2000年第6期 产业用纺织品 39 碳/碳复合材料在推进系统上的应用 宋允任慕苏孙晋良(上海市纺织科学研究院,上海2008 摘要:本文介绍了碳/碳复合材料在固体发动机液体发动机和涡轮喷气发动机等推进系统上的应用。 关键词:推进系统,固体发动机,液体发动机,涡轮蒸汽发动机喷管,喉衬 和质量过重等缺点,而且喷管的可靠性始终是个 0前言 问题。CCC喷管喉衬应运而生,1963年~1971年 首先出现了第一代采用2DαCC材料的喉衬,随 碳/碳复合材料(αCC具有很好的力学性能、后又发展了高密度3D与4DCC喉衬,美国联合 热物理性能、抗烧蚀性能、抗磨损性能,特别是在』技术有限公司化学系统部硏制了一种3DCC并 高温下仍能保持良好的力学性能,是金属材料所在民兵Ⅲ酌第三级发动机上进行热试车,其中用 无法比拟的,因此在固体发动机、液体发动机、涡在整体喉衬入口段部位的CC体积质量已高达 轮喷气发动机及其他推进系统上获得广泛应用。1.92g/cm3。3D与4DαC材料完善地解决了喷 管可靠性差这一长期存在的问题。采用CCC材 固体发动机 料还使大型系统的设计得到简化,提高了预测性 能的能力及可靠性,可以控制表面形状,减轻重量 固体推进剂火箭发动机以固体燃料、固体氧10%,并降低生产成本。目前CCC喉衬已在空间 化剂及其他添加剂混合组成的固体火药作为推进体发动机、大型军事和地面运载火箭以及某些 剂,因此一般又可简称为固体火箭发动机或固体战术固体发动机上得到了广泛的应用,如:美国空 发动机。它的最大优点是结构简单,容易使用,操军“和平捍卫者”洲际弹道导弹所有使用的三级发 作可靠,适用性强,成本/效益比较低,因此在军事动机、美国海军“三叉戟Ⅱ”(D5)第一级与第二级 (战略与战术)和商业(地面发射与空间发射)推进发动机、US空间发动系统的第一级与第二级发 系统上应用广泛。固体发动机主要由燃烧室、喷动机、先进的IPSM空间发动机、法国“阿里安4 管、药柱和药柱支承装置四部分组成,其中喷管部和“阿里安5”。 分是固体发动机中工作条件最苛刻的部件之 民用火箭是CCCs的一个巨大的前景市场 因为固体发动机中燃烧的高温气体高速从喷管喷2D与3 D CCCS都已经广泛用于空间发动机,其中 出,喷管部位的温度高达3500℃,尤其是喉部处用于地面发射火箭上的巨型3 D CCC ITEs尤其引 于气流速度高达1马赫、60个气压的热环境中,人注意,已经制造出重达1820kg的 CCC ITEs。 因此需要采用耐烧蚀材料吸收大量的热,起到防αCIEs的比强度和比模量高,因此为了提高飞 止热传到内部结构的作用。CC是一种很好的抗船的运载能力,NASA起初计划在先进固体发动 烧蚀材料,因此已在固体发动机喷管上得到应用。机上采用3DIs,该规划后削减到一个发展工作 1.1喷管喉衬与整体喉衬入口段(简称IE 计划,随后整个计划被取消。但是法国SFP在 CCC在固体发动机喷管喉衬上的应用是它作“阿里安4”和“阿里安5”地面发射固体发动机上 为烧蚀材料的典型应用。以前喉衬大多采用高熔取得了显著的成就。“阿里安5”发动机的三级资 点金属、热解石墨、多晶石墨以及抗烧蚀塑料复合格飞行测试已完成,他们期望资格测试完全成功 材料,但是它们存在氧化速度过快、热结构缺陷多后能成批生产 201994-2010cHinaAcademicJournalElectronicPUblishingHouseaLlrightsreservedhttp:/hnnv.cnkiner
© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 碳/ 碳复合材料在推进系统上的应用 宋 允 任慕苏 孙晋良 (上海市纺织科学研究院 ,上海 ,200082) 摘 要 :本文介绍了碳/ 碳复合材料在固体发动机、液体发动机和涡轮喷气发动机等推进系统上的应用。 关键词 :推进系统 ,固体发动机 ,液体发动机 ,涡轮蒸汽发动机 ,喷管 ,喉衬 0 前言 碳/ 碳复合材料(CCC) 具有很好的力学性能、 热物理性能、抗烧蚀性能、抗磨损性能 ,特别是在 高温下仍能保持良好的力学性能 ,是金属材料所 无法比拟的 ,因此在固体发动机、液体发动机、涡 轮喷气发动机及其他推进系统上获得广泛应用。 