一种航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件及制造方法技术

本发明专利技术公开了一种航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件及制造方法，属于航天发动机及高温密封材料领域。本发明专利技术所述的高温往复密封件最内层为容重小、高温隔热性强、弹性好的氧化硅耐高温纤维毡，中间层为抗疲劳、抗辐射、抗氧化和耐腐蚀的镍基高温合金金属丝网，最外层为高模高强、耐高温、耐腐蚀、和高温抗氧化性好的氧化铝长纤维编织套管，利用三层嵌套的结构设计，将三种不同材料的优异性能结合在一起。本发明专利技术所述的航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件的回弹率＞50％，伸缩率＞20％，泄漏量＜3.0g/(m

【技术实现步骤摘要】
一种航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件及制造方法


[0001]本专利技术涉及一种航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件及制造方法，属于航天发动机及高温密封材料领域。

技术介绍

[0002]发动机是航天飞行器的心脏，而尾喷管是航天飞行器发动机的重要组成部分之一，而耐高温隔热密封材料是航天飞行器喷管热防护系统的重要组成部分。要使得航天飞行器顺利升空，对尾喷管的密封技术及所用的密封材料至关重要。例如，美国X
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51A高超声速试验飞行器在首飞试验中就是因为发动机与尾喷管之间的密封泄漏导致无法达到预定马赫数，而坠落至太平洋，引发事故。目前，尾喷管密封技术多为密封片结构。它是尾喷管构件单元体的重要零部件，与调节片、连接件、短杆扥共同控制尾喷管的收放运动。可见，密封片发生失效故障，将会严重影响发动机的整体性能和可靠性。传统动密封结构，由于采用了橡胶密封圈，难以承受高温，制作密封圈的耐热氟橡胶短期承受温度仅300℃。另外还有金属制作的空心管以及O型圈，具有耐高温，回弹性好，但这种结构不能同时具备隔热效果。
[0003]发动机尾喷管密封结构不仅要满足1100～1371℃高温和0.7MPa高压环境下的服役要求，还要具备良好的抗氧化和抗氢脆能力。除此之外，为延长其寿命、提高安全性以及节约成本，密封结构还应满足可重复可循环使用的要求。因此，如何设计制备一种航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件是目前亟待解决的问题。

