匚艺材料 碳/′碳复合材料的特殊应用 摘要碳/′碳复合材料(CCC)是一种特殊高性能复合材料,自1960年以来,已有100多个用CCC制作的不 同构件得到应用。简述了cCC特性、可应用性、CCC的选择和使用条件,重点介绍了CCC在航空航天领域的典型 应用 主题词碳/碳复合材料导弹飞行器动力装置连接件模具 性能、所采用的增强物和基体类型、每种组分的取 cc℃是一种特殊的高性能材料,这种材料把聚向和百分率所致。通过复合材料设计,能够获得强 晶和热解石墨的耐热性能和结构性能与复合材料结的各向异性,但是这些性能中的许多性能在其它材 构设计固有的多用性相结合。复合材料可以用各种料中是不可获得的 方式制造,从单向(ID)到多向(n),采用单向纤 维束和纱线、带、织物及编织预型件。 2CCC的可用性 复合材料的性能是极易改变的,这样,可以提 在过去30年,世界上已开发出100多种CCC。根 高使用能力、零件设计灵活性和发展需要的适应据主要组分、组分量和取向及加工条件,每种复合 性acCC一般含有基体和增强纤维,每一种材料都材料是不同的。现已能获得各种结构、尺寸和厚度 具有不同的含碳结构和性能。将专用填充剂加入基的CCC。用CCC已制成各种形状的零部件,如圆 体就可获得特殊性能,如抗氧化性εCC℃在航空航柱、空心圆筒、截头锥等。已制造了直径为2m的 天、武器系统的发展和竞争中起重要作用。美国在空心截头锥,截面12m×37m的结构板。目前质 1960年生产了CCC,此后,设计、制造和试验了许量最大的CCC零件约为1818kg,并且要用CCC制 多不同类型的材料。最有希望的材料在航空航天领造火箭发动机喷管喉道。研究、开发和应用CCC的 域已获得应用。在这些应用中,CCC显示出具有一国家至少有22个。主要的制造厂家是在美国、法国 系列优点,包括性能提高、质量减轻、寿命长及寿和俄国,而在英国、德国和日本则生产少量CCC 命周期费用低以及其它效益。第一代CCC用于飞机其它国家包括印度、朝鲜和中国,世界年产量约为 摩擦系统、导弹弹头和固体发动机,以后,又研制5436t6 了许多其它的CCC组件。 3CC的使用条件 lCCC的特性 cCC适用于各种环境条件,包括真空、高温空 cC℃具有某些特殊的材料性能,如摩擦系数气、热燃气。再入导弹头锥的温度可达6600℃。火 髙、高温下强度和刚度略有増加、耐烧蚀、耐腐蚀、箭喷管喉道温度约为3200℃再入导弹头锥,燃气 尺寸稳定性高、化学惰性、断裂韧性、热稳定性、涡轮发动机鱼鳞板等的受热时间从约ln到几千 耐核辐射、耐疲劳及高的导电性等。由于基体机械小时。为单一飞行任务设计了一些零件,而其它的 性能低,高温下的耐氧化性低等缺点,CCC扩大应零件要经受成千上万次加热循环。 用受到制约。 不像金属和其它均质材料那样,CCC具有强的4应用 各向异性。这是由于每种复合材料组分的各向异性 CCC的应用通常分为两类:用于不承载的零部 飞航导弹2000年第6期 201994-2010ChinaAcademicJournalElectronicPublishinghOuse.Allrightsreservedhtp://www.cnki.net
工艺材料 碳ö碳复合材料的特殊应用 摘 要 碳ö碳复合材料(CCC) 是一种特殊高性能复合材料, 自1960年以来, 已有100多个用 CCC 制作的不 同构件得到应用。简述了 CCC 特性、可应用性、CCC 的选择和使用条件; 重点介绍了 CCC 在航空航天领域的典型 应用。 主题词 碳ö碳复合材料 导弹 飞行器 动力装置 连接件 模具 前 言 CCC 是一种特殊的高性能材料, 这种材料把聚 晶和热解石墨的耐热性能和结构性能与复合材料结 构设计固有的多用性相结合。复合材料可以用各种 方式制造, 从单向(1D ) 到多向(n2D ) , 采用单向纤 维束和纱线、带、织物及编织预型件。 复合材料的性能是极易改变的, 这样, 可以提 高使用能力、零件设计灵活性和发展需要的适应 性。CCC 一般含有基体和增强纤维, 每一种材料都 具有不同的含碳结构和性能。将专用填充剂加入基 体就可获得特殊性能, 如抗氧化性。CCC 在航空航 天、武器系统的发展和竞争中起重要作用。美国在 1960年生产了 CCC, 此后, 设计、制造和试验了许 多不同类型的材料。最有希望的材料在航空航天领 域已获得应用。在这些应用中, CCC 显示出具有一 系列优点, 包括性能提高、质量减轻、寿命长及寿 命周期费用低以及其它效益。第一代CCC 用于飞机 摩擦系统、导弹弹头和固体发动机, 以后, 又研制 了许多其它的CCC 组件。 1 CCC 的特性 CCC 具有某些特殊的材料性能, 如摩擦系数 高、高温下强度和刚度略有增加、耐烧蚀、耐腐蚀、 尺寸稳定性高、化学惰性、断裂韧性、热稳定性、 耐核辐射、耐疲劳及高的导电性等。由于基体机械 性能低, 高温下的耐氧化性低等缺点, CCC 扩大应 用受到制约。 不像金属和其它均质材料那样, CCC 具有强的 各向异性。