1 固体发动机 固体推进剂火箭发动机以固体燃料、固体氧 化剂及其他添加剂混合组成的固体火药作为推进 剂 ,因此一般又可简称为固体火箭发动机或固体 发动机。它的最大优点是结构简单 ,容易使用 ,操 作可靠 ,适用性强 ,成本/ 效益比较低 ,因此在军事 (战略与战术) 和商业(地面发射与空间发射) 推进 系统上应用广泛。固体发动机主要由燃烧室、喷 管、药柱和药柱支承装置四部分组成 ,其中喷管部 分是固体发动机中工作条件最苛刻的部件之一。 因为固体发动机中燃烧的高温气体高速从喷管喷 出 ,喷管部位的温度高达 3 500 ℃,尤其是喉部处 于气流速度高达 1 马赫、60 个气压的热环境中 , 因此需要采用耐烧蚀材料吸收大量的热 ,起到防 止热传到内部结构的作用。CCC 是一种很好的抗 烧蚀材料 ,因此已在固体发动机喷管上得到应用。 111 喷管喉衬与整体喉衬入口段(简称 ITE) CCC 在固体发动机喷管喉衬上的应用是它作 为烧蚀材料的典型应用。以前喉衬大多采用高熔 点金属、热解石墨、多晶石墨以及抗烧蚀塑料复合 材料 ,但是它们存在氧化速度过快、热结构缺陷多 和质量过重等缺点 ,而且喷管的可靠性始终是个 问题。CCC 喷管喉衬应运而生 ,1963 年～1971 年 首先出现了第一代采用 2D CCC 材料的喉衬 ,随 后又发展了高密度 3D 与 4D CCC 喉衬 ,美国联合 技术有限公司化学系统部研制了一种 3D CCC 并 在民兵 Ⅲ的第三级发动机上进行热试车 ,其中用 在整体喉衬入口段部位的 CCC 体积质量已高达 1192 g/ cm 3。3D 与 4D CCC 材料完善地解决了喷 管可靠性差这一长期存在的问题。采用 CCC 材 料还使大型系统的设计得到简化 ,提高了预测性 能的能力及可靠性 ,可以控制表面形状 ,减轻重量 10 % ,并降低生产成本。目前 CCC 喉衬已在空间 固体发动机、大型军事和地面运载火箭以及某些 战术固体发动机上得到了广泛的应用 ,如 :美国空 军“和平捍卫者”洲际弹道导弹所有使用的三级发 动机、美国海军“三叉戟 Ⅱ”(D25) 第一级与第二级 发动机、IUS 空间发动系统的第一级与第二级发 动机、先进的 IPSM 空间发动机、法国“阿里安 4” 和“阿里安 5”。 民用火箭是 CCCs 的一个巨大的前景市场 , 2D 与 3D CCCs 都已经广泛用于空间发动机 ,其中 用于地面发射火箭上的巨型 3D CCC ITEs 尤其引 人注意 ,已经制造出重达 1 820 kg 的 CCC ITEs。 CCC ITEs 的比强度和比模量高 ,因此为了提高飞 船的运载能力 ,NASA 起初计划在先进固体发动 机上采用 3D ITEs ,该规划后削减到一个发展工作 计划 ,随后整个计划被取消。但是法国 SEP 在 “阿里安 4”和“阿里安 5”地面发射固体发动机上 取得了显著的成就。“阿里安 5”发动机的三级资 格飞行测试已完成 ,他们期望资格测试完全成功 后能成批生产。 2000 年第 6 期 产业用纺织品 — 39 —
产业用纺织品 第18卷总第117期 1.2喷管扩散锥 氧化,碳质表面很容易腐蚀,未涂层的CCC仅能 喷管扩散锥的主要功能是控制燃气的膨胀,在短期内使用。尽管涂层CC具有更大吸引力, 并且将最佳推力传送给发动机。第一代喷管扩散但它们的价格通常不能与传统材料相比 锥采用高温金属材料,随着推进器点火温度和加2.1推力室衬里 热速度的提高逐渐开始选用抗烧蚀塑料复合材 推力室由喷注器、燃烧室和喷管三部分组成 料。1%62年首次制造了2DC℃C扩散锥模型,并1964年首次制造了液体发动机2D复合碳推力室 于1967年成功地完成了第一次飞行实验。随后衬里实物模型,并安装在美国“阿波罗”小型姿控 开始研制第二代α℃材料,旨在提高材料的均匀火箭上进行热试车。氧化硅织物増强酚醛复合材 性和降低扩散锥废料。许多新设计的3Dα℃扩料由于气体剪切力和高温环境的作用显示出烧蚀 散锥也逐渐归于实用范畴并进行了飞行试验。严重的问题,因此需设计出一种耐烧蚀的推力室 αC℃C扩散锥为那些对重量极其敏感的空间发动机新设计采用2D热解酚醛/氧化硅织物作为燃气 与高级发动机提供了最大的推进优势。美国空军喷射的正面衬里。