专利名称：发动机主喷管喉衬的制备工艺的制作方法
发动机主喷管喉衬的制备工艺[技术领域]本发明涉及喷管喉衬技术领域，具体地说是一种发动机主喷管喉 衬的制备工艺。 [背景技术]固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航天领 域也有相当广泛的应用，它的重要特点是结构简单,因而具有机动、可 靠、易于维护等一系列优点，非常适合现代战争和航天事业的需要，但 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，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代 表着当代材料科学的最先进水平，标志当代高性能固体发动机的主要 特征是"高能一轻质一可控"，这三者都是以先进材料为基础和支柱 框连起来的,选用具有优良比强度和卓越耐热性能的先进复合材料己 成为提高发动机性能的一项决定性因素。固体发动机喷管属于非冷却型，工作环境极其恶劣，特别是喉部 的高温、高压二相流燃气的机械冲刷、化学倪和热冲击十分严厉，材 料选择是现代固体火箭推进的重大关键技术，早期的喷管多使用复合 型结构，即以金属或高强度玻璃钢为结构材料，高熔点金属或优质石 墨为耐热一吸热材料，烧蚀型增强塑料为绝热材料，其结构复杂，配合界面多，质量大，工艺周期长，也增加了不可靠度，80年代以来， 发展高性能固体发动机的主攻方向由"高能"转向"轻质、可控"对 降低喷管质量的要求十分迫切。
喉衬材料方面，国外高性能惯性顶级固体发动机、星系固体发动机、战略导弹固体发动机，几乎全部采用3D、 4D炭/炭复合材料喉衬， 炭/炭扩张段主要应用于宇航发动机及战略导弹上面级发动机，如美国 研制的Star系列宇航发动机炭/炭扩张段，及MX导弹第三级采用炭/炭 扩张段和二维延伸的炭/炭延伸锥，三叉戟D5潜地战略固体导弹第二级 采用了可延伸的炭/炭延伸锥，法国研制的炭/炭扩张段应用于西欧远 地点助推发动机MageII号，俄罗斯炭/炭扩张段出口直径达1.5m，出口 厚度2.8mm，已应用于"起点一号"运载火箭上面级等众多型号发动 机，八十年代中期，法国SEP公司开发了厚度方向有炭纤维增强的在 Novoltex炭/炭扩张段、延伸锥技术，美国侏儒导弹第三级的炭/炭扩 张段和延伸锥、雅典娜(Athena)运载火箭惯性顶级发动机 0rbus 21 HP、波音公司运载火箭Delta-III的第二级(RL10B-2)和 Ariane 4运载火箭上面级液氢/液氧发动机HM7使用了SiC涂层的 Novoltex炭/炭扩张段。喉衬材料一直是固体火箭发动机材料应用研究的重点和关键，近 20年来，炭/炭复合材料喉衬的研制和应用取得了很大的进展，航天四 十三所于70年代末期建立起了①650mm的毡基炭/炭喉衬研制生产线， 80年代初又掌握了4D炭/炭喉衬研制工艺技术，通过工艺攻关，基本 具备了大型战略导弹SRM各级发动机喉衬预成型体编织，CVD均热法、 热梯度法，高压浸渍炭化，高温石墨化工艺的研制条件，四十三所研 制了与国际水平同步发展的各种类型炭/炭喉衬材料，其中4种炭/炭喉衬材料性能己达到同类材料的国际先进水平。喷管扩张段、防热环技术是我国SRM技术中与国外差距最大的项
目，大约落后20年左右，严重制约着我国战略、战术导弹武器的技术 水平，国内大型喷管扩张段/延伸段结构件材料目前主要采用采用炭/ 酚醛、高硅氧/酚醛复合缠绕绝热层及玻璃纤维/环氧缠绕结构层，耐 温性与刚度比较低，限制了喷管热防护材料的进一步发展，研制耐高 温轻质的喷管结构材料成为必要。 [发明内容]本发明的目的是克服现有技术的不足，使制备的喉衬更耐高温、 高压、高蚀及冲刷，而设计的一种釆用独特工艺配方制备的喉衬。为实现上述目的，设计一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特 征在于(1 )合成NbC: a、原料配制，将重量百分比为Nb205: C=45-80 15-35的原料烘干；b、混料以配制的原料WC球=1: 2的配比进 行混料4小时；C、压块造粒，在千斤顶式压上进行压块；d、合成装入石墨坩埚内在保护气体Ar中进行合成，合成升温速率为1小时内 由室温升至150(TC 1750'C，并保温1小时；e、细磨备用以料 球份数比=1: 3的比例磨3小时后过60目筛备用；(2)合成WC: a、 合成将份数比为W: C = 60-98: 1-6的原料放入热合压炉中，在保护 气体Ar中进行合成，合成的升温速率为1-1. 5小时由室温升温至1600 。C 1900。C，并保温1小时；b、细磨备用以料.球份数比=1: 3 的比例磨3小时后过60目筛备用；(3)配制NbC—WC-C三元材料a、 干燥将制备好的NbC、 WC置于干燥器内干燥待用；b、配料将l份 NbC: WC: C重量百分比=35 65: 10 30: 15 35的料和2份钩钢球 置于带橡皮衬的铁球磨筒内均匀混合3-4小时；C、等静压造粒以千斤顶式压机以压力1.5T/cm2等静压造粒，过35目筛；d、烧成装于