这是由于每种复合材料组分的各向异性 性能、所采用的增强物和基体类型、每种组分的取 向和百分率所致。通过复合材料设计, 能够获得强 的各向异性, 但是这些性能中的许多性能在其它材 料中是不可获得的。 2 CCC 的可用性 在过去30年, 世界上已开发出100多种CCC。根 据主要组分、组分量和取向及加工条件, 每种复合 材料是不同的。现已能获得各种结构、尺寸和厚度 的 CCC。用 CCC 已制成各种形状的零部件, 如圆 柱、空心圆筒、截头锥等。已制造了直径为2. 4m 的 空心截头锥, 截面1. 2m ×3. 7m 的结构板。目前质 量最大的CCC 零件约为1 818kg, 并且要用CCC 制 造火箭发动机喷管喉道。研究、开发和应用CCC 的 国家至少有22个。主要的制造厂家是在美国、法国 和俄国, 而在英国、德国和日本则生产少量 CCC。 其它国家包括印度、朝鲜和中国, 世界年产量约为 5. 436t。 3 CCC 的使用条件 CCC 适用于各种环境条件, 包括真空、高温空 气、热燃气。再入导弹头锥的温度可达6 600℃。火 箭喷管喉道温度约为3 200℃。再入导弹头锥, 燃气 涡轮发动机鱼鳞板等的受热时间从约1m in 到几千 小时。为单一飞行任务设计了一些零件, 而其它的 零件要经受成千上万次加热循环。 4 应用 CCC 的应用通常分为两类: 用于不承载的零部 ·58· 飞航导弹 2000 年第 6 期
件和结构,用于承载的零部件和结构 现,人们一直在为头锥寻求高的形状稳定性、高强 研究不承载结构用的CCC材料己有30多年,度、高刚度、耐热破坏的材料。烧蚀塑料具有高的 技术比较成熟。这种零部件将诱导机械应力传递给烧蚀率,而石墨有时破碎。 承载构件,或应力数量级较低的构件。这种材料目 第一个CCC头锥样品是在1968年制造的,它 前已应用于飞机刹车盘,防热零部件及火箭喷管喉由化学气相沉积(CVD)的短纤维増强PG(高温分 道等场合 解石墨)基体CCC材料构成。后来,约在1971年用 关于CCC的结构应用研究得比较少。这些结构高密度3DCCC试制成头锥,并首次出现相似于目 应用一般是未经证实的,但CCC结构必须承受主前高水平石墨的烧蚀特性。1974年在设计新的楔形 结构或热结构载荷。CCC结构应用的实例包括火头锥中,采用了亚CCC材料,并在中程和洲际范 箭喷管出口锥、涡轮发动机零件、航空航天飞行器围内成功地进行了飞行试验。1978年美国制造了民 构件、卫星构件及斜截形(几个斜面相依连的燃烧兵ⅢMk12的三维刺穿织物CCC头锥样品。采用这 室头部)更换零件。 些细编3DCCC头锥具有许多优点,包括设计简单 已用cCC制造了125个零部件样件,并研究了性能优异、可靠性高及可接受的费用。 40多种不同的应用。目前全世界采用CCC的零部件 图1是美国洲际弹道导弹Mk12A再入弹头的 包括军民飞机刹车盘、火箭发动机喷管喉道和固体三维刺穿织物楔形头锥。共制造了1500多个相同的 发动机尾喷管、战略导弹再入头锥、高超声速大气头锥,只有一些头锥不符合技术条件。 层飞行的飞行器头罩和前缘、陶瓷和金属材料高温52防热层 成型用的压模或模具、陶瓷(电子仪器)零件的基材 再入弹头后面是一个大的防热层段。防热层包 及其它。 括大部分再入弹头外表面,CCC在这种应用中具有 有限的使用潜力,因为要求CCC具有绝热和烧蚀 航空航天 性能。 战略导弹再入弹头以很高的速度再入大气层 美国原子能委员会支持再入弹头CCC材料的 并且由于摩擦加热,外表面可能受到温度、加热、研究。为再入弹头的核防护能力,研制了三维针穿 压力,有时是物质粒子的极端条件的影响,而CCC毡垫圈/pG和二维缠绕纤维/pG防热层,制造了全 材料能够满足这些恶劣环境的要求 尺寸CCC防热层,并在中程弹道导弹和洲际弹道 51头锥 导弹射程范围内,成功地进行了飞行试验 在20世纪50年代后期,由于洲际弹道导弹的出53高超速飞行器 美国正在设计能够用国家空间资源的高超速飞 行器,而不依靠外国的发射系统。这种飞行器装备 独特的吸气式发动机,从地球水平起飞,完成航天 飞行任务,然后返回其起飞地点,或地球的任一地 点。美国的国家航天飞机(已被取消),英国的 HOTEL,德国的 SANGER和法国的 H-STAR,计 划就是要开发这类飞行器。虽然这些飞行器多数处 于设计阶段,但有抗氧化涂层的CCC在其结构中 也将起作用。主要候选零部件包括机头罩、翼前缘、 MX /24 OC NOSETIP 前机身,可能还包括其它的热结构部件。涂覆SC 的DCCC缩比结构样品已制成,如图2所示。 对于全尺寸飞行器来说需要非常大的气动热结 构板。目前技术允许制造大的涂覆SC的紧固CCC 图1MB的3DCCC头锥 板。14层准各向同性铺设板,在涂覆前被切成对 飞航导弹2000年第6期 01994-2010ChinaAcademicJourmalElectronicPublishingHouse.alLrightsreservedhttp://www.cnki.net