碳化后的酚醛与未碳化酚醛树 使用的“ Interner”第二级发动机、“和平捍卫者”导脂基体相比,碳化酚醛的线形烧蚀率更低,测试结 弹的第三级发动机和“鬥 payload”宇宙飞船辅助舱果验证了该方法的可行性并为全碳衬里的研究工 固体助推发动机都采用两维渐开线CCC扩散锥。作奠定了基础。 到1987年一共为美国“星”30、“星”37和“星”482.2游动推力室 空间发动机生产了200多个2DCCC扩散锥 在推力室衬里研制成功的推动下,有关专家 个DCC扩散锥在飞行过程中获得成功,仅有2集中研究CCC游动推力室。1988年制备了一个 个C扩散锥在飞行中失败,有4个2DCCC扩2DCCC结构件,并在氟化肼推力燃烧室中进行测 散锥在地面静态点火中失败。 试,时间为255s。该结构件采用缠绕预浸带与树 1.3燃气阀与燃气管 脂复合制得,它成功地经受了3505℃的气体高温 固体发动机的推力方向可以通过摆动喷管或与极其苛刻的温度梯度的考验。2D预浸带CCC 推力矢量控制系统进行调整。在后一系统中,燃即使在白炽热温下结构也很可靠,呈现出低腐蚀 烧的高温气体从发动机燃烧室中喷射出并且从安并且能用于发动机的再启动系统。推进器工业的 装在喷管上的阀门改道进入扩散段。燃气阀门由兴趣后来转到液氢、液氧类更传统的低温推进剂 针栓排气管壳体、针栓隔热体和进气管组成。金上,并采用涂层CCC制备比例缩小的整体推力室 属阀的使用温度限制在1300℃,但是先进推进剂的喷管扩散锥 产生的燃气温度高于2000℃,因此阀门和金属零2.3喷管延展锥 件的隔热部件采用具有低腐蚀和高隔热特性的 航天器以超音速进入轨道,表面温度将超过 3D与4DCCC材料。此外,还采用该材料成功地材料允许值,为了进一步发展空间发射工具,急需 研制出连接几种阀门的曲管。 研制先进的低温火箭发动机。目前正研制新型 高效的推进剂材料将对此工作起巨大作用。液 2液体发动机 体发动机的喷管通常是一个收敛-扩散型的拉伐 尔喷管。航天器上的液体发动机典型地包括巨型 液体推进剂发动机亦可简称为液体火箭发动金属喷管裙。外仿形的喷管扩展部分经受较低的 机或液体发动机。它与固体火箭发动机的最大不加热速率,因此可采用多种结构材料。与目前使 同就是所用的推进剂是液体状态。液体发动机一用的铌涂层裙部相比,涂层2DCCC裙部具有很 般由推力室、涡轮泵、燃气发生器或预燃室、活门多优点,因此在1984年左右制备了用碳化硅涂层 和自动器组成。目前的液体发动机燃烧室压力都的2DcCC喷管延展锥。美国飞船R10的液氢 在30个大气压以上,并且液体推进剂燃烧时温度液氧发动机的装载位置安装了CCC延展锥,设 高达3830℃。CCC排气管道在如此高温下容易计该CCC延展锥是为了提高发动机的比冲(比推 201994-2010ChinaAcademicJournalElectronicPublishingHouse.dllrightsreservedhttp:/hnnw.cnkiner
© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 112 喷管扩散锥 喷管扩散锥的主要功能是控制燃气的膨胀 , 并且将最佳推力传送给发动机。第一代喷管扩散 锥采用高温金属材料 ,随着推进器点火温度和加 热速度的提高逐渐开始选用抗烧蚀塑料复合材 料。1962 年首次制造了 2D CCC 扩散锥模型 ,并 于 1967 年成功地完成了第一次飞行实验。随后 开始研制第二代 CCC 材料 ,旨在提高材料的均匀 性和降低扩散锥废料。许多新设计的 3D CCC 扩 散锥也逐渐归于实用范畴并进行了飞行试验。 CCC 扩散锥为那些对重量极其敏感的空间发动机 与高级发动机提供了最大的推进优势。美国空军 使用的“Interimer”第二级发动机“、和平捍卫者”导 弹的第三级发动机和“Playload”宇宙飞船辅助舱 固体助推发动机都采用两维渐开线 CCC 扩散锥。 到 1987 年一共为美国“星”30、“星”37 和“星”48 空间发动机生产了 200 多个 2D CCC 扩散锥 ,60 个 2D CCC 扩散锥在飞行过程中获得成功 ,仅有 2 个 CCC 扩散锥在飞行中失败 ,有 4 个 2D CCC 扩 散锥在地面静态点火中失败。 