一种耐高温烧蚀炭/炭化硅复合材料固定铰链及制备方法
【专利说明】一种耐高温烧蚀炭/炭化娃复合材料固定铰链及制备方法
[0001]
技术领域
[0002]本发明涉及一种耐高温烧蚀炭/炭化娃复合材料固定铰链及制备方法。
【背景技术】
[0003]炭/炭化硅复合材料(C/SiC)复合材料最早在20世纪80年代作为美国航天飞机的热防护材料出现，已应用于返回式飞船的面板和机身舱门、航天飞机的热防护系统等。航天飞机等高超声速飞行器在大气层中飞行过程中，面临的热环境非常恶劣，飞行器的表面尤其头锥、机翼前缘、襟翼等结构的气动迎风面温度非常高，当飞行速度为6马赫数时，头锥部位温度可达到1800k (约1530°C)左右，高温对飞行器热防护系统(ThermalProtect1n Systems,TPS)的耐高温性能提出了严峻挑战。热防护系统技术及材料关乎飞行器的生存能力，因此，自航天飞机等高超声速概念诞生以来，有关高速飞行器的气动热力学及热防护技术与材料的研究从未间断。自上世纪90年代开始，美国宇航局NASA进行用于替代航天飞机的下一代可重复使用的空天飞行器/运载器计划，诞生了 X33、X43、X38、X37等一系列空天飞行器；日本计划在21世纪20年代研制成功采用吸气火箭组合式发动机的单级入轨空天飞机；欧洲制定了未来空间运输研究计划(FESTIP)，研制可重复使用的天地往返运载器。各种航天飞行器大量采用C/SiC复合材料作为热结构材料，从鼻锥帽、机翼前缘、襟副翼、方向舵、组合襟翼、机身襟翼等，C/SiC复合材料鼻锥最高耐温达到3200° F(约1760°C。由于C/SiC复合材料长时工作温度在1350°C以下，马赫数更高情况下需要采用更耐高温的超高温陶瓷材料例如ZrB2、ZrC等，但该类材料目前尚未解决材料成型、韧性等一系列问题。
[0004]C/SiC复合材料最初的诞生，即是上世纪冷战时期应用于航天飞机的热防护系统应用。使用C/SiC复合材料作为热防护系统，比金属基材料减重50%，减少发射准备程序，减少维护、提高使用寿命和降低成本。C/SiC复合材料是一种兼有金属材料、陶瓷材料和炭材料性能优点的热结构/功能一体化材料。该材料克服了金属材料耐温低和密度大、陶瓷材料的脆性大和可靠性差、炭材料抗氧化性能差和机械强度低等缺点，具有低密度、低热膨胀、耐高温、高比强、高比模、抗氧化、抗烧蚀，导热性能好，对裂纹不敏感，不发生灾难性损毁等特点，同时具有优良的超低温性能和抗辐照性能，并可根据技术要求进行适当的性能设计，应用领域广泛。
[0005]C/SiC复合材料可在1350°C环境下长期稳定工作，在1900°C温度下具有短时寿命，并且可在_180°C环境下稳定工作。在以下不同领域其可进行应用:作为耐超低温工作环境材料可用于深空探测器部件；作为耐烧蚀材料可用于固体/液体火箭发动机喷管及喉衬，冲压发动机整体燃烧室、调节叶片和喷管等部件；作为热结构及热防护材料可用于高超声速飞行器热防护系统、航空发动机热端部件等；作为耐高温、耐辐照材料可用于核聚变反应堆的第一壁材；作为摩擦制动材料，可用于飞机、高速列车、汽车等的制动系统以及高速离合器，主要利用其制动性能优异，没有制动衰减、环境适应性强等特性；作为空间结构材料可用于卫星结构件、空间反射镜甚至整体卫星平台等；主要利用其线膨胀系数低、高比模等特性；作为轻型防护装甲材料用于飞机、地面车辆、船舶、单兵等的装甲防护；C/SiC复合材料可集热防护和装甲防护于一体，并且在受到超高速弹丸的瞬间撞击时，该复合材料的两种组份炭材料以及碳化硅材料均不发生熔化(材料没有熔点)，直接升华，不产生破环力较大的二次碎片云，仅有细小的粉尘，这些特点使该材料尤其适用于卫星及空间平台等的超高速空间碎片的防护；良好的导热性能，使其可应用于各种换热器领域。
[0006]目前我国的高温合金生产水平与美国、俄罗斯等国有着较大的差距，随着新型航天航空飞行器/运载器的出现，单纯采用高温合金制作成航天航空构件一固定铰链已经不能满足在航天航空及特殊高温氧化环境下使用的要求，主要缺点是高温合金材料的密度大、高温力学性能差、烧蚀严重等问题，难以满足使用要求。