图1 ICMB 的3D CCC 头锥 件和结构; 用于承载的零部件和结构。 研究不承载结构用的 CCC 材料已有30多年, 技术比较成熟。这种零部件将诱导机械应力传递给 承载构件, 或应力数量级较低的构件。这种材料目 前已应用于飞机刹车盘, 防热零部件及火箭喷管喉 道等场合。 关于CCC 的结构应用研究得比较少。这些结构 应用一般是未经证实的, 但 CCC 结构必须承受主 结构或热结构载荷。CCC 结构应用的实例包括: 火 箭喷管出口锥、涡轮发动机零件、航空航天飞行器 构件、卫星构件及斜截形(几个斜面相依连的燃烧 室头部) 更换零件。 已用 CCC 制造了125个零部件样件, 并研究了 40多种不同的应用。目前全世界采用CCC 的零部件 包括军民飞机刹车盘、火箭发动机喷管喉道和固体 发动机尾喷管、战略导弹再入头锥、高超声速大气 层飞行的飞行器头罩和前缘、陶瓷和金属材料高温 成型用的压模或模具、陶瓷(电子仪器) 零件的基材 及其它。 5 航空航天 战略导弹再入弹头以很高的速度再入大气层, 并且由于摩擦加热, 外表面可能受到温度、加热、 压力, 有时是物质粒子的极端条件的影响, 而CCC 材料能够满足这些恶劣环境的要求。 5. 1 头锥 在20世纪50年代后期, 由于洲际弹道导弹的出 现, 人们一直在为头锥寻求高的形状稳定性、高强 度、高刚度、耐热破坏的材料。烧蚀塑料具有高的 烧蚀率, 而石墨有时破碎。 第一个 CCC 头锥样品是在1968年制造的, 它 由化学气相沉积 (CVD ) 的短纤维增强 PG (高温分 解石墨) 基体 CCC 材料构成。后来, 约在1971年用 高密度3D CCC 试制成头锥, 并首次出现相似于目 前高水平石墨的烧蚀特性。1974年在设计新的楔形 头锥中, 采用了3D CCC 材料, 并在中程和洲际范 围内成功地进行了飞行试验。1978年美国制造了民 兵Ë M k12的三维刺穿织物 CCC 头锥样品。采用这 些细编3D CCC 头锥具有许多优点, 包括设计简单、 性能优异、可靠性高及可接受的费用。 图1是美国洲际弹道导弹M k12A 再入弹头的 三维刺穿织物楔形头锥。共制造了1 500多个相同的 头锥, 只有一些头锥不符合技术条件。 5. 2 防热层 再入弹头后面是一个大的防热层段。防热层包 括大部分再入弹头外表面, CCC 在这种应用中具有 有限的使用潜力, 因为要求 CCC 具有绝热和烧蚀 性能。 美国原子能委员会支持再入弹头CCC 材料的 研究。为再入弹头的核防护能力, 研制了三维针穿 毡垫圈öPG 和二维缠绕纤维öPG 防热层, 制造了全 尺寸 CCC 防热层, 并在中程弹道导弹和洲际弹道 导弹射程范围内, 成功地进行了飞行试验。 5. 3 高超速飞行器 美国正在设计能够用国家空间资源的高超速飞 行器, 而不依靠外国的发射系统。这种飞行器装备 独特的吸气式发动机, 从地球水平起飞, 完成航天 飞行任务, 然后返回其起飞地点, 或地球的任一地 点。美国的国家航天飞机 (已被取消) , 英国的 HO TEL , 德国的 SAN GER 和法国的 H 2STAR, 计 划就是要开发这类飞行器。虽然这些飞行器多数处 于设计阶段, 但有抗氧化涂层的 CCC 在其结构中 也将起作用。主要候选零部件包括机头罩、翼前缘、 前机身, 可能还包括其它的热结构部件。涂覆 SiC 的2D CCC 缩比结构样品已制成, 如图2所示。 对于全尺寸飞行器来说需要非常大的气动热结 构板。目前技术允许制造大的涂覆 SiC 的紧固 CCC 板。14层准各向同性铺设板, 在涂覆前被切成对 飞航导弹 2000 年第 6 期 ·59·
C/C组件 里安4和5及其它。 商用火箭为CCC提供了未来的大市场。3D和 4DcCC喉道已广泛用于航天发动机,地球发射的 大型火箭采用CCC整体式喉道入口。3DCCC取代 常规的烧蚀石墨纤维/酚醛复合材料。 612尾喷管 尾喷管也是固体火箭的关键部件。尾喷管主要 功能是控制很热的燃气膨胀,并提供发动机的最佳 下蒙皮弹头连接件隔框 大梁缘 蒙皮 推力。最初的尾喷管是由高温金属制成的,但尾喷 管的温度随推进温度、燃烧速率而增加,烧蚀塑性 图2高超声速飞行器的 复合材料成为可选用的材料。 SC CCC结构零件样品 2DCCC尾喷管样品已成功地完成首次试验。 随后对材料和加工方法进行了许多改进。所有这些 半,然后用涂覆的SC紧固件再装配,也制造了航努力对材料均匀性和降低尾喷管废品率产生较大的 空器的其它构件,如工字翼、十字形厚机翼、大翼影响 盒及其它的样件 62液体发动机 控制高温(达3830℃)燃气生成物在液体发动 6推进装置 机设计中是一个重要的问题。这些排出物一般具有 61火箭发动机 氧化性,会腐蚀碳质表面,因此,无涂层的CCC仅 固体火箭发动机广泛用于军民用推进系统,火能短期使用。已制造出CC样品,并对各种发动机 箭喷管是其最关键的部件之一。 的CCC零部件进行了成功的试验。 