113 燃气阀与燃气管 固体发动机的推力方向可以通过摆动喷管或 推力矢量控制系统进行调整。在后一系统中 ,燃 烧的高温气体从发动机燃烧室中喷射出并且从安 装在喷管上的阀门改道进入扩散段。燃气阀门由 针栓排气管、壳体、针栓隔热体和进气管组成。金 属阀的使用温度限制在 1 300 ℃,但是先进推进剂 产生的燃气温度高于 2 000 ℃,因此阀门和金属零 件的隔热部件采用具有低腐蚀和高隔热特性的 3D 与 4D CCC 材料。此外 ,还采用该材料成功地 研制出连接几种阀门的曲管。 2 液体发动机 液体推进剂发动机亦可简称为液体火箭发动 机或液体发动机。它与固体火箭发动机的最大不 同就是所用的推进剂是液体状态。液体发动机一 般由推力室、涡轮泵、燃气发生器或预燃室、活门 和自动器组成。目前的液体发动机燃烧室压力都 在 30 个大气压以上 ,并且液体推进剂燃烧时温度 高达 3 830 ℃。CCC 排气管道在如此高温下容易 氧化 ,碳质表面很容易腐蚀 ,未涂层的 CCC 仅能 在短期内使用。尽管涂层 CCC 具有更大吸引力 , 但它们的价格通常不能与传统材料相比。 211 推力室衬里 推力室由喷注器、燃烧室和喷管三部分组成。 1964 年首次制造了液体发动机 2D 复合碳推力室 衬里实物模型 ,并安装在美国“阿波罗”小型姿控 火箭上进行热试车。氧化硅织物增强酚醛复合材 料由于气体剪切力和高温环境的作用显示出烧蚀 严重的问题 ,因此需设计出一种耐烧蚀的推力室 , 新设计采用 2D 热解酚醛/ 氧化硅织物作为燃气 喷射的正面衬里。碳化后的酚醛与未碳化酚醛树 脂基体相比 ,碳化酚醛的线形烧蚀率更低 ,测试结 果验证了该方法的可行性并为全碳衬里的研究工 作奠定了基础。 212 游动推力室 在推力室衬里研制成功的推动下 ,有关专家 集中研究 CCC 游动推力室。1988 年制备了一个 2D CCC 结构件 ,并在氟化肼推力燃烧室中进行测 试 ,时间为 255 s。该结构件采用缠绕预浸带与树 脂复合制得 ,它成功地经受了 3 505 ℃的气体高温 与极其苛刻的温度梯度的考验。2D 预浸带 CCC 即使在白炽热温下结构也很可靠 ,呈现出低腐蚀 , 并且能用于发动机的再启动系统。推进器工业的 兴趣后来转到液氢、液氧类更传统的低温推进剂 上 ,并采用涂层 CCC 制备比例缩小的整体推力室 的喷管扩散锥。 213 喷管延展锥 航天器以超音速进入轨道 ,表面温度将超过 材料允许值 ,为了进一步发展空间发射工具 ,急需 研制先进的低温火箭发动机。目前正研制新型、 高效的推进剂 ,材料将对此工作起巨大作用。液 体发动机的喷管通常是一个收敛 - 扩散型的拉伐 尔喷管。航天器上的液体发动机典型地包括巨型 金属喷管裙。外仿形的喷管扩展部分经受较低的 加热速率 ,因此可采用多种结构材料。与目前使 用的铌涂层裙部相比 ,涂层 2D CCC 裙部具有很 多优点 ,因此在 1984 年左右制备了用碳化硅涂层 的 2D CCC 喷管延展锥。美国飞船 RL10 的液氢 - 液氧发动机的装载位置安装了 CCC 延展锥 ,设 计该 CCC 延展锥是为了提高发动机的比冲(比推 — 40 — 产业用纺织品 第 18 卷总第 117 期
2000年第6期 产业用纺织品 力),并且缩短发动机的安装长度。该发动机的锥中速度最快的。若想进一步提高飞行速度,必须 体采用2D石墨织物增强α℃C并用碳化硅涂层,增大发动机推力,但活塞式发动机已无能为力,因 它长50cm,直径为117cm。1984年进行的点火此开始研究喷气发动机。涂层αC材料因质量 实验验证了它的再启动能力,其寿命已超过120轻高温下强度与刚度高,膨胀率低,并可制成高 精度部件,因此适合用在涡轮喷气发动机上工作 在美国“德耳塔Ⅲ运载工具RL10B-2的第二条件不苛刻的部件。CCC材料的这些优点转化到 级发动机上成功地应用了cCC喷管延展锥,扩展部件上就意味着降低了部件冷却的需求,因此发 段采用3D碳纤维/ CVI PG树脂复合材料,它比以动机的尺寸更小,性能更优,循环使用成本更低 前制造的任何一个αCC喷管延展锥都大。该设计复杂性降低。