石墨模具内，以Ar气体保护下升温烧成；(4)成型根据模具加工成 所需形状，即得成品。所述的原料NbA的纯度为(Ta+Nb) A》99.5%， TaA〈0. 25%、 I. L《0. 30%。所述的合成NbC及合成WC中的原料C为 喷雾碳黑。所述的原料配制中的原料烘干为在电烘箱内以100 115°C 的温度烘24小时。所述的合成NbC中的混料为在加入油酸的带橡皮衬 的铁球磨筒或塑料球磨内进行。所述的合成NbC中的细磨备用中的球 为钢球或鸨钢球。所述的合成WC中的W的纯度为W>99%，粒度OOO 目。所述的配制NbC—WC-C三元材料中配料中的C为光普石墨粉。所 述的配制NbC—WC-C三元材料中升温烧成的升温升压速率为 室温 1300'C 45分钟 不加压1300°C 60分钟 加压至规定压力320 400Kg/cn^的1/31300。C 2600。C 90分钟 加压至规定压力320 400Kg/cm2 2600°C 60分钟 保压所述的加工成所需形状为传统的锥形筒状或为中空圆柱体，中空圆柱体内部两端呈喇叭形，'中空圆柱体内部中间为圆柱形，圆柱形两端分别连接两个喇叭的小的开口端， 一端的喇叭的高度与圆柱形高度一致，另一端的喇叭高度为圆柱形高度的2倍，两个喇叭的喇叭口的直径一致。本发明同现有技术相比，该工艺制备的喷管喉衬能保证导弹正常飞行中耐高温、耐高湿及高压气流冲刷，并能达到耐受瞬时热冲击的要求。[
]图l是本发明的工艺流程图。图2是本发明制备的喉衬的结构示意图。指定图l为摘要附图。参见附图l， l为合成NbC; 2为合成WC; 3为配制NbC—WC-C三元材 料；4为成型，根据模型加工成所需形状即得成品。 [具体实施方式
]下面结合附图对本发明作进一步的说明，本发明对本技术领域的 人来说还是比较清楚的。鉴于6FG-14发动机在使用过程中针对喉衬部件的材料提出的各项性能要求和坯件在机械加工中的精度要求，因而采用了在使用中具 有耐高温、高蚀、高冲刷及耐热冲击的碳化物三元复合材料，具体工 艺步骤如下参见附图l，合成NbC:第一步，取重量百分比占75.5%的纯度为 (Ta+Nb) 205》99. 5%， Ta205〈0. 25%、 I. L《0, 30%的,205，及占重量百 分比为24. 5%的喷雾碳黑，并将此原料在电烘箱内以11(TC的温度烘24 小时；第二步，将此配制好的原料与钨钢球WC球以1: 2的份数比在带 橡皮衬的铁球磨筒内进行混料，混料前加入少量的油酸，混4小时；第 三步，然后再在千斤顶式压机上压块造粒；第四步，装入石墨坩埚内， 盖上带孔的板以便让气体逸出，在保护气体Ar保护下，升温速率以l 小时内从室温升至165(TC，再以165(TC保温1小时进行合成，合成完毕 后，进行X衍射，第五步，再进行钢球细磨，以份数比为料钨钢球= 1: 3的比例细磨3小时，然后过60目筛，备用。合成WC合成第一步，取94份的纯度为W〉99X，粒度〈100目的W 原料，及5份的喷雾碳黑放入热合压炉中，第二步，在Ar气体的保护中， 在1 L 5小时的时间内从室温升温至185(TC，再以1850。C保温1小时，
然后进行X衍射，第三步，再进行钢球细磨，以份数比为料钨钢球=1- 3的比例细磨3小时，然后过60目筛，备用。配制NbC—WC-C三元材料第一步，将上述配制好的NbC、 WC置于 干燥器内干燥待用；第二步，然后称取重量百分比55X的NbC, 20%的 WC， 25X的光普石墨粉C作为原料，并以原料钨钢球份数比=1: 2 的配比放入带橡皮衬的铁球磨筒内均匀混合3 4小时；第三步，以千 斤顶式压机以压力1.5T/cm2进行等静压造粒，过35目筛，第四步，装 于石墨模具内，三孔，每孔两只，在Ar气体保护下，以如下升温升压 速率进行烧成室温 130(TC45分钟 不加压1300°C 60分钟 加压至规定压力320 400Kg/cm2的1/31300。C 2600。C 90分钟 加压至规定压力320 400Kg/cm2 2600°C 60分钟 保压参见附图2，再将制备好的NbC—WC-C的三元材料根据模型加工成所需的形状，如为中空圆柱体形状，中空圆柱体内部两端呈喇叭形，中空圆柱体内部中间为圆柱形，圆柱形两端分别连接两个喇叭的小的开口端， 一端的喇叭的高度与圆柱形高度一致，另一端的喇叭高度为圆柱形高度的2倍，两个喇叭的喇叭口的直径一致。
权利要求
