火箭发动机材料.docx

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1、宇航科学与技术进展课程论文姓名：XXX学号：XS时间：2023 年 6 月宇航科学与技术进展课程论文火箭发动机材料航天科学与工程学院XXX摘 要：火箭发动机是运载火箭和的主要动力装置，在航天领域有着格外广泛的用途。由于其工作时处于高温、高压的恶劣环境，再加之航天活动对轻质、强度和牢靠性的苛刻要求，使得火箭发动机材料争论成为一个格外重要的课题。火箭发动 机主要分为固体火箭发动机和液体火箭发动机，本文主要介绍固体火箭发动机的材料， 尤其是其中壳体和喷管所用的材料。同时也对液体火箭发动机材料做一简介。关键词：火箭发动机 金属材料 复合材料1 固体火箭发动机材料固体火箭发动机主要用作火箭弹、和探空火箭

2、的发动机，以及航天器放射和飞机起飞的助推发动机。1.1 固体火箭发动机简介固体火箭发动机是使用固体推动剂的化学火箭发动机。常用的固体推动剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚。固体火箭发动机主要由药柱、燃烧室壳体、喷管组件和点火装置等四局部组成。药柱是由推动剂与少量添加剂制成的中空圆柱体中空局部为燃烧面，置于燃烧室中。在推动剂燃烧时，燃烧室须承受 25003500的高温存 1022107Pa 的高压，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒装黑火药或烟火剂组成，通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火

3、燃药柱。喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了把握推力方向，常与推力向量把握系统组成喷管组件，该系统能转变燃气喷射角度，从而实现推力方向的转变。药柱燃烧完毕，发动机便停顿工作。由于固态火箭燃料不需要贮箱、阀门、泵、管路等简洁装置，因此在构造上固态火箭发动机比液态火箭发动机要简洁很多。由于固体推动剂装药成型后，可以放在发动机壳体中长期贮存，随时处于待命状态，因此在需要使用的场合，固态火箭发动机的反响和预备时间较短。此外，固态火箭发动机没有管线或者是加压设备，对于外界的震荡或者是碰撞的忍耐程度比液态火箭发动机要高。固体火箭发动机的缺点是比冲小，一般比冲在 250300 秒。由于固态火箭发动机的燃料的

4、量与型态是固定的，要任凭借由调整燃料与氧化剂的量来把握推力格外困难，燃料一但开头作用，假设是中断燃烧的过程，很难重点燃，因此固态火箭发动机多半使用在推力需求较为固定，一经启动就不需要停顿的设计上面。在设计上需要依靠准确的外形和燃料颗粒来把握燃烧的速度和产生的推力。1.2 固体火箭发动机壳体材料在固体火箭发动机壳体既是推动剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或的弹体， 因此，在进展发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个根本原则：6a. 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的力气是衡量其技术水平的首要指标；b. 发动机壳体是整体构造的一局部，所以又要求壳体具有适当构造刚度；

5、c. 作为航天产品，不仅要求构造强度高，而且要求材料密度小；d. 发动机点火工作时，壳体将受到来自内部燃气的加热，而壳体构造材料，尤其是壳体构造复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体构造材料时， 不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。截至目前，固体火箭发动机壳体材料大体经受了四代进展过程，第一代为金属材料；其次代为玻璃纤维复合材料；第三代为有机芳纶复合材料；第四代为高强中模碳纤维复合材料。（1） 金属材料金属材料是固体火箭发动机壳体早期使用的材料，其中主要是高强度钢、钛合金。其优点是本钱低、工艺成熟、便于大批量生产，特别是后来在

6、断裂韧性方面有了重大突破，因此即便型复合材料进展快速，但在质量比要求不格外苛刻的发动机上仍大量使用。冷静器特性系数容器特性系数是固体火箭发动机壳体设计的重要性能参数， 容器特性系数=PV/W，单位为 km，P 是爆破压强，V 是壳体容积，W 是壳体重量 来看，金属材料壳体的特性系数都很低，超高强度钢通常为 5km8km，钛合金也只有 7km11km，远不能满足先进固体发动机的要求，因此壳体复合材料化将是大势所趋。（2） 玻璃纤维复合材料利用纤维缠绕工艺制造固体发动机壳体是近代复合材料进展史上的一个重要里程碑。这种缠绕制品除了具有复合材料共有的优点外，由于缠绕构造的方向强度比可依据构造要求而定，

7、因此可设计成能充分发挥材料效率的构造，其各部位载荷要求的强度都与各部位材料供给的实际强度相适应，这是金属材料所做不到的。因此这种构造可获得同种材料的最高比强度，同时它还具有工艺简洁、制造周期短、本钱低等优点。固体火箭发动机壳体使用的第一代复合材料是玻璃纤维复合材料。第一个成功的范例是 20 世纪 60 年月初期的“北极星 A2”发动机壳体，它比“北极星 A1” 的合金钢壳体重量减轻了 60%以上，本钱降低了 66%。然而，玻璃钢虽然具有比强度较高的优点，但它的弹性模量偏低，仅有0.6105MPa单向环。这是由于复合材料中供给主要模量分数的高强 2#玻璃纤维的弹性模量太低0.85105MPa，只