CCC已用于许多不同的发动机部件,如喉道、621燃烧室火焰筒 入口堵盖和整体式喉道入口(mE)段,推力矢量控 第一个液体发动机的CCC火焰筒样品已问世。 制热滚球和承窝轴承组件,固定的、可移动的和可它是美国阿波罗系统的小型姿态控制火箭的全尺寸 展开的尾喷管热燃气喷射口、阀门和管道尾喷管D混合碳燃烧室火焰筒。在这以前,二氧化硅纤维 喉道、端盖和防护罩,喉道绝热备用构件及其它关增强酚醛塑性复合材料在燃气动力剪力和高温条件 键零件。 下会出现过热烧蚀。全烧蚀火焰筒重新设计成热解 611喷管喉道和整体式喉道入口(TE) 酚醛-碳化硅火焰筒。理由是碳化的酚醛腐蚀率比酚 目前主要的难题之一是需要几乎没有凹进率的醛树脂基体的低。后来试验证实这种方法是正确的, 喉道。耐熔金属、PG、聚晶石墨和烧蚀塑性复合材并调整全碳火焰筒的后来试验计划。先行工程对发 料是目前技术水平较高的材料,但受不满意烧蚀动机工业界激发了许多兴趣,最终生产出许多其它 率、热结构破坏或超重的限制。喷管可靠性也是一的火焰筒样品和演示零部件 个重要问题,并在考虑简化喷管设计。对第一代622独立式燃烧室(Free- Stand ng thrust DcCC喷管提出了一些改进,然而,最近研制的高 Cham bers) 密度亚CCC和4DCCC喷管为长期的老大难问题 受燃烧室火焰筒研究结果的鼓舞,注意力集中 提供了理想解决办法。这种喷管的主要优点是设计到CCC独立式燃烧室的可能性,因此制造了2D 简单,性能预测容易,可靠性好,表面外形可控制,CCC结构件,并在氟化(氟肼)推进剂排气流中试验 质量减少达10%,成本低 了255这种带缠绕的》CCC独立式燃烧室成功 目前,ccC喉道广泛用于航天固体发动机,大地经受了3505℃的燃气温度和极严酷的热梯度的 型军用火箭和地球发射火箭,如美国Mⅹ洲际弹道试验条件在燃烧室上有局部过热条纹,这归因于推 导弹的全部三级、三叉戟①-5)的一、二级,法国阿进剂品质不均匀而形成的。带缠绕的2CCC燃烧 飞航导弹2000年第6期 2c1994-2010ChinaAcademicJournalElectronicPublishingHouse.Allrightsreservedhttp://www.cnki.net
图2 高超声速飞行器的 SiC CCC 结构零件样品 半, 然后用涂覆的 SiC 紧固件再装配, 也制造了航 空器的其它构件, 如工字翼、十字形厚机翼、大翼 盒及其它的样件。 6 推进装置 6. 1 火箭发动机 固体火箭发动机广泛用于军民用推进系统, 火 箭喷管是其最关键的部件之一。 CCC 已用于许多不同的发动机部件, 如喉道、 入口堵盖和整体式喉道入口(ITE) 段; 推力矢量控 制热滚球和承窝轴承组件; 固定的、可移动的和可 展开的尾喷管; 热燃气喷射口、阀门和管道; 尾喷管 喉道、端盖和防护罩; 喉道绝热备用构件及其它关 键零件。 6. 1. 1 喷管喉道和整体式喉道入口(ITE) 目前主要的难题之一是需要几乎没有凹进率的 喉道。耐熔金属、PG、聚晶石墨和烧蚀塑性复合材 料是目前技术水平较高的材料, 但受不满意烧蚀 率、热结构破坏或超重的限制。喷管可靠性也是一 个重要问题, 并在考虑简化喷管设计。对第一代 2D CCC喷管提出了一些改进, 然而, 最近研制的高 密度3D CCC 和4D CCC 喷管为长期的老大难问题 提供了理想解决办法。这种喷管的主要优点是设计 简单, 性能预测容易, 可靠性好, 表面外形可控制, 质量减少达10% , 成本低。 目前, CCC 喉道广泛用于航天固体发动机, 大 型军用火箭和地球发射火箭, 如美国M X 洲际弹道 导弹的全部三级、三叉戟(D 25) 的一、二级, 法国阿 里安4和5及其它。 商用火箭为 CCC 提供了未来的大市场。3D 和 4D CCC 喉道已广泛用于航天发动机, 地球发射的 大型火箭采用 CCC 整体式喉道入口。3D CCC 取代 常规的烧蚀石墨纤维ö酚醛复合材料。 6. 1. 2 尾喷管 尾喷管也是固体火箭的关键部件。尾喷管主要 功能是控制很热的燃气膨胀, 并提供发动机的最佳 推力。最初的尾喷管是由高温金属制成的, 但尾喷 管的温度随推进温度、燃烧速率而增加, 烧蚀塑性 复合材料成为可选用的材料。 2D CCC 尾喷管样品已成功地完成首次试验。 随后对材料和加工方法进行了许多改进。所有这些 努力对材料均匀性和降低尾喷管废品率产生较大的 影响。 6. 2 液体发动机 控制高温(达3 830℃) 燃气生成物在液体发动 机设计中是一个重要的问题。这些排出物一般具有 氧化性, 会腐蚀碳质表面, 因此, 无涂层的CCC 仅 能短期使用。已制造出CCC 样品, 并对各种发动机 的CCC 零部件进行了成功的试验。 6. 2. 1 燃烧室火焰筒 第一个液体发动机的CCC 火焰筒样品已问世。 它是美国阿波罗系统的小型姿态控制火箭的全尺寸 2D 混合碳燃烧室火焰筒。在这以前, 二氧化硅纤维 增强酚醛塑性复合材料在燃气动力剪力和高温条件 下会出现过热烧蚀。