1、一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在于(1)合成NbCa、原料配制，将重量百分比为Nb2O5∶C＝45-85％～15-55％的原料烘干；b、混料以配制的原料∶WC球＝1∶2的配比进行混料4小时；c、压块造粒，在千斤顶式压机上进行压块；d、合成装入石墨坩埚内在保护气体Ar中进行合成，合成升温速率为1小时内由室温升至1500℃～1750℃，并保温1小时；e、细磨备用以料∶球份数比＝1∶3的比例磨3小时后过60目筛备用；(2)合成WCa、合成将份数比为W∶C＝60-98∶1-6的原料放入热合压炉中，在保护气体Ar中进行合成，合成的升温速率为1-1.5小时由室温升温至1600℃～1900℃，并保温1小时；b、细磨备用以料∶球份数比＝1∶3的比例磨3小时后过60目筛备用；(3)配制NbC-WC-C三元材料a、干燥将制备好的NbC、WC置于干燥器内干燥待用；b、配料将1份NbC∶WC∶C重量百分比＝35～65∶10～30∶15～35的料和2份钨钢球置于带橡皮衬的铁球磨筒内均匀混合3-4小时；c、等静压造粒以千斤顶式压机以压力1.5T/cm2等静压造粒，过35目筛；d、烧成装于石墨模具内，以Ar气体保护下升温烧成；(4)成型根据模具加工成所需形状，即得成品。
2、 如权利要求1所述的一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在 于所述的原料NW)5的纯度为(Ta+Nb) 20》99.5%, Ta205<0.25%、 I. L《0. 30%。
3、 如权利要求1所述的一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在 于所述的合成NbC及合成WC中的原料C为喷雾碳黑。
4、 如权利要求1所述的一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在 于所述的原料配制中的原料烘干为在电烘箱内以100 115-C的温 度烘24小时。
5、 如权利要求1所述的一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在 于所述的合成NbC中的混料为在加入油酸的带橡皮衬的铁球磨筒 或塑料球磨内进行。
6、 如权利要求1所述的一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在 于所述的合成NbC中的细磨备用中的球为钢球或钨钢球。
7、 如权利要求1所述的一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在 于所述的合成WC中的W的纯度为W〉99X，粒度〈100目。
8、 如权利要求1所述的一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在 于所述的配制NbC—WC-C三元材料中配料中的C为光普石墨粉。
9、 如权利要求1所述的一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在 于所述的配制NbC—WC-C三元材料中升温烧成的升温升压速率为 室温 130(TC 45分钟 不加压1300。C 60分钟 加压至规定压力320 400Kg/cm2的1/31300。C 2600。C 90分钟 加压至规定压力320 400Kg/cm2 2600 °C 60分钟 保压。
10、 如权利要求1所述的一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特 征在于所述的加工成所需形状为传统的锥形筒状或为中空圆柱体， 中空圆柱体内部两端呈喇叭形，中空圆柱体内部中间为圆柱形，圆 柱形两端分别连接两个喇叭的小的开口端， 一端的喇叭的高度与圆 柱形高度一致，另一端的喇叭高度为圆柱形高度的2倍，两个喇叭 的喇叭口的直径一致。
全文摘要
本发明涉及喷管喉衬技术领域，具体地说是一种发动机主喷管喉衬的制备工艺，其特征在于(1)合成NbCa、原料配制；b、混料；c、压块造粒，在千斤顶式压上进行压块；d、合成；e、细磨备用；(2)合成WCa、合成；b、细磨备用；(3)配制NbC-WC-C三元材料a、干燥；b、配料；c、等静压造粒；d、烧成；(4)成型根据模具加工成所需形状，即得成品。本发明同现有技术相比，该工艺制备的喷管喉衬能保证导弹正常飞行中耐高温、耐高蚀及高压气流冲刷，并能达到耐受瞬时热冲击的要求。
文档编号C04B35/52GK101125754SQ20071004354
公开日2008年2月20日 申请日期2007年7月6日 优先权日2007年7月6日
发明者胡丽华 申请人:傅秀师