[发明专利]发动机主喷管喉衬的制备工艺

说明书

[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-轻质-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已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-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Orbus 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Φ650mm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/炭喉衬材料性能已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，而设计的一种采用独特工艺配方制备的喉衬。