全烧蚀火焰筒重新设计成热解 酚醛2碳化硅火焰筒。理由是碳化的酚醛腐蚀率比酚 醛树脂基体的低。后来试验证实这种方法是正确的, 并调整全碳火焰筒的后来试验计划。先行工程对发 动机工业界激发了许多兴趣, 最终生产出许多其它 的火焰筒样品和演示零部件。 6. 2. 2 独 立 式 燃 烧 室 (Free2Standing Th rust Cham bers) 受燃烧室火焰筒研究结果的鼓舞, 注意力集中 到 CCC 独立式燃烧室的可能性, 因此制造了2D CCC 结构件, 并在氟化(氟肼) 推进剂排气流中试验 了255s. 这种带缠绕的2D CCC 独立式燃烧室成功 地经受了3 505℃的燃气温度和极严酷的热梯度的 试验条件. 在燃烧室上有局部过热条纹, 这归因于推 进剂品质不均匀而形成的。带缠绕的2DCCC燃烧 ·60· 飞航导弹 2000 年第 6 期
室结构完好,甚至在白热温度下,表现出低的侵 蚀,并能使发动机多次再起动。 发动机工业界的兴趣最近由氟化推进剂转移到 较常规的低温燃料,如液氢和液氧,制造了防氧化 的cCC缩比整体式燃烧室/尾喷管。图3为1lkg小 型燃烧室。它是由内卷CCC构成,然后,CCC用 CVD法涂覆钶或渗透并用CVD法涂覆SC。对这种 cCC燃烧室,用小型快速脉动式发动机进行了成功 评估。 623可调喷管 先进低温火箭发动机对确保未来航天运载火箭 是非常需要的。现正在研制新型更有效的推进系统, 并期望材料在推进系统中起重要的作用 航天器液体发动机一般有很长的金属喷管段。 特形喷管延伸段要经受低的加热速率,因此可以考 图3涂覆SC的2CCC燃烧室 虑采用各种结构材料。现发现涂覆的ΣCCC喷管 段与目前技术发展水平的涂覆钶的喷管段相比较有寿命有限的涡轮发动机的非常关键零件涂覆SC 许多优点。涂覆SC的2CCc可调喷管己制造出的cCC质量轻高温下强度高、刚度大,膨胀系数 来cC可调尾锥被设计成提高发动机推力,尽管小并能够制成高精密零件。 使发动机安装长度缩短。发动机尾锥为2内卷石墨 这些材料特性又带来希望的效益:由于减少冷 纤维增强CCC,再涂覆SC。其长度为50m,直径为却而性能较高、发动机尺寸小寿命周期成本低 11m,进行了12mm以上的点火试验,验证了再燃烧系数高、结构不复杂 起动能力和期望寿命。 目前,大多数研究工作集中于低应力零件,如 美国在DhaⅢ运载火箭RL1-2的上级发动轴对称及2D喷管排气系统中的低风险部件和转子 机上成功地应用了cC零部件,采用碳纤维/部件。采用涂覆SC的CCC旋转部件,也取得了良 CV I PG基体制造了尺寸比以前更大的可调喷管延好结果,但是研究进度受高应力场、复杂外形和长 伸段。这种薄壁CC延伸段锥体由固定段和可调段的使用时间妨碍 构成CC喷管延伸段长仅为2m,最大外径为641绝热层和管道 2lm。现在完成了全尺寸研究试验,并对一个喷管 成功地制造了载人的第一个CCC飞机发动机。 延伸段进行试验,累积点火试验时间达1500s 喷气发动机的金属火焰筒偶尔被烧坏,并使热燃气 63整体式火箭冲压发动机燃烧室 进入邻近区。现正在寻找发动机燃烧室壳体材料, 火箭冲压发动机包括一个固体火箭发动机,该壳体材料可用来经受约2mm的热燃气,从而使飞 发动机也用作冲压发动机燃烧室。制造了取代绝热行员可关闭发动机业已发现,烧蚀塑性复合材料 内衬的缩尺cC内衬。后来继续进行材料改进与试是适合的,而且CC是较好的防热材料。 制,最后制造了全尺寸燃烧室出口锥部件燃烧室642排气系统 是由编织碳纤维束增强树脂碳CCC构成,它由PG 未来军用飞机要求横向排列的排气系统。这种 (高温分解石墨)涂覆。5个燃烧室,每个长度为军用飞机要求较高的推重比、俯仰和偏航推力矢量 28m,直径38m,并对全尺寸燃烧室进行试验试控制、低可探测性及其它涂覆SC的cCc有助于 验表明,仅有局部涂层断裂和复合材料分层 满足这些需要的特性 64燃气涡轮发动机 现制造了全尺寸CCC喷口调节片、密封件和 涂覆sC的cCc有许多特性适用于载人的和衬套的样品。制造和评价了采用按使用设计法的全 飞航导弹2000年第6期 01994-2010ChinaAcademicJOurmalElectronicPublishingHouseAllrightsreservedhttp://www.cnki.net