技术实现思路

[0004]【技术问题】
[0005]目前，航天发动机喷管密封结构采用橡胶等非金属材料受环境影响大，失效寿命短；采用纯金属材料寿命长，但质量大，有效负载低；采用陶瓷材料脆性大，柔韧性、超塑性和可加工性差。
[0006]因此，如何在满足基本服役要求的同时，规避以上三种材料的缺点而结合它们的优点，专利技术一种航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件是发动机密封结构研究的当务之急。
[0007]【技术方案】
[0008]针对新型航天发动机喷管密封面临的高温、高压力差、往复运动等极其恶劣的工况，传统的热密封结构已达到极限。本专利技术提出了一种满足服役要求的航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件及制造方法。
[0009]为解决上述问题，本专利技术采用氧化铝长纤维编织套、高温镍基合金金属丝套和氧化硅高温棉(氧化硅耐高温短纤维毡)内芯三层嵌套的结构，专利技术了一种航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件。
[0010]氧化铝长纤维与碳纤维、碳化硅纤维等非氧化物纤维相比，不仅具有高模量、高强度、耐高温、耐腐蚀、电绝缘性以及很好的高温抗氧化性等优异性能，而且生产工艺简单、对
设备和生产条件要求不高、成本较低，非常适合作为高温防摩擦磨损材料；高温镍基合金是能在600～1200℃以上的高温及一定应力作用下长期工作的一类金属材料，并具有较高的高温强度、良好的抗氧化和抗热腐蚀性能、良好的疲劳性能和和易加工等综合性能，能够制造出各种形状复杂的零部件，在航天宇航领域获得了极为广泛的应用；氧化硅耐高温短纤维毡具有容重小，导热系数低、弹性好等特点，非常适合作为各种高温隔热、密封和填缝材料。因此，本文专利技术的航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件很好的结合了以上三种材料的优异性能，可完美满足航天发动机密封结构材料的服役要求，未来有望在该领域得到广泛关注与应用。
[0011]本专利技术的第一个目的是提供一种航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件，所述密封件采用氧化铝长纤维、高温镍基合金金属丝和氧化硅高温棉组成的内芯三层嵌套的结构，其中，密封件从里到外依次为氧化硅高温棉、高温镍基合金金属丝和氧化铝长纤维。
[0012]进一步地，先将氧化硅高温棉制成芯模；然后在芯模上织造金属丝网；最后在填充有高温棉的金属丝网上直接编织氧化铝纤维编织套。
[0013]进一步地，所述高温棉为氧化硅耐高温短纤维毡，可采用溶液
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凝胶法和静电纺丝法相结合的方式制得。
[0014]进一步地，所述高温镍基合金金属丝的直径为0.05～16mm。
[0015]进一步地，所述氧化铝纤维编织套是由氧化铝连续长纤维编织而成，纤维细度的范围为55
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400Tex。编织时，2～3股纱线加捻(捻度60
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120捻/米)成辫，2～3辫合股成股，编织角45
°
～60
°
(与中心线夹角)，编织锭子数8～128锭。
[0016]进一步地，所述氧化铝纤维的制备方法包括：溶胶
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凝胶法、浸渍法、熔融纺丝法等。
[0017]本专利技术的第二个目的是提供一种航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件的制备方法，所述方法是先将氧化硅高温棉制成芯模；然后在芯模上织造金属丝网；最后在填充有高温棉的金属丝网上直接编织氧化铝纤维编织套，得到密封件。
[0018]进一步地，所述氧化硅耐高温高温棉采用溶液
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凝胶法和静电纺丝法相结合的方式制得。
[0019]进一步地，所述金属丝网直径为0.05～16mm的高温镍基合金金属丝经针织或编织的方式制得。
[0020]进一步地，所述氧化铝纤维编织套是由氧化铝连续长纤维编织而成，纤维细度的范围为55
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400Tex。编织时，2～3股纱线加捻(捻度60
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120捻/米)成辫，2～3辫合股成股，编织角45
°
～60
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(与中心线夹角)，编织锭子数8～128锭。
[0021]进一步地，所述氧化铝纤维的制备方法包括：溶胶
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凝胶法、浸渍法、熔融纺丝法等。
[0022]本专利技术的第三个目的是提供一种含有上述密封件的产品。
[0023]本专利技术的第四个目的是提供一种上述密封件在航天飞行器和汽车工业等领域的应用。
[0024]本专利技术的有益效果：
[0025](1)本专利技术采用的氧化铝纤维和氧化硅纤维都是轻质纤维状耐火材料，具有质量轻、导热性好、耐高温、热稳定性好和耐机械振动等优异性能。
[0026](2)本专利技术采用编织或机织技术来处理氧化铝纤维和高温镍基合金金属丝，具有质轻高强、富有弹性、结构牢固和可设计性强等特点。
[0027](3)本专利技术通过三层嵌套的结构设计，很好地结合了三种不同材料的优异性能，可完美满足航天发动机密封结构材料的服役要求，未来有望在该领域得到广泛关注与应用。
[0028](4)本专利技术制备的航天喷管用柔弹性编织高温往复密封件在进行发动机密封结构的密封性测试实验中发现：(1)密封件在常温和高温条件下均具有良好的回弹性和伸缩性(回弹率＞50％，伸缩率＞20％)，能够满足高温要求；(2)密封件泄漏量均随着压力的增加逐渐变大，试验中在300KPa时泄漏量达到最大，但仍满足密封性要求(泄漏量＜2.49438g/(m
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s))，且强于使用其他材料时的密封性。因此可以满足1100～1371℃高温和0.7MPa高压环境下的服役要求，且具备本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种密封件，其特征在于，所述密封件采用氧化铝长纤维、高温镍基合金金属丝和氧化硅高温棉组成的内芯三层嵌套的结构，其中，密封件从里到外依次为氧化硅高温棉、高温镍基合金金属丝和氧化铝长纤维。2.根据权利要求1所述的密封件，其特征在于，所述高温镍基合金金属丝直径为0.05～16mm。3.根据权利要求1或2所述的密封件，其特征在于，所述氧化铝纤维细度的范围为55
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400Tex。4.一种制备权利要求1
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3任一项所述的密封件的方法，其特征在于，所述方法是先将氧化硅高温棉制成芯模；然后在芯模上织造金属丝网；最后在填充有高温棉的金属丝网上直接编织氧化铝纤维编织套，得到密封件。5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，所述氧化硅耐高温高温棉采用溶液
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凝胶法和静电纺丝...

【专利技术属性】
技术研发人员：张典堂，赵马娟，马莹，孙洁，程洁洁，张金平，
申请(专利权)人：江南大学，
类型：发明
国别省市：