
碳纤维是一种高强度、高模 量、低密度、具有潜在低价格 特 征的丝状体材料, C /C 复合材料 乃碳纤维增强塑料复合而成。这 种新 型材 料具 有一系 列优 异 性 能: 抗拉强度高, 抗热震性能 优 良; 耐烧蚀性强而均匀; 便于 制 成大型、复杂形状的产品, 等等。 与钢相比, 有坚固、强度大、价格 廉之长, 而无其笨重之短; 与 玻 璃纤维复合材料相比, 有坚固和 密度低的特点, 但无刚度低的缺 憾。C /C复合材料的强度与中碳 钢相当, 但密度只有钢的四分之 一, 具备了高强度、高刚度、低密 度、耐高温、耐疲劳蠕变等综 合 性能, 因而在航空航天等高技术 领域受到越来越多的青睐。 1. 2 C /C 复合材料制造工艺
由于喉径的变化对发动机性 能影响很大, 通常须采用抗烧蚀 性最好的材料。表 1列出了常用 喉衬 材 料的 性能 参 数, 对比 可 知, C /C复合材料乃首选。钨渗 铜 (银 ) 是利用高温下铜或银发
汗冷却的效果, 把钨的抗烧蚀性 能提高到一个新的水平。钨渗铜 可在总温高达 3 590 的两相流 中长期工作, 不过, 其机械强度 会随着温度的升高而逐 步下降。 此外, 还有两个缺点: 一是密度 大, 使其在大型发动机的应用受 到限制; 二是导热系数大, 容易 产生 A l2 O3 沉积, 尤其是对小发 动机喷管。
[ 3] 侯 素霞. 新 型 复合 材 料在 航天 产品上 的应 用 与 展望. 湖 北航 天科技, 2001( 5)
( 上接第 34页 ) 作为一个有机整体参与未来战争。临近空间与空间 作战之间的关系是一个庞大的研究课题, 具有战略 意义, 期待着更多的关注与研究。
参考文献
[ 1] 杨学军, 张望新. 优势 来自空 间. 北 京: 国防 工业出 版 社, 2006
[ 5] 曹秀云. 近空 间飞行 器成 为各 国近 期研 究的 热点. 中 国航天, 2006( 6): 32~ 35
[ 6] 窦长江, 张京 宁. 区域卫星 导航系 统临近 空间 应用设 想. 无线电工程, 2007, 37( 4) : 31~ 36
[ 7] 王彦广. 近空 间飞行 器的 特点 及应 用前 景. 航天 器工 程, 2007( 1): 50~ 57
本文 2008 11 02收到, 作者均系中国人 民解放军 92941部队 92分队高级工程师
飞航导弹 2009年第 3期
61
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
工艺与材料
热解。在液体浸渍方法中, 将树 脂或沥青在压力作用下强迫进入 增强材料的结构中, 然后将树脂 或沥青碳化, 形成碳质基体。浸 渍 碳化 过程要 重复多 次, 以 达 到所需的密度。密度越大, 其抗 烧蚀性能就越强。用于火箭发动 机喉衬的 C /C材料, 其密度应高 于 1. 4 g / cm 3。上述方法得到 的 材料, 要在 2 480 ~ 2 760 的温度下进行石墨化处理, 把碳 增强材料及已碳化的粘接剂局部 地转变为石墨, 以提高其抗烧蚀 性能。
C /C 复 合材 料 导 热 系数 较 低, 用它作为喉衬, 不像钨渗铜 喉衬那样容易形成厚的 A l2O3 沉 积层, 具有沉积小、效率高的优 点。与石墨的性质相似, C /C 复 合材料的机械强度随温度的升高 而升高, 当温度升到 1 930 ~ 2 480 时, 其强度最高。石墨材 料由于抗热震性能差, 通常只用 在工作时间较短的中小型发动机 上, C /C复合材料则无此之忧。 2. 2 发动机壳体
93 48 93 45
注: 平行或垂直指的是纤维方向
1. 86 3 649 51. 9 46. 1 3. 02 3. 37
12 12. 7 42 42 7 340 9 720
2. 2 3 649 123. 9 1. 47 0. 8