图3 涂覆 SiC 的2D CCC 燃烧室 室结构完好, 甚至在白热温度下, 表现出低的侵 蚀, 并能使发动机多次再起动。 发动机工业界的兴趣最近由氟化推进剂转移到 较常规的低温燃料, 如液氢和液氧, 制造了防氧化 的 CCC 缩比整体式燃烧室ö尾喷管。图3为11kg 小 型燃烧室。它是由内卷 CCC 构成, 然后, CCC 用 CVD 法涂覆钶或渗透并用CVD 法涂覆 SiC。对这种 CCC 燃烧室, 用小型快速脉动式发动机进行了成功 评估。 6. 2. 3 可调喷管 先进低温火箭发动机对确保未来航天运载火箭 是非常需要的。现正在研制新型更有效的推进系统, 并期望材料在推进系统中起重要的作用。 航天器液体发动机一般有很长的金属喷管段。 特形喷管延伸段要经受低的加热速率, 因此可以考 虑采用各种结构材料。现发现涂覆的2D CCC 喷管 段与目前技术发展水平的涂覆钶的喷管段相比较有 许多优点。涂覆 SiC 的2D CCC 可调喷管已制造出 来。CCC 可调尾锥被设计成提高发动机推力, 尽管 使发动机安装长度缩短。发动机尾锥为2D 内卷石墨 纤维增强CCC, 再涂覆 SiC。其长度为50cm , 直径为 117cm , 进行了120m in 以上的点火试验, 验证了再 起动能力和期望寿命。 美国在Delta Ë 运载火箭RL 10B22的上级发动 机上成功地应用了 CCC 零部件, 采用3D 碳纤维ö CV I PG 基体制造了尺寸比以前更大的可调喷管延 伸段。这种薄壁CCC 延伸段锥体由固定段和可调段 构成, CCC 喷管延伸段长仅为2. 5m , 最大外径为 2. 1m。现在完成了全尺寸研究试验, 并对一个喷管 延伸段进行试验, 累积点火试验时间达1 500s。 6. 3 整体式火箭冲压发动机燃烧室 火箭冲压发动机包括一个固体火箭发动机, 该 发动机也用作冲压发动机燃烧室。制造了取代绝热 内衬的缩尺CCC 内衬。后来继续进行材料改进与试 制, 最后制造了全尺寸燃烧室出口锥部件。燃烧室 是由编织碳纤维束增强树脂碳CCC 构成, 它由 PG (高温分解石墨) 涂覆。5个燃烧室, 每个长度为 218cm , 直径38cm , 并对全尺寸燃烧室进行试验。试 验表明, 仅有局部涂层断裂和复合材料分层。 6. 4 燃气涡轮发动机 涂覆 SiC 的 CCC 有许多特性。适用于载人的和 寿命有限的涡轮发动机的非常关键零件。涂覆 SiC 的CCC 质量轻, 高温下强度高、刚度大, 膨胀系数 小, 并能够制成高精密零件。 这些材料特性又带来希望的效益: 由于减少冷 却而性能较高、发动机尺寸小、寿命周期成本低、 燃烧系数高、结构不复杂。 目前, 大多数研究工作集中于低应力零件, 如 轴对称及2D 喷管排气系统中的低风险部件和转子 部件。采用涂覆 SiC 的 CCC 旋转部件, 也取得了良 好结果, 但是研究进度受高应力场、复杂外形和长 的使用时间妨碍。 6. 4. 1 绝热层和管道 成功地制造了载人的第一个CCC 飞机发动机。 喷气发动机的金属火焰筒偶尔被烧坏, 并使热燃气 进入邻近区。现正在寻找发动机燃烧室壳体材料, 壳体材料可用来经受约2m in 的热燃气, 从而使飞 行员可关闭发动机。业已发现, 烧蚀塑性复合材料 是适合的, 而且CCC 是较好的防热材料。 6. 4. 2 排气系统 未来军用飞机要求横向排列的排气系统。这种 军用飞机要求较高的推重比、俯仰和偏航推力矢量 控制、低可探测性及其它。涂覆 SiC 的 CCC 有助于 满足这些需要的特性。 现制造了全尺寸 CCC 喷口调节片、密封件和 衬套的样品。制造和评价了采用按使用设计法的全 飞航导弹 2000 年第 6 期 ·61·
图4涂覆SC的CCC燃烧室部件 图540000m高速试验后的CCC涡轮 尺寸零件。主要试验零件是美国制造的F-100发动覆的轴流式转子的速度达到30千转/分(kmm),而 机的零件,在F-100发动机通常工作的条件下,对无结构破坏。1986年后全尺寸涂覆的CCC轴流式转 不同零件进行了地面试验。到1991年,对涂覆SC子,在45kmm和1149℃温度下成功地试验了 的cCC喷口调节片进行了1300h以上发动机试验,1hmn,在此之后,把转子性能提高到了53kmm和 5100次加力燃烧室加热循环试验和2100h飞行小1500℃ 时。最好的零件必须采用涂覆SC的2PAN基碳 最高速试验后的CCC涡轮如图5所示。装36个 纤维増强含特殊抑制剂的沥青/树脂碳基体。 叶片的涡轮盘是设计和制造的一大创举。这一零件 643燃烧室 结构复杂,具有长的寿命和独特的增强结构。填充 近似化学恰当比的燃烧使单位空气流量的发动纤维从转子轮毂层向各方伸展出,涡轮盘直径约 机功率最大,从而能以超声速飞行,而不需要加力37am,而质量仅为34kg。也制造了发动机涡轮盘 燃烧室。提高推力和减少质量,可使航程和巡逻时(叶盘)样品,并成功地旋转。后来,叶盘材料是涂 间明显增加。C燃烧室可使燃烧温度提高,而几覆SC的CCC,但是涂层的质量很多地方不能令人 乎不需要旁路冷却空气 已设计和制造了含冷却系统涂覆SC的2D cC℃燃烧室零部件,这些零部件在1343℃的最高7机械紧固件 燃烧温度下,累积试验时间超过163mn仍具有满 高温零部件通常用不同材料加工和装配而成 意的性能。 如耐热金属和陶瓷。由于CCC材料出现,需要一些 图4为试验前由ccC制造的涡轮发动机燃烧室连接方法将这些材料或相邻的金属和陶瓷结构彼此 部件。该部件具有双曲率几何形状、薄的横截面和连接起来,为此首先制造了CCC机械紧固件样品。 系列旁路冷却气孔,部件直径约为2αm。燃烧室后来研究了其它零件,包括双头螺帽、螺栓和螺 包覆板(未示出)的直径约为15m 帽。