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：