到目前为止,专家一直集中精 αCC延展锥由一个固定部分和延展部分组成,长力研究低应力部件、轴失效风险小的部件、2D喷 达2.5m,最大外径2.1m,已对它进行了实物模管排气系统以及静止部件。涂层C旋转部件 型研究测试,喷管延展锥的点火实验时间已累计已取得显著成果 达1500s。 3.1挡火板 2.4整体挤压式燃烧室 小型涡轮喷气发动机主要用于军事教练机、 液体发动机又可分为挤压式、涡轮泵式、蒸汽靶机、无人驾驶飞机和导弹,因金属燃烧罐不能阻 涡轮、燃气涡轮等。挤压式是指液体发动机的推止燃气进入相邻区域,在喷气发动机上频频失败, 进剂借助于高压气体的压力,作用在推进剂液面因此需为发动机燃烧罐寻找一种隔热保护套筒材 上,使推进剂经过管路阀门、喷嘴,进入燃烧室燃料,该材料应能使燃气维持2min左右使飞行员 烧。这种发动机由于靠高压气体挤送推进剂,因能关闭发动机。αCC材料因具有良好的热性能 而系统较简单,工作较可靠,在推力较小的发动机因此被考虑用作套筒材料,1970年CCC材料首次 上具有优越性。1970年首次制得了用于挤压喷应用在涡轮喷气发动机的燃烧罐上。 气发动机上的CCC内衬模型,直到1979年才制备3.2排气系统 出5个全尺寸的燃烧室扩散锥部件。燃烧室采用 未来军用飞机要求推力质量比更高、有俯角 编织碳纤维増强树脂碳α℃,并用PG涂层。五与仰角推力矢量控制装置、隐身性好等。涂层 个燃烧室直径均为38cm,长均为218cm。1982(℃材料在气体涡轮发动机的应用能满足战斗机 年对该燃烧室实物模型进行测试,仅发现极小的的这些要求。早在1978年就首次制备喷管板、密 涂层裂纹与材料分层 封垫和衬里实物模型,1983年开始根据性能要求 2.5热屏蔽 设计使用材料并制备全尺寸的部件,而后进行了 空间发动机的羽流有强烈的热辐射作用,宇测试。热试车实验在美国产品F100发动机上进 宙飞船处于辐射区域内的部分可能被过度加热,行。到1991年,一个涂层cCC喷管板在发动机上 因此需进行热屏蔽。“火星探索号”宇宙飞船上安的测试时间己超过1300h、5100次加力燃烧循环 装的一个屏蔽体,喷嘴部分采用由碳纤维增强的及相当于2100h的飞行时间。最好的部件是一 α℃C材料,为了降低辐射它采用铌进行涂层,屏蔽种含有碳化硅涂层或氮化硅涂层的2DPAN基碳 体的外径约51cm,厚1mm 纤维增强沥青和树脂碳基体的复合材料。有一个 F100轴对称喷管用了碳化硅涂层2DCCC铰链 3涡轮喷气发动机 板内衬,该铰链板内衬比用传统材料制成的轻 38%。80年代中期高性能2DCCC喷管引起了关 第二次世界大战后期,战斗机的最大速度已注,1987年设计并制造了涂层2DC喷管模型, 超过π00km/h,已经接近活塞式飞机飞行速度的包括收敛铰链、发散铰链和侧壁。为了结构需要 极限。美国P5D“野马”式战斗机最大速度每小铰链采用内外涂层的CCC面板和纵向加强条 时765km,大概是用螺旋浆推进的活塞式战斗机将它安装在发动机上并在704℃~1704℃的气体 201994-2010ChinaAcademicJournalElectronicPublishingHouseallrightsreservedhttp:/hnw.cnkiner
© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 力) ,并且缩短发动机的安装长度。该发动机的锥 体采用 2D 石墨织物增强 CCC ,并用碳化硅涂层 , 它长 50 cm ,直径为 117 cm。1984 年进行的点火 实验验证了它的再启动能力 ,其寿命已超过 120 min。 在美国“德耳塔 Ⅲ”运载工具 RL10B22 的第二 级发动机上成功地应用了 CCC 喷管延展锥 ,扩展 段采用 3D 碳纤维/ CVI PG树脂复合材料 ,它比以 前制造的任何一个 CCC 喷管延展锥都大。该 CCC延展锥由一个固定部分和延展部分组成 ,长 达 215 m ,最大外径 211 m ,已对它进行了实物模 型研究测试 ,喷管延展锥的点火实验时间已累计 达 1 500 s。 214 整体挤压式燃烧室 液体发动机又可分为挤压式、涡轮泵式、蒸汽 涡轮、燃气涡轮等。挤压式是指液体发动机的推 进剂借助于高压气体的压力 ,作用在推进剂液面 上 ,使推进剂经过管路阀门、喷嘴 ,进入燃烧室燃 烧。