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·