[0007]目前并没有采用C/SiC复合材料制备固定铰链的相关报道。
【发明内容】
[0008]本发明的目的是提供一种耐高温烧蚀炭/炭化硅复合材料固定铰链及制备方法，该固定铰链结构热膨胀系数小，机械性能高，高温性能好，能够承受拉伸和剪切等复杂载荷，且具有优异的耐候性。
[0009]本发明采用以下技术方案:
一种耐高温烧蚀炭/炭化硅复合材料固定铰链的制备方法，包括以下步骤:
(1)设计固定铰链的结构和尺寸:所述固定铰链包括上支座、下支座和附属件；
(2)制备各构件预制体:采用炭纤维编制各构件预制体；
(3)预制体成型:上支座和下支座采用针刺和缝合相结合的工艺完成预制体的整体成型；附属件采用针刺工艺完成预制体的整体成型；
(4)C/SiC复合材料固定铰链的制备:对成型后的各构件预制体采用化学气相沉积工艺进行碳沉积致密，生成C/C复合材料固定铰链构件坯料，然后进行陶瓷化处理，得到C/SiC复合材料固定铰链。
[0010]进一步，进行陶瓷化处理后，采用机械加工和金刚石精密加工技术对固定铰链各构件进行精密加工并装配校核。
[0011]步骤(1)中，所述固定铰链结构的形式有多种，可以为合页式铰链、弹簧铰链、台面铰链或翻门铰链等。
[0012]其中，所述固定铰链本体为合页式铰链结构时，包括:
转轴；
铰链上支座，具有用于与被连接物体连接的第一安装面结构，所述第一安装面结构上设有若干个第一通孔，通过第一通孔实现铰链上支座与被连接物体的的固定；
铰链下支座，具有用于与被连接物体连接的第二安装面结构，所述第二安装面结构上设有若干个第二通孔，通过第二通孔实现铰链下支座与被连接物体的固定；
所述铰链上支座通过转轴与铰链下支座连接。
[0013]优选的，所述转轴的一端设有螺帽，另一端设有螺母，螺母与转轴末端的螺纹相互配合，实现铰链上支座和铰链下支座的稳定连接。
[0014]更加优选的，螺母为自锁螺母，优点是防松、抗振。
[0015]优选的，所述转轴的两端部还设有分别与螺帽和螺母相配合平垫，作用是减少转轴与铰链上支座、铰链下支座之间的摩擦力，并且使铰链上支座和铰链下支座的连接结构处更加稳定。
[0016]优选的，为实现稳定连接，所述第一通孔和第二通孔的数量分别为6个。
[0017]步骤(2)中，根据受载特点及材料力学性能，采用有限元分析的方法，最终确定结构的几何尺寸。固定铰链正常工作在_150~1300°C全温度范围，稳定工作时间30分钟以上，工作期间要承受较大的拉应力和剪切应力，受载复杂，所用材料的力学性能主要取决于铰链构件的炭纤维，因此要选用合适的高性能炭纤维编制各构件坯体，经过大量实验验证与分析，相比于其他高性能纤维，比如芳纶纤维、特殊玻璃纤维和超高分子聚乙烯纤维等，炭纤维编织的各构件坯体机械性能最好。上/下支座预制体成型采用针刺工艺与缝合工艺相结合形成准三维整体结构，转轴等附属件预制体采用针刺工艺成型。
[0018]步骤(3)中，所述上支座和下支座采用针刺工艺和缝合工艺的条件为:
1)根据预制体尺寸要求，设计匹配的针刺成型模具(针刺削棒)；
2)针刺工艺单元结构为一层2~5K碳布复合一层12Κ碳纤维网胎，针刺密度为(8~20)针/cm2，层间密度为(12~18)层/10mm ；
3)预制体针刺成型完成后，采用2~5K碳纤维预制体厚度方向单股双向缝合，缝合间距为(3~8)_，最终完成预制体的整体成型。厚度方向为垂直于铺层方向。
[0019]考虑最终成品加工需求，在预制体成型时，上、下支座预制体外形沿产品厚度方向各增加2~3mm (优选2mm)余量，沿产品端面延伸方向各增加10~12mm (优选10mm)余量。
[0020]步骤(3)中，附属件采用针刺工艺的条件为:
1)选用高模量4~8K碳纤维制备平面方向碳布；
2)选用Τ600~Τ800的12Κ碳纤维制备平面方向网胎；
3)针刺工艺单元结构为一层碳布复合一层网胎，针刺密度为(18~30)针/cm2，层间密度为(19~21)层/10_，最终完成预