这种发动机由于靠高压气体挤送推进剂 ,因 而系统较简单 ,工作较可靠 ,在推力较小的发动机 上具有优越性。1970 年首次制得了用于挤压喷 气发动机上的 CCC 内衬模型 ,直到 1979 年才制备 出 5 个全尺寸的燃烧室扩散锥部件。燃烧室采用 编织碳纤维增强树脂碳 CCC ,并用 PG 涂层。五 个燃烧室直径均为 38 cm ,长均为 218 cm。1982 年对该燃烧室实物模型进行测试 ,仅发现极小的 涂层裂纹与材料分层。 215 热屏蔽 空间发动机的羽流有强烈的热辐射作用 ,宇 宙飞船处于辐射区域内的部分可能被过度加热 , 因此需进行热屏蔽。“火星探索号”宇宙飞船上安 装的一个屏蔽体 ,喷嘴部分采用由碳纤维增强的 CCC 材料 ,为了降低辐射它采用铌进行涂层 ,屏蔽 体的外径约 51 cm ,厚 1 mm。 3 涡轮喷气发动机 第二次世界大战后期 ,战斗机的最大速度已 超过 700 km/ h ,已经接近活塞式飞机飞行速度的 极限。美国 P251D“野马”式战斗机最大速度每小 时 765 km ,大概是用螺旋浆推进的活塞式战斗机 中速度最快的。若想进一步提高飞行速度 ,必须 增大发动机推力 ,但活塞式发动机已无能为力 ,因 此开始研究喷气发动机。涂层 CCC 材料因质量 轻 ,高温下强度与刚度高 ,膨胀率低 ,并可制成高 精度部件 ,因此适合用在涡轮喷气发动机上工作 条件不苛刻的部件。CCC 材料的这些优点转化到 部件上就意味着降低了部件冷却的需求 ,因此发 动机的尺寸更小 ,性能更优 ,循环使用成本更低 , 设计复杂性降低。到目前为止 ,专家一直集中精 力研究低应力部件、轴失效风险小的部件、2D 喷 管排气系统以及静止部件。涂层 CCC 旋转部件 已取得显著成果。 311 挡火板 小型涡轮喷气发动机主要用于军事教练机、 靶机、无人驾驶飞机和导弹 ,因金属燃烧罐不能阻 止燃气进入相邻区域 ,在喷气发动机上频频失败 , 因此需为发动机燃烧罐寻找一种隔热保护套筒材 料 ,该材料应能使燃气维持 2 min 左右使飞行员 能关闭发动机。CCC 材料因具有良好的热性能 , 因此被考虑用作套筒材料 ,1970 年 CCC 材料首次 应用在涡轮喷气发动机的燃烧罐上。 312 排气系统 未来军用飞机要求推力/ 质量比更高、有俯角 与仰角推力矢量控制装置、隐身性好等。涂层 CCC 材料在气体涡轮发动机的应用能满足战斗机 的这些要求。早在 1978 年就首次制备喷管板、密 封垫和衬里实物模型 ,1983 年开始根据性能要求 设计使用材料并制备全尺寸的部件 ,而后进行了 测试。热试车实验在美国产品 F2100 发动机上进 行。到 1991 年 ,一个涂层 CCC 喷管板在发动机上 的测试时间已超过 1 300 h、5 100 次加力燃烧循环 及相当于 2 100 h 的飞行时间。最好的部件是一 种含有碳化硅涂层或氮化硅涂层的 2D PAN 基碳 纤维增强沥青和树脂碳基体的复合材料。有一个 F2100 轴对称喷管用了碳化硅涂层 2D CCC 铰链 板内衬 ,该铰链板内衬比用传统材料制成的轻 38 %。80 年代中期高性能 2D CCC 喷管引起了关 注 ,1987 年设计并制造了涂层 2D CCC 喷管模型 , 包括收敛铰链、发散铰链和侧壁。为了结构需要 铰链采用内外涂层的 CCC 面板和纵向加强条。 将它安装在发动机上并在 704 ℃～1 704 ℃的气体 2000 年第 6 期 产业用纺织品 — 41 —
产业用纺织品 第18卷总第117期 温度测试20h~50h,铰链的性能令人满意,但不机上的应用就应继续改善材料性能、降低成本和 能与金属部件相媲美。然而2Dα℃喷管侧壁可对部件进行优化设计。 以满足要求而且起到了减轻重量的作用。 3.5自润滑轴承 3.3燃烧室 1996年制备了COC轴承罩将内径30mm的 如果推进剂能在接近理想配比的条件下燃滚珠轴承安装其中并以35r/min的转速运行32 烧,那么可以使单位气流的推力达到最大从而不h,工作温度为399℃-510℃,推力负荷为46kg 需加力燃烧就能达到超音速的效力,因此提高推182kg。在如此苛刻的工作条件下滚动轴承元件 力和降低重量都能使超音速的持久性大大改善。