【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及先进制造领域，尤其涉及一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法。
技术介绍
1、由于质轻、耐高温烧蚀等优点，c/sic陶瓷基复合材料被认为是实现姿轨控发动机推力室喷管轻量化的理想材料。目前国内外姿轨控发动机推力室已经逐步采用陶瓷作为喷管材料，但是推力室头部喷注器通常由合金材料制成，难以实现头部和喷管的整体加工。
2、这是因为陶瓷与金属的原子结合方式、热膨胀系数、热导率、导电性、微观结构等方面不同，以至于二者连接存在一定困难。此外，随着高性能液体火箭姿轨控发动机对推力室室压需求的不断提升，发动机工作过程中喷管承受的热流密度和压力进一步增加，陶瓷喷管与金属头部的连接成为限制液体火箭发动机推力室室压提升的重要因素。
3、当前姿轨控发动机推力室陶瓷身部与金属合金头部之间主要采用瞬间液相扩散钎焊方法连接，但这种方法实现的陶瓷-金属的连接强度还无法满足高性能发动机的性能要求，其存在残余应力大、连接强度低等问题。要实现发动机比冲和室压等性能的提升，亟需解决陶瓷喷管与金属头部的高强连接问题。
技术实现思路
1、本专利技术解决的技术问题是：为克服现有技术的不足，提供了一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，降低残余应力，提高连接强度。
2、本专利技术的技术解决方案是：提供一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，对sic陶瓷身部进行结构设计后，在身部的表面对连接层进行结构设计，使所述连接层具有多元排列结构；
3、根据设计的sic陶
4、向连接层镀覆合金膜，对镀覆合金膜后的连接层进行真空烧结、脱氢烧结；再将陶瓷身部和连接层结合体放入psb粉末中，在连接层上成型得到金属合金头部蜡膜；对金属合金头部蜡膜进行处理，获得合金头部和sic陶瓷身部一体化的推力室坯体。
5、进一步，连接层的多元排列结构为锯齿状结构或多层骨架结构或异形交错结构。
6、进一步，对身部和连接层蜡膜进行处理的过程包括：制备sic陶瓷浆料；将sic陶瓷浆料灌至身部和连接层蜡膜中，浆料固化后进行冷冻干燥和真空热解，获得陶瓷胚体；对陶瓷坯体进行热等静压烧结，得到身部和连接层结合体。
7、再进一步，所述浆料包括陶瓷颗粒、交联剂及分散剂，陶瓷颗粒纯度≥99.99％，粒径为5-20μm，交联剂为亚甲基双丙烯酰胺，添加量为总质量的1-5wt.％，分散剂为四甲基氢氧化铵溶液，添加量为总质量的0.2-1wt.％。
8、冷冻干燥的冷冻温度为-40℃～-50℃，冷冻时间为5h～6h，真空热解的过程按照2℃/min的速度缓慢升温至560～620℃，在560～620℃保温50～80min。
9、压力为18～24mpa，烧结温度为1450～1550℃。
10、进一步，对连接层胚体镀覆合金磁控溅射的靶材为ni-ti合金，真空烧结温度980～1050℃，时间25～35min，脱氢烧结温度为820～860℃，保温时间85～100min。
11、进一步，对金属合金头部蜡膜进行处理的过程包括：在金属合金头部蜡模外表面制备型壳；对蜡模进行脱蜡，对脱蜡后的型壳进行焙烧；使用合金液对型壳进行熔炼浇注。
12、再进一步，型壳的粘结剂为硅溶胶，粘度为38-55s，面层材料及过渡材料为锆英砂，砂粒目数为80/100目，背层材料为莫来石砂，目数为200目。
13、在温度为160-180℃，保压压力为0.55-0.70mpa条件下，保压时间为8-12min后进行脱蜡，焙烧温度为980-1020℃，焙烧时间≥4小时。
14、熔炼浇注时，合金液化清后先升温至1500-1530℃进行精炼，然后再降温至浇注温度1450±5℃，过程中保持真空度＜7.5×10-2torr(10pa)。
15、本专利技术与现有技术相比的优点在于：本专利突破了传统的姿控发动机推力室金属头部和陶瓷身部的扩散钎焊连接，通过光固化成形和凝胶注模，制备出强韧化sic陶瓷身部，通过在陶瓷表面镀覆连接层，在连接层上进行熔模精密铸造，实现了推力室金属头部和陶瓷身部的高可靠连接。
16、(1)连接层复杂的结构为陶瓷和金属的连接提供了更多的界面，提高结合的稳定性；
17、(2)将陶瓷连接层的结构与头部金属冶金结合，可以将部分裂纹分散至微细结构上，抑制宏观裂纹的扩展；
18、(3)可以通过调控连接层的厚度来适应不同的陶瓷与金属的匹配，从而抑制蠕变裂纹；
19、(4)提高了头部和身部连接的疲劳性能，适应姿控发动机高性能、多次点火的需求。
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1.一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于包括：
2.根据权利要求1所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，连接层的多元排列结构为锯齿状结构或多层骨架结构或异形交错结构。
