【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种铼铱燃烧室的制备方法,特别是涉及一种应用于发动机的铼铱燃烧室的制备方法,属于火箭发动机生产制造
技术介绍
小推力双组元液体火箭发动机主要应用于空间飞行器及战略战术武器的姿态及轨道控制,推力室内燃料燃烧温度可达2700℃,采用内壁面液膜主动冷却技术后但壁面温度仍然高于1000℃,因此为保证发动机推力室的高温强度要求,必须采用高温难熔金属(Nb、Ta、W、Mo、Re及铂等)材料作为身部材料,但是这类材料高温抗氧化性能很差,如铌合金在600℃以上就会发生“pest”灾难性氧化,不能直接面对燃烧环境,必须在材料表面涂覆高温抗氧化涂层进行防护。难熔金属表面涂覆高温抗氧化涂层技术自20世纪50年代开始发展,至今形成了多类材料体系,但取得广泛应用的主要为铌合金涂覆硅化物涂层材料体系。第一代材料体系为铌铪合金(C103)表面涂覆“Si-Cr-Ti”涂层,制备的发动机推力室工作温度达到1350℃,工作寿命高于25000s;第二代为铌钨合金(Nb521)表面涂覆改性“Si-Cr-Ti”涂层或“MoSi2”涂层,制备的推力室工作温度达到1450℃和1600℃,工作寿命高于25000s。随着飞行器的进一步发展,对发动机性能提出了更高的要求,工作温度达到1800℃以上,上述铌合金及涂层材料体系无法满足需求,因此各国均开展新一代材料体系的研制。经过一段时间的研制工作,铼基材涂覆铱涂层被选为理性的材料体系,铼具备优异的高温力学性能,铱具备优异的高温抗氧化性能,以此材料制备发动机可以提高发动机比冲,可大幅延长卫星寿命或提高有效载荷或增大武器射程,具有极其显著 ...
【技术保护点】
一种铼铱燃烧室的制备方法,其特征在于:包括如下步骤:步骤(1)、采用粉末冶金成形工艺制备铼燃烧室基体(5);步骤(2)、采用电弧沉积的方法依次在铼燃烧室基体(5)的内表面、出口段和外表面制备铱涂层(6);步骤(3)、采用旋压工艺制备铂铑环(7),旋压工艺所用模具包括第一模具与第二模具,其中第一模具包括第一装卡端(1‑1)和第一模具端(1‑2),所述第一装卡端(1‑1)和第一模具端(1‑2)均为圆柱形结构,且轴线重合;第二模具包括第二装卡端(2‑1)和第二模具端(2‑2),所述第二装卡端(2‑1)为圆柱形结构,第二模具端(2‑2)为圆柱形的台阶结构,包括直径不同的两部分圆柱体,其中一部分圆柱体的直径与第一模具端(1‑2)的直径相同,所述第二装卡端(2‑1)和第二模具端(2‑2)的轴线重合;具体旋压工艺为:首先将铂铑圆片坯料装卡于第一模具的第一模具端(1‑2),启动旋压,使铂铑圆片坯料变形为内径与第一模具端(1‑2)直径相同的桶形件,然后更换第二模具,将所述桶形件装卡于第二模具的第二模具端(2‑2),进行第二次旋压,得到具有台阶结构的铂铑环(7);步骤(4)、将步骤(3)制备得到的铂铑环( ...
【技术特征摘要】
1.一种铼铱燃烧室的制备方法,其特征在于:包括如下步骤:步骤(1)、采用粉末冶金成形工艺制备铼燃烧室基体(5);步骤(2)、采用电弧沉积的方法依次在铼燃烧室基体(5)的内表面、出口段和外表面制备铱涂层(6);步骤(3)、采用旋压工艺制备铂铑环(7),旋压工艺所用模具包括第一模具与第二模具,其中第一模具包括第一装卡端(1-1)和第一模具端(1-2),所述第一装卡端(1-1)和第一模具端(1-2)均为圆柱形结构,且轴线重合;第二模具包括第二装卡端(2-1)和第二模具端(2-2),所述第二装卡端(2-1)为圆柱形结构,第二模具端(2-2)为圆柱形的台阶结构,包括直径不同的两部分圆柱体,其中一部分圆柱体的直径与第一模具端(1-2)的直径相同,所述第二装卡端(2-1)和第二模具端(2-2)的轴线重合;具体旋压工艺为:首先将铂铑圆片坯料装卡于第一模具的第一模具端(1-2),启动旋压,使铂铑圆片坯料变形为内径与第一模具端(1-2)直径相同的桶形件,然后更换第二模具,将所述桶形件装卡于第二模具的第二模具端(2-2),进行第二次旋压,得到具有台阶结构的铂铑环(7);步骤(4)、将步骤(3)制备得到的铂铑环(7)装配于步骤(2)得到的铼铱燃烧室入口端内壁,使铂铑环(7)台阶与铼铱燃烧室入口端内壁台阶相配合;步骤(5)、在铼铱燃烧室外表面喷涂高辐射涂层(8)。2.根据权利要求1所述的一种铼铱燃烧室的制备方法,其特征在于:所述步骤(1)中制备铼燃烧室基体采用的成型模具包括芯模(3)和包套(4),所述芯模(3)和包套(4)的形状与待制备的铼燃烧室基体(5)的形状相匹配,芯模(3)置于包套(4)内部,在芯模(3)与包套(4)之间形成装粉区(10),此外在成型模具两端的芯模(3)上形成台阶结
\t构,所述芯模(3)的材料为铌钨合金。3.根据权利要求2所述的一种铼铱燃烧室的制备方法,其特征在于:采用成型模具制备铼燃烧室基体(5)后,采用机加工方法去除包套(4)和芯模(3),保留芯模(3)中的部分台阶,使得铼燃烧室基体与芯模(3)中的部分台阶一体成型,实现铼燃烧室两端的铼铌一体成型。4.根据权利要求1~3之一所述的一种铼铱燃烧室的制备方法,其特征在于:所述步骤(1)中粉末冶金成形工艺包括前期成形工艺和后续热处理工艺,其中前期成形工艺的工艺条件为:温度130...
【专利技术属性】
技术研发人员:徐方涛,贾文军,李海庆,张绪虎,石刚,
申请(专利权)人:航天材料及工艺研究所,中国运载火箭技术研究院,
类型:发明
国别省市:北京;11
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