首次表现出稳定的性能 αCC燃烧室可承受更高的燃烧温度并使冷却气体 的用量最小。1984年设计并制造了碳化硅涂层4结语 α℃C燃烧室部件。该部件含有冷却气孔,这些气 宇宙空间温度变化剧烈,要求材料耐热、耐低 孔是必需的因为F107实验发动机的设计不适温及尺寸稳定,向宇宙空间发射物体需极大的推 应在极高的摩擦温度下工作。到1986年涂层 力,重量的减轻将会带来极大的效益。CC独特 CC燃烧室部件在气体温度高达1343℃条件下的性能使它在航天系统上有着无可限量的前途, 累计工作时间超过163mn,且性能令人满意。 尽管目前还受制造方法和测试手段的限制 3.4涡轮 如果涡轮在近理想配比燃烧的条件下工作 参考文献 其性能还可提高因此涡轮需要采用降低冷却气(1]赵家祥,英国宇航材料概况出国考察技术报告 流总量的高温部件。αCC具有优异的高温机械性 1989,(2):155~161 能因此在涡轮轮辐和涡轮叶片上可能适用。(2] Schmidt donald l, Davidson Kenneth e and scott Theibert 1982年首次证明了CC材料在高应力涡轮上的 L. Unique Applications of Carbor Carbon Composite Ma- 潜力,一个未涂层CCC轴向转子的转速可达30r terials. SAMPE Journal, 1997(7/8): 51-58 mn而未出现结构失效。两年后,一个涂层QCC[3]日本东丽公司研究中心90年代高级复合材料的新 轴向转子在1149℃温度下以45r/min的转速成 进展.1989 功运转了17mn。又过两年转子的速度提高到在4]植村益次,牧广.高性能复合材料的最新技术,中 1500℃下可达53r/min 国建筑工业出版社,1989 [5]徐涛清,新一代的固体火箭发动机壳体材料.国外 民用气体涡轮发动机制造商于90年代中期 导弹与航天,1986,(5):33~34 已基本放弃了进一步发展涂层αCC部件,因为该[6]钱学森.星际航行概论,科学出版社,1963 材料在温度循环变化过程中存在氧化失重、保护[7]凌福根,吴国庭,航天飞机,国防工业出版社,1979 性密封材料组分吸湿和预测服务寿命能力有限等8]上海科学技术情报研究所.国外纤维增强复合材 问题。若要提高涂层α℃C材料在气体涡轮发动 料,1997,(5):35~37 The Application of Carbor Carbon Composites in the Propulsion System Song Yun, Ren Musu and Sun Jinliang Abstract This paper introduces the application of carboncarbon composites in the propulsion systems that include solid propellant rocket otors, liquid propellant engines and gas turbine engines Key words: propulsion system, solid propellant rocket ptor, liquid propellant engines, gas turbine engines, oz de. throat o1994-2010ChinaAcademicJournalElectronicPublishingHouse.llrightsreservedhttp://wwcnkiner