机加工的双头螺栓和螺栓,直径为Q63~ 644涡轮 38am,长度为30m。方头或六角头螺栓是适用的。 在近似化学恰当比的燃烧环境中运行也能够提螺母具有正方形、圆形或六角形外形。 髙涡轮性能。这样,就需要能降低总冷却流量耐较 第一代CCC紧固件是由金刚石轮和车削后中 高温度的零件aCCC在高温下具有有吸引力的机械密度柱状磨料研磨制备的。而第二代CCC紧固件采 性能,可适合用作涡轮盘和叶片。 用独特的纤维编织和特殊的基体处理方法来获得大 业已证实高压涡轮盘用CCC材料的潜力。未涂于5MPa螺纹剪切强度和大于14MPa的钉剪切强 飞航导弹2000年第6期 201994-2010ChinaAcademicJournalElectronicpUblishinghOuse.alLrightsreservedhttp://www.cnki.net
图4 涂覆 SiC 的2D CCC 燃烧室部件 图5 40 000rpm 高速试验后的 CCC 涡轮 尺寸零件。主要试验零件是美国制造的 F2100发动 机的零件, 在 F2100发动机通常工作的条件下, 对 不同零件进行了地面试验。到1991年, 对涂覆 SiC 的CCC 喷口调节片进行了1 300h 以上发动机试验, 5 100次加力燃烧室加热循环试验和2 100h 飞行小 时。最好的零件必须采用涂覆 SiC 的2D PAN 基碳 纤维增强含特殊抑制剂的沥青ö树脂碳基体。 6. 4. 3 燃烧室 近似化学恰当比的燃烧使单位空气流量的发动 机功率最大, 从而能以超声速飞行, 而不需要加力 燃烧室。提高推力和减少质量, 可使航程和巡逻时 间明显增加。CCC 燃烧室可使燃烧温度提高, 而几 乎不需要旁路冷却空气。 已设计和制造了含冷却系统涂覆 SiC 的2D CCC 燃烧室零部件, 这些零部件在1 343℃的最高 燃烧温度下, 累积试验时间超过163m in 仍具有满 意的性能。 图4为试验前由CCC 制造的涡轮发动机燃烧室 部件。该部件具有双曲率几何形状、薄的横截面和 一系列旁路冷却气孔, 部件直径约为20cm。燃烧室 包覆板(未示出) 的直径约为15cm。 6. 4. 4 涡轮 在近似化学恰当比的燃烧环境中运行也能够提 高涡轮性能。这样, 就需要能降低总冷却流量耐较 高温度的零件。CCC 在高温下具有有吸引力的机械 性能, 可适合用作涡轮盘和叶片。 业已证实高压涡轮盘用CCC 材料的潜力。未涂 覆的轴流式转子的速度达到30千转ö分(k rpm ) , 而 无结构破坏。1986年后全尺寸涂覆的 CCC 轴流式转 子, 在 45k rpm 和 1 149℃温 度 下 成 功 地 试 验 了 17m in, 在此之后, 把转子性能提高到了53k rpm 和 1 500℃。 最高速试验后的 CCC 涡轮如图5所示。装36个 叶片的涡轮盘是设计和制造的一大创举。这一零件 结构复杂, 具有长的寿命和独特的增强结构。填充 纤维从转子轮毂层向各方伸展出, 涡轮盘直径约 37cm , 而质量仅为3. 4kg。也制造了发动机涡轮盘 (叶盘) 样品, 并成功地旋转。后来, 叶盘材料是涂 覆 SiC 的CCC, 但是涂层的质量很多地方不能令人 满意。 7 机械紧固件 高温零部件通常用不同材料加工和装配而成, 如耐热金属和陶瓷。由于 CCC 材料出现, 需要一些 连接方法将这些材料或相邻的金属和陶瓷结构彼此 连接起来, 为此首先制造了CCC 机械紧固件样品。 后来研究了其它零件, 包括双头螺帽、螺栓和螺 帽。机加工的双头螺栓和螺栓, 直径为0. 63～ 3. 8cm , 长度为30cm。方头或六角头螺栓是适用的。 螺母具有正方形、圆形或六角形外形。 第一代 CCC 紧固件是由金刚石轮和车削后中 密度柱状磨料研磨制备的。而第二代CCC 紧固件采 用独特的纤维编织和特殊的基体处理方法来获得大 于55M Pa 螺纹剪切强度和大于140M Pa 的钉剪切强 ·62· 飞航导弹 2000 年第 6 期
度。对三维结构和全厚度编织成功地进行了评估。采热压模具 用cVD涂覆碳化硅或氮化硅材料,涂层厚度为 目前,另一个热压应用的热点是用CCC模具 α02smm的紧固件,在高温氧化环境中具有耐久超塑成形形状复杂的金属部件。重型钢模具通常用 性 于钛合金成形,但2DCCC具有某些优点。几米大小 c℃℃螺帽、螺栓和螺杆采用低成本的预成型方的CCC模具已经用于飞机用大空心圆柱体(空气 法制造。柔性丝束在焦炭和沥青粘结剂粉末基体中管),业已证明CCC模具加工时间短,这是由于质 含有碳纤维。在处理和随后的加工期间,把这种纤量轻(钢质量的1/100)所致。 维嵌入含粉末的柔性热塑性塑料套筒内,制造了许 多CCC成形件,包括杆、坩埚、单向杆、平板及缠9结论 绕成形零件 CCC是一种独特的先进复合材料。这种材料对 未来防御、航空航天的竞争和发展极为重要。目前, 8热压模具 CCC已用于刹车系统、高超声速再入飞行器和航空 通常采用热压粉状材料来获得高密度陶瓷和耐器,固体发动机等组件。 