[发明专利]一种铼铱-碳碳发动机推力室及其集成制备方法

说明书

本发明涉及一种铼铱‑碳碳发动机推力室及集成制备方法，所述的推力室从内至外依次为铱涂层、铼过渡层和碳碳复合材料；所述的铱涂层的厚度范围为50‑150μm，铼过渡层厚度范围为0.8‑1.5mm，碳碳复合材料厚度为2‑6mm，本发明是从铼铱‑碳碳发动机推力室的特点出发，采用一种“由内向外”的制备工艺路线。本发明适应性强，可重复性高，能够降低成本，提高生产效率。

技术领域

本发明涉及一种铼铱-碳碳发动机推力室集成制备方法。主要用于高性能轻质化铼铱-碳碳发动机推力室的制备领域。

背景技术

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高达2700℃，采用内壁面液膜主动冷却技术其内壁面温度仍然高于1000℃。为保证发动机推力室的高温强度要求，必须采用难熔金属(W、Mo、Ta、Nb、Re等)或金属铂作为身部材料，但是这些材料的高温抗氧化性能很差，如铌合金在600℃以上就会发生灾难性氧化，不能直接面对燃烧时的富氧环境，因此必须在身部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始于20世纪50年代，至今形成了多类材料体系，已在型号应用的主要包括：铌铪合金涂覆硅化物涂层，铌钨合金涂覆硅化物涂层，铂基材涂覆铑涂层以及铼基材涂覆铱涂层。上述材料体系应用于发动机推力室，其长时工作(一般指2万秒以上)的最高温度上限依次提高，分别为1370℃、1600℃、1750℃、2200℃。因此，铼铱材料是目前性能最优的发动机推力室材料，以美国的R-4D-16发动机为例，其推力为445N，发动机比冲可达到325s以上，较铌铪合金推力室提高了20s，可大幅延长卫星寿命或提高有效载荷或增大武器射程，具有极其显著的军事意义和经济价值。铼铱材料发动机具备优异性能的同时，也存在一个显著的弱点，即铼、铱的密度均高达21g/cm3，导致推力室重量增加。

发明内容

本发明解决的技术问题是：提出了一种铼铱-碳碳发动机推力室及其集成制备方法。

本发明解决技术的方案是：

一种铼铱-碳碳发动机推力室，所述的推力室从内至外依次为铱涂层、铼过渡层和碳碳复合材料；根据发动机推力室使役工况特点确定铱涂层、铼过渡层和碳碳复合材料的厚度。铱涂层的厚度范围为50-150μm，铼过渡层厚度范围为0.8-1.5mm，碳碳复合材料厚度为2-6mm。

一种铼铱-碳碳发动机推力室集成制造方法，步骤如下

(a)机械加工芯模

根据发动机推力室的内型面，设计芯模的加工尺寸，采用机械加工工艺分别加工燃烧室段石墨芯模和延伸段石墨芯模。

(b)沉积预处理

对燃烧室段石墨芯模进行沉积铱涂层前的预处理，具体工艺为：在芯模外表面沉积厚度为几十微米的过渡铼层。

(c)电弧沉积工艺制备高温抗氧化铱涂层

采用如下步骤在芯模外表面沉积铱涂层：

1)采用锻造或铸造工艺加工铱(99.9at.％)阴极靶材，除油后安装在电弧沉积设备上，作为阴极；

2)将预处理后的芯模除油酸洗，烘干后放在真空室支架上，芯模作为阳极；

3)真空室抽真空，真空表压≤1.33×10^-2Pa以下开始沉积铱涂层，弧电流为50～70A，线圈电流1～10A，沉积时间以实际需要为准，保证铱涂层的厚度在设定范围内；

4)铱涂层沉积完成后，芯模随真空室冷却至50℃以下后，打开真空室取出芯模。

(d)化学气相沉积制备过渡铼层

化学气相沉积工艺制备铼层选用的前躯体为五氯化铼，采用如下步骤在镀铱芯模外表面沉积铼层：