[发明专利]固体火箭发动机燃气调节器蝶形阀门的制造方法

说明书

本发明涉及一种固体火箭发动机燃气调节器蝶形阀门的制造方法，它包括步骤1：混合粉体制备；步骤2：编织体制备；步骤3：编织体预处理：步骤4：先驱体配置；步骤5浸渍；步骤6：固化、加压裂解；步骤7：致密化；步骤8：机加工。本发明所制备的固体火箭发动机燃气调节器蝶形阀门密度为2.5～2.8g/cm3，仅为钨合金(16～18g/cm3)的1/6，大大降低了流量调节器质量，有效提升发动机推重比。

技术领域

本发明涉及航天系统发动机部件的制备技术领域，具体涉及一种固体火箭发动机燃气调节器蝶形阀门的制造方法。

背景技术

固体火箭发动机具有比冲高、体积小、重量轻、结构紧凑、工作可靠、成本较低等优点。为保证发动机具有最佳的工作性能和良好的推力调节能力，固体火箭发动机应进行燃气流量调节。

目前的流量调节阀通常采用的构型有柱塞滑阀、旋转凸轮阀、旋转盘阀、锥阀等多种。为能够抵抗发动机燃气流的高温及粒子冲刷，常用阀门阀芯及转轴为耐高温金属材料。专利号为201610264243.5的中国发明专利公开了一种燃气调节阀旋转凸轮阀阀芯与转轴分别采用钨合金材料。专利号为201310345207.8的中国发明专利公开了一种燃气调节阀锥阀采用钨渗铜材料。这些专利所采用的耐高温金属材料密度大，所制备阀门质量大，不利于发动机性能的进一步提高。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术中存在的问题，提出一种固体火箭发动机燃气调节器蝶形阀门的制造方法，该阀门的质量较轻，能有效提升发动机推重比。

为解决上述技术问题，本发明公开的一种固体火箭发动机燃气调节器蝶形阀门的制造方法，其特征在于，它包括如下步骤：

步骤1：混合粉体制备，将质量百分比为10～20％的聚碳硅烷、30～40％的ZrC纳米粉、10～20％的SiC纳米粉和20～50％的二甲苯混合后(这个比例能保证各组分充分混合，所制备的混合粉末均匀性好，充分发挥各粉末的性能优势)，球磨，烘干得到混合粉末；

步骤2：编织体制备，使用针刺缝合工艺将碳布与网胎编织加工成平板或仿形编织体，在编织加工的过程中，所述编织体中每层网胎内加入所述混合粉末；

步骤3：编织体预处理，将编织体置于丙酮中洗涤后烘干，再通过化学气相渗透工艺对编织体进行热解碳及碳化硅镀层制备；

步骤4：先驱体配置，将质量百分比为30～40％含锆树脂、20～30％的聚碳硅烷、30～50％的二甲苯按混合，搅拌均匀后得到先驱体溶液(这个比例既能保证有良好的转化率，同时又有适当的粘度，保证浸渍效果)；

步骤5：浸渍，将步骤3处理后的编织体置于含有先驱体溶液的真空浸渍罐中，真空、振动浸渍得到坯体；

步骤6：固化、加压裂解，将步骤5处理后的坯体置于烘箱中固化，再将固化后的坯体置于气氛炉中，再保护气氛下加压裂解；

步骤7：致密化，重复步骤5和步骤6的浸渍、固化和裂解工艺，当坯体的增重量小于步骤6处理后的坯体质量的1％后(每重复一轮步骤5/6质量都会增加，这里增重量小于1％指的是比上一轮裂解后质量的1％，比如重复3轮裂解后的质量为100g，重复第4轮裂解后质量为100.8g，增重量为0.8g，小于第3轮裂解后100g的1％，就不进行第5轮重复)，停止浸渍裂解(增重量小于1％说明材料内部已基本没有空隙，材料已经比较致密了，不需要继续重复浸渍，固化、裂解了)；

步骤8：机加工，将经过步骤7的坯体按固体火箭发动机燃气调节器蝶形阀门相应尺寸进行机加工得到固体火箭发动机燃气调节器蝶形阀门。

所述步骤1中，ZrC粉的粒径为1～10um，所述SiC粉的粒径为1～10um(这个尺寸范围内的粉再后续过程添加过程中易分散，太小会团聚变大，太大增强效果又会降低)。