19. 3 3 410
129. 8 4. 3
80 1 100
600 4 105
钨 渗铜 17. 3 2 250
5. 34 30 0 45 0 312 103
统工作的可靠性。
2 C /C 复合材料在火箭发动机 上的应用 2. 1 发动机喷管
火箭发动机的喷管是燃料燃 烧产生的热能转变成动能所必须 的关键部件。喷管材料必须经受 住以下几方面的考验: 2 000 ~ 3 500 的高温; 灼热表面的 超高速加热的热冲击; 高热梯度 引起的热应力; 高压力; 长时间 在高速腐蚀性气体中的暴露等。 对比 C /C 复合材料的性 能特点 可见, C /C 复合材料是制造固体 火箭发动机喷管理想的耐烧蚀防 热材料。
由于 C /C 复合 材料 设计 制 造技术、质 量检 测 控制 技 术 复 杂, 价格高, 使其生产和应用还 受到很多限制。
1) 碳纤维是 C /C 复合材料 的主要组成部分, 高性能的碳纤
维及其前驱体的制造技术和产品 作为战略资源还被封锁在少数科 技发达国家手中。
2) C /C 复合材料 的设计制 造难度大, 碳纤维具有物理性能 的各向异性, 如何排列布置碳纤 维以适应结构件的使用特征, 发 挥 C /C 复 合材料的潜力 是复杂 而精细的工作, 有的部件用碳纤 维增强树脂, 其纤维的排列层数 多达成千上万, 碳纤维的排列布 置方式, 粘接剂的性能、用量及 均匀程度等都 直接影响 C /C 复 合材料构件的质量, 在如此多层 数的 C /C 复合材料的内 部出现 任何 起泡 都将引起不良后果。
62
常用喉衬材料性能表
性能
材料
高强度高 热解 C /C 密度石墨 石墨 旋压钨
密度 /g cm- 3
烧结温度或熔点 /
平行 导热系数 /W ( m K ) - 1 垂直
线胀系数 / 10- 6
平行 垂直
抗拉强度 /M Pa
平行 垂直
拉压强度 /M Pa
平行 垂直
抗拉弹性模量 /M Pa
平行 垂直
1. 45 3 649 31. 1 13. 9 0. 5 1. 4
固体火箭发动机的壳体即为
飞航导弹 2009年第 3期
工艺与材料
燃烧室, 其烧蚀层与绝热层设计 是关键问题之一。实验显示: 高 熔点金属强度高, 但承受高温能 力差而且笨重; 高性能合成石墨 材料 ( 如美国 的 AT J石墨 ) 高 温 稳定性好、质量轻, 但其机械性 能欠佳, 往往还需用钢或铝合金 之类的结构材料给予支撑, 而钢 和铝材料自身又需高温保护, 这 会进一步增加喷管的质量。近年 来, 用高强度碳纤维编制缠绕增 强塑料制成火箭发动机壳体的研 究和应用受到广泛重视, C /C 复 合材料具有强度 /质量大的优势, 用之可以较大幅度地改善火箭发 动机壳体的性能。 2. 3 应用局限性
[ 8] 李怡勇, 李智, 沈怀荣. 临近 空间飞行 器发展 与应用 分析. 装备指挥技 术学院学报, 2008( 4)
飞航导弹 2009年第 3期
63
工艺与材料
C /C复合材料在火箭发动机上的应用
马洪霞 魏晓绛
摘 要 C /C复合材料具有高强 度、高刚度、低密度、耐高温、耐疲劳 蠕变等综合 性能, 在 航空航 天领 域受 到广泛重视, 介绍了 C /C 复合材 料性 能特点及其在火箭 发动机 上的应 用情
况。
关键词 C /C复合材料 发动机 应用
C /C 复合材料是以碳为基体 的碳 质增强 材料组 成的 复合材 料, 其常见制造工艺如下。