3.根据权利要求1所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，对身部和连接层蜡膜进行处理的过程包括：制备SiC陶瓷浆料；将SiC陶瓷浆料灌至身部和连接层蜡膜中，浆料固化后进行冷冻干燥和真空热解，获得陶瓷胚体；对陶瓷坯体进行热等静压烧结，得到身部和连接层结合体。
4.根据权利要求3所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，所述浆料包括陶瓷颗粒、交联剂及分散剂，陶瓷颗粒纯度≥99.99％，粒径为5-20μm，交联剂为亚甲基双丙烯酰胺，添加量为总质量的1-5wt.％，分散剂为四甲基氢氧化铵溶液，添加量为总质量的0.2-1wt.％。
5.根据权利要求3所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，冷冻干燥的冷冻温度为-40℃～-50℃，冷冻时间为5h～6h，真空热解的过程按照2℃/
6.根据权利要求3所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，压力为18～24MPa，烧结温度为1450～1550℃。
7.根据权利要求1所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，对连接层胚体镀覆合金磁控溅射的靶材为Ni-Ti合金，真空烧结温度980～1050℃，时间25～35min，脱氢烧结温度为820～860℃，保温时间85～100min。
8.根据权利要求1所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，对金属合金头部蜡膜进行处理的过程包括：在金属合金头部蜡模外表面制备型壳；对蜡模进行脱蜡，对脱蜡后的型壳进行焙烧；使用合金液对型壳进行熔炼浇注。
9.根据权利要求8所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，型壳的粘结剂为硅溶胶，粘度为38-55s，面层材料及过渡材料为锆英砂，砂粒目数为80/100目，背层材料为莫来石砂，目数为200目。
10.根据权利要求8所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，在温度为160-180℃，保压压力为0.55-0.70MPa条件下，保压时间为8-12min后进行脱蜡，焙烧温度为980-1020℃，焙烧时间≥4小时。
11.根据权利要求8所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，熔炼浇注时，合金液化清后先升温至1500-1530℃进行精炼，然后再降温至浇注温度1450±5℃，过程中保持真空度＜7.5×10-2Torr(10Pa)。
...【技术特征摘要】
1.一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于包括：
2.根据权利要求1所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，连接层的多元排列结构为锯齿状结构或多层骨架结构或异形交错结构。
3.根据权利要求1所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，对身部和连接层蜡膜进行处理的过程包括：制备sic陶瓷浆料；将sic陶瓷浆料灌至身部和连接层蜡膜中，浆料固化后进行冷冻干燥和真空热解，获得陶瓷胚体；对陶瓷坯体进行热等静压烧结，得到身部和连接层结合体。
4.根据权利要求3所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，所述浆料包括陶瓷颗粒、交联剂及分散剂，陶瓷颗粒纯度≥99.99％，粒径为5-20μm，交联剂为亚甲基双丙烯酰胺，添加量为总质量的1-5wt.％，分散剂为四甲基氢氧化铵溶液，添加量为总质量的0.2-1wt.％。
5.根据权利要求3所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，冷冻干燥的冷冻温度为-40℃～-50℃，冷冻时间为5h～6h，真空热解的过程按照2℃/min的速度缓慢升温至560～620℃，在560～620℃保温50～80min。
6.根据权利要求3所述的一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，其特征在于，压力为18～24mpa，烧结温度为1450～1550℃...
【专利技术属性】
技术研发人员：吴晓明，王琳，卢博，李善丁，纪艳卿，王玉，
申请(专利权)人：西安航天发动机有限公司，
类型：发明
国别省市：
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