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