1) 常规工艺 碳毡、碳布或碳纤维编织件 用树脂浸渍、碳化处理、或碳气 相沉积; 或用树脂浸渍、碳化处 理与碳气相沉积相结合的工艺制 造 C /C复合材料。如果需要石墨 形态的碳, 可用上述方法制得的 碳在控制气氛、控制升温速度下 加热处理到 2 500 ~ 2 800 。 2) 模压碳工艺 碳纤维用树脂预浸渍或短切 碳纤维与基体材料混合后经模压 成希望的形状, 然后固化, 在控 制气氛、控制升温速度下加热碳 化树脂, 通过碳气相沉积 ( 或浸 渍 )进一步增加 C /C 复合材料的 密度。视密度达到预期目标的程 度, 可 进行 多 次增 加 密度 的 处 理。在控制气氛、控制升温速度 下, 加 热 处 理 到 2 500 ~ 2 800 , 可获得石墨形态的 C / C 复合材料。 增强结构最常用的制造方法 是在惰性气体 中热解石 墨布 酚 醛树脂。沉积方法有两种: 化学 汽相沉积和液体浸渍, 浸渍后再
3) C /C 复合材料 是一种脆 性材料, 其热胀性能与金属有明 显不同。C /C复合材料部件与其 它部件的连接也不同于常规金属 部件之间的铆接和螺钉连接, 确 保各部件之间的有效连接非常重 要。
4) C /C 复合材料部件与常 规部件相比, 造价明显偏高, 会 造成系统制造成本大幅增加。
3 结束语 C /C 复合材料的应用前景十
在 C /C喉衬的成型工艺中, 可 用碳布 浸上树 脂缠绕 在模 具 上, 而后反复进行浸渍 碳化过 程, 最后在高温进行石墨化处 理, 这种工艺有效减小加工量。
在此基础上, 目前已开发的 强制热梯度化学气相渗透工艺、 快速致密工艺、等离子气相沉积 工艺以及使用新型高残碳率树脂 前驱体等均显示了较好的效果, 对降低制造成本、推广应用产生 了积极影响。 1. 3 C /C 复合材料在航天器 上 的主要用途
分诱人, 但在火箭发动机关键部 件的全面应用仍有不少问题有待 解决。与世界先进水平相比, 我 国在这方面还存在较大 的距离, 尚有待相关方面的共同努力与不 懈进取。
参考文献
[ 1] 马淑 雅. 导 弹结 构 材 料 强 度. 北京: 宇航出版社, 1996
[ 2] 廖 勋 鸿. C /C 复 合 材料 在 火箭 发动 机 和 飞 机 上 的 应 用 展 望. 炭素, 2002( 3)
火箭
引言 新型复合材料由于具有强度
高、质 量 轻 等 优 点, 迅 速 在 航 空、航天和核工业等领域得到应 用, 尤其表现在弹用固体火箭发 动机的应用上。固体火箭发动机 部件在工作过程中要承受高温、 高压、高速和化学气氛下的各种 复杂载荷作用, 因此, 其材料通 常应具有极优的性能, 往往代表 着当代材料科学的最先进水平。 标志着当代高性能固体发动机的 主要 特 征 是 高 能、 轻 质、 可 控 , 这三者都是以先进材料为 基础的。当前, 选用具有优良比 强度和比模量、由碳纤维增强塑 料形成的 C /C 复合 材料已成 为 提高发动机性能的一个主要发展
[ 2] 张平平. 近 地轨 道空间 碎片 轨道 参数 分布 规律 研究. 哈尔滨: 哈尔滨工业大学出版社, 2006
[ 3] 何 彦峰 . 浅析 临 近空 间 平台 的 军 事应 用. 国 防 科技, 2007( 6): 32~ 35
[ 4] H ampton S tephens. N ear space. A ir Fo rce M agazine, 2005, 88( 7)
方向。
1 C /C 复合材料 1. 1 C /C 复合材料的性能
碳纤维是一种高强度、高模 量、低密度、具有潜在低价格 特 征的丝状体材料, C /C 复合材料 乃碳纤维增强塑料复合而成。这 种新 型材 料具 有一系 列优 异 性 能: 抗拉强度高, 抗热震性能 优 良; 耐烧蚀性强而均匀; 便于 制 成大型、复杂形状的产品, 等等。 与钢相比, 有坚固、强度大、价格 廉之长, 而无其笨重之短; 与 玻 璃纤维复合材料相比, 有坚固和 密度低的特点, 但无刚度低的缺 憾。C /C复合材料的强度与中碳 钢相当, 但密度只有钢的四分之 一, 具备了高强度、高刚度、低密 度、耐高温、耐疲劳蠕变等综 合 性能, 因而在航空航天等高技术 领域受到越来越多的青睐。 1. 2 C /C 复合材料制造工艺