© 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved. http://www.cnki.net 温度测试 20 h～50 h ,铰链的性能令人满意 ,但不 能与金属部件相媲美。然而 2D CCC 喷管侧壁可 以满足要求而且起到了减轻重量的作用。 313 燃烧室 如果推进剂能在接近理想配比的条件下燃 烧 ,那么可以使单位气流的推力达到最大从而不 需加力燃烧就能达到超音速的效力 ,因此提高推 力和降低重量都能使超音速的持久性大大改善。 CCC 燃烧室可承受更高的燃烧温度并使冷却气体 的用量最小。1984 年设计并制造了碳化硅涂层 CCC 燃烧室部件。该部件含有冷却气孔 ,这些气 孔是必需的 ,因为 F2107 实验发动机的设计不适 应在极高的摩擦温度下工作。到 1986 年涂层 CCC燃烧室部件在气体温度高达 1 343 ℃条件下 累计工作时间超过 163 min ,且性能令人满意。 314 涡轮 如果涡轮在近理想配比燃烧的条件下工作 , 其性能还可提高 ,因此涡轮需要采用降低冷却气 流总量的高温部件。CCC 具有优异的高温机械性 能 ,因此在涡轮轮辐和涡轮叶片上可能适用。 1982 年首次证明了 CCC 材料在高应力涡轮上的 潜力 ,一个未涂层 CCC 轴向转子的转速可达 30 r/ min 而未出现结构失效。两年后 ,一个涂层 CCC 轴向转子在 1 149 ℃温度下以 45 r/ min 的转速成 功运转了 17 min。又过两年转子的速度提高到在 1 500 ℃下可达 53 r/ min。 民用气体涡轮发动机制造商于 90 年代中期 已基本放弃了进一步发展涂层 CCC 部件 ,因为该 材料在温度循环变化过程中存在氧化失重、保护 性密封材料组分吸湿和预测服务寿命能力有限等 问题。若要提高涂层 CCC 材料在气体涡轮发动 机上的应用就应继续改善材料性能、降低成本和 对部件进行优化设计。 315 自润滑轴承 1996 年制备了 CCC 轴承罩 ,将内径 30 mm 的 滚珠轴承安装其中并以 35 r/ min 的转速运行 32 h ,工作温度为 399 ℃～510 ℃,推力负荷为 46 kg～ 182 kg。在如此苛刻的工作条件下滚动轴承元件 首次表现出稳定的性能。 4 结语 宇宙空间温度变化剧烈 ,要求材料耐热、耐低 温及尺寸稳定 ,向宇宙空间发射物体需极大的推 力 ,重量的减轻将会带来极大的效益。CCC 独特 的性能使它在航天系统上有着无可限量的前途 , 尽管目前还受制造方法和测试手段的限制。 参 考 文 献 [1 ] 赵家祥 1 英国宇航材料概况 1 出国考察技术报告 , 1989 , (2) : 155～161 [2 ] Schmidt Donald L , Davidson Kenneth E and Scott Theibert L. Unique Applications of Carbon2Carbon Composite Ma2 terials. SAMPE Journal , 1997 , (7/ 8) : 51～58 [3 ] 日本东丽公司研究中心 190 年代高级复合材料的新 进展 11989 [4 ] 植村益次 ,牧广 1 高性能复合材料的最新技术 1 中 国建筑工业出版社 ,1989 [5 ] 徐涛清 1 新一代的固体火箭发动机壳体材料 1 国外 导弹与航天 ,1986 , (5) : 33～34 [6 ] 钱学森 1 星际航行概论 1 科学出版社 ,1963 [7 ] 凌福根 ,吴国庭 1 航天飞机 1 国防工业出版社 ,1979 [8 ] 上海科学技术情报研究所 1 国外纤维增强复合材 料 ,1997 , (5) : 35～37 The Application of Carbon2Carbon Composites in the Propulsion System Song Yun , Ren Musu and Sun Jinliang Abstract : This paper introduces the application of carbon2carbon composites in the propulsion systems that include solid propellant rocket motors , liquid propellant engines and gas turbine engines. Keywords : propulsion system , solid propellant rocket motor , liquid propellant engines , gas turbine engines , noz2 zle , throat — 42 — 产业用纺织品 第 18 卷总第 117 期