熔金属零件。在大多数情况下,采用厚壁石墨模具。 CCC工艺在不断成熟,新的应用途径将会得到 在工业界,先行工程证明CC在这种新而重要的发展。预计,在行星热防护、空间结构、航空航天构 应用领域中的效用。首先制造了CCC热压模具样件、高超声速大气层飞行器、液体发动机、涡轮发 品。层压的平板用于阳模和座底板,而纤维缠绕材动机等领域会进一步扩大CCC应用 料用于空心圆柱体。CCC热压模具允许未烧结体积 增加80%,并减少性能的不均匀性,这由于较均匀 曹运红 温度分布所致。所有工业化国家均采用长寿命CCC 风暴前兆/ Sach eg导弹即将进行 制导飞行试验 马特拉BAe动力公司己开始在美洲豹直升机制试验 上进行风暴前兆/ Sacp EG导弹的第3阶段亦即最 1999年8月底,风暴前兆导弹挂在幻影2000 后一阶段试验,此次试验旨在搜集有助于导弹研制战斗机上进行首次载飞试验。试验弹装有测试设备 的图像数据。在美洲豹直升机上进行的早期试验用用于收集导弹在不同高度和速度时的真实环境中的 的摄像机的工作波段与实际导引头的波长相同,传数据,以便证实在地面模拟环境中测量的结果。 感器是非常早的样机。第3阶段飞行试验是把导弹头 为了验证导弹的制导和导航功能,1999年年底 部舱段安装在直升机前面。 前在幻影2000战斗机上对该型导弹进行了第二轮 据该公司官员称,此阶段试验对验证传感器、试验。由于这轮飞行试验非常成功,因此决定2000 惯性测量装置和武器操纵人员在动态环境下的一体年年中进行导弹的首次制导发射试验。 化以及验证传感器搜索和跟踪典型目标的能力是至 关重要的一步。此轮试验将在法国西南部卡佐的国 从敏 家靶场进行,该公司将在此靶场继续完成剩下的研 飞航导弹2000年第6期 C1994-2010ChinaAcademicJOumalElectronicPublishingHouseAllrightsreservedhttp://www.cnki.net
度。对三维结构和全厚度编织成功地进行了评估。采 用 CVD 涂覆碳化硅或氮化硅材料, 涂层厚度为 0. 025mm 的紧固件, 在高温氧化环境中具有耐久 性。 CCC 螺帽、螺栓和螺杆采用低成本的预成型方 法制造。柔性丝束在焦炭和沥青粘结剂粉末基体中 含有碳纤维。在处理和随后的加工期间, 把这种纤 维嵌入含粉末的柔性热塑性塑料套筒内, 制造了许 多 CCC 成形件, 包括杆、坩埚、单向杆、平板及缠 绕成形零件。 8 热压模具 通常采用热压粉状材料来获得高密度陶瓷和耐 熔金属零件。在大多数情况下, 采用厚壁石墨模具。 在工业界, 先行工程证明 CCC 在这种新而重要的 应用领域中的效用。首先制造了 CCC 热压模具样 品。层压的平板用于阳模和座底板, 而纤维缠绕材 料用于空心圆柱体。CCC 热压模具允许未烧结体积 增加80% , 并减少性能的不均匀性, 这由于较均匀 温度分布所致。所有工业化国家均采用长寿命CCC 热压模具。 目前, 另一个热压应用的热点是用 CCC 模具 超塑成形形状复杂的金属部件。重型钢模具通常用 于钛合金成形, 但2D CCC 具有某些优点。几米大小 的 CCC 模具已经用于飞机用大空心圆柱体 (空气 管) , 业已证明 CCC 模具加工时间短, 这是由于质 量轻(钢质量的1ö100) 所致。 9 结论 CCC 是一种独特的先进复合材料。这种材料对 未来防御、航空航天的竞争和发展极为重要。目前, CCC 已用于刹车系统、高超声速再入飞行器和航空 器, 固体发动机等组件。 CCC 工艺在不断成熟, 新的应用途径将会得到 发展。预计, 在行星热防护、空间结构、航空航天构 件、高超声速大气层飞行器、液体发动机、涡轮发 动机等领域会进一步扩大CCC 应用。 曹运红 风暴前兆öSaclp EG 导弹即将进行 制导飞行试验 马特拉BA e 动力公司已开始在美洲豹直升机 上进行风暴前兆öSaclp EG 导弹的第3阶段亦即最 后一阶段试验, 此次试验旨在搜集有助于导弹研制 的图像数据。在美洲豹直升机上进行的早期试验用 的摄像机的工作波段与实际导引头的波长相同, 传 感器是非常早的样机。第3阶段飞行试验是把导弹头 部舱段安装在直升机前面。 据该公司官员称, 此阶段试验对验证传感器、 惯性测量装置和武器操纵人员在动态环境下的一体 化以及验证传感器搜索和跟踪典型目标的能力是至 关重要的一步。此轮试验将在法国西南部卡佐的国 家靶场进行, 该公司将在此靶场继续完成剩下的研 制试验。 1999年8月底, 风暴前兆导弹挂在幻影2000D 战斗机上进行首次载飞试验。试验弹装有测试设备, 用于收集导弹在不同高度和速度时的真实环境中的 数据, 以便证实在地面模拟环境中测量的结果。 为了验证导弹的制导和导航功能, 1999年年底 前在幻影2000D 战斗机上对该型导弹进行了第二轮 试验。由于这轮飞行试验非常成功, 因此决定2000 年年中进行导弹的首次制导发射试验。 丛 敏 飞航导弹 2000 年第 6 期 ·63·