由于喉径的变化对发动机性 能影响很大, 通常须采用抗烧蚀 性最好的材料。表 1列出了常用 喉衬 材 料的 性能 参 数, 对比 可 知, C /C复合材料乃首选。钨渗 铜 (银 ) 是利用高温下铜或银发
汗冷却的效果, 把钨的抗烧蚀性 能提高到一个新的水平。钨渗铜 可在总温高达 3 590 的两相流 中长期工作, 不过, 其机械强度 会随着温度的升高而逐 步下降。 此外, 还有两个缺点: 一是密度 大, 使其在大型发动机的应用受 到限制; 二是导热系数大, 容易 产生 A l2 O3 沉积, 尤其是对小发 动机喷管。
[ 3] 侯 素霞. 新 型 复合 材 料在 航天 产品上 的应 用 与 展望. 湖 北航 天科技, 2001( 5)
( 上接第 34页 ) 作为一个有机整体参与未来战争。临近空间与空间 作战之间的关系是一个庞大的研究课题, 具有战略 意义, 期待着更多的关注与研究。
参考文献
[ 1] 杨学军, 张望新. 优势 来自空 间. 北 京: 国防 工业出 版 社, 2006
[ 5] 曹秀云. 近空 间飞行 器成 为各 国近 期研 究的 热点. 中 国航天, 2006( 6): 32~ 35
[ 6] 窦长江, 张京 宁. 区域卫星 导航系 统临近 空间 应用设 想. 无线电工程, 2007, 37( 4) : 31~ 36
[ 7] 王彦广. 近空 间飞行 器的 特点 及应 用前 景. 航天 器工 程, 2007( 1): 50~ 57
本文 2008 11 02收到, 作者均系中国人 民解放军 92941部队 92分队高级工程师
飞航导弹 2009年第 3期
61
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
工艺与材料
热解。在液体浸渍方法中, 将树 脂或沥青在压力作用下强迫进入 增强材料的结构中, 然后将树脂 或沥青碳化, 形成碳质基体。浸 渍 碳化 过程要 重复多 次, 以 达 到所需的密度。密度越大, 其抗 烧蚀性能就越强。用于火箭发动 机喉衬的 C /C材料, 其密度应高 于 1. 4 g / cm 3。上述方法得到 的 材料, 要在 2 480 ~ 2 760 的温度下进行石墨化处理, 把碳 增强材料及已碳化的粘接剂局部 地转变为石墨, 以提高其抗烧蚀 性能。
C /C 复 合材 料 导 热 系数 较 低, 用它作为喉衬, 不像钨渗铜 喉衬那样容易形成厚的 A l2O3 沉 积层, 具有沉积小、效率高的优 点。与石墨的性质相似, C /C 复 合材料的机械强度随温度的升高 而升高, 当温度升到 1 930 ~ 2 480 时, 其强度最高。石墨材 料由于抗热震性能差, 通常只用 在工作时间较短的中小型发动机 上, C /C复合材料则无此之忧。 2. 2 发动机壳体
93 48 93 45
注: 平行或垂直指的是纤维方向
1. 86 3 649 51. 9 46. 1 3. 02 3. 37
12 12. 7 42 42 7 340 9 720
2. 2 3 649 123. 9 1. 47 0. 8
19. 3 3 410
129. 8 4. 3
80 1 100
600 4 105
钨 渗铜 17. 3 2 250
5. 34 30 0 45 0 312 103
统工作的可靠性。
2 C /C 复合材料在火箭发动机 上的应用 2. 1 发动机喷管
火箭发动机的喷管是燃料燃 烧产生的热能转变成动能所必须 的关键部件。喷管材料必须经受 住以下几方面的考验: 2 000 ~ 3 500 的高温; 灼热表面的 超高速加热的热冲击; 高热梯度 引起的热应力; 高压力; 长时间 在高速腐蚀性气体中的暴露等。 对比 C /C 复合材料的性 能特点 可见, C /C 复合材料是制造固体 火箭发动机喷管理想的耐烧蚀防 热材料。