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·