8、是钢的2/5的缘由，这一缺点引起发动机工作时变形量大，其应变一般为 1.5%，甚至更大， 而传统的金属壳体的应变一般小于 0.8%。这样大的变形量会给总体带来很多不利因素；为了保证壳体的构造刚度，不得不增加厚度，从而造成强度富有，消极重量增加等。（3） 有机芳纶复合材料为了满足高性能火箭发动机的高质量比要求战略发动机质量比要求在 0.9 以上，某些航天发动机的质量比已到达 0.94，必需选用同时具有高比强度和高比模量的先进复合材料作为壳体的其次代材料，逐步取代玻璃纤维复合材料。60 年月， 美国杜邦公司首先对芳纶纤维进展了探究性争论，1965 年获得突破性进展。其研制的“芳香族聚芳酰胺”高性能

9、纤维商品名为 Kevlar于 1972 年开头了工业化生产。继美国杜邦公司开发芳纶纤维之后，俄罗斯、荷兰、日本及中国等也相继开发了具有各自特色的一系列芳纶纤维。表 1 列出了几种典型的航天用芳纶纤维力学性能。表 1 芳纶纤维的主要力学性能/kgm-3/MPa/GPa率/%/m芳纶 I146528721761.8-芳纶 II144633591212.85-Kevlar-49145036201202.511.9Kevlar-12914403380833.312Kevlar-149147034501721801.81.912TWARON14403150803.312TECHNORA139030007

10、04.412APMOC145041164905142.233.51417CBM1450392041201271323.54.51215国别纤维名称密度拉伸强度拉伸模量 断裂延长 纤维直径中国美国荷兰日本俄罗斯对于一样尺寸的发动机壳体，Kevlar49 与高强 2#玻璃纤维相比，Kevlar49 复合材料容器效率提高近 1/3，重量减轻 1/3 以上，同时，Kevlar49 与高强 2#玻璃纤维相比，Kevlar49 复合材料容器环向应变削减 35%，纵向应变削减26.4%，轴向伸长削减30.7%径向伸长削减 33.8%，其刚度大为提高。（4） 高强中模碳纤维复合材料80 年月以来，碳纤维在力学

11、性能方面取得重大突破，它的比强度、比模量跃居 各先进纤维之首。固体火箭发动机壳体要求复合材料具有高的比强度、比模量和断裂 应变。拉伸模量为 265320GPa，拉伸强度在 5GPa 左右，断裂延长率约为 1.7%的高强中模碳纤维是抱负的壳体增加材料，因而近年来各国都在大力开发高强中模碳纤维。表 2 列出了几种典型的航天用高强中模碳纤维力学性能。国别纤维名称密度拉伸强度拉伸模量断裂延长 纤维直径/台湾美国日本表 2高强中模碳纤维主要力学性能TC06K33/gcm-31.8/MPa3.45/GPa230率/%-m7.0T 401.815.652901.85.1IM71.775.33031.85.0

12、T3001.753.532351.57.0T7001.84.92302.1-T10001.86.372942.2-碳纤维复合材料壳体容器特性系数 PV/W 值是 Kevlar49/环氧的 1.31.4 倍，可使壳体重量再度减轻 30%，使发动机质量比高达 0.93 以上。另外，碳纤维复合材料还具有有机纤维/环氧所不及的其它优良性能：比模量高，热胀系数小、尺寸稳定性好，层间剪切强度及纤维强度转化率都较高，不易产生静电聚拢，使用温度高、不会产生热失强，并有吸取雷达波的隐身功能。1.3 固体火箭发动机喷管材料固体发动机喷管属于非冷却型，工作环境极其恶劣。特别是喉部的高温、高压二相流燃气的机械冲刷、化

13、学侵蚀和热冲击格外严峻，材料选择是现代固体火箭推动的重大关键技术。早期的喷管多使用复合型构造，即以金属或高强度玻璃钢为构造材料， 高熔点金属或优质石墨为耐热吸热材料，烧蚀型增加塑料为绝热材料。其构造简洁， 协作界面多，质量大，工艺周期长，也增加了不行靠度。80 年月以来,进展高性能固体发动机的主攻方向由“高能”转向“轻质、可控”，对降低喷管质量的要求格外迫切。性能优异的多向编织碳/ 碳材料的消灭，从根本上解决了这个冲突，实现了喷管技术的飞跃，表 3 列出几种先进固体发动机喷管材料应用状况。表 3先进固体发动机喷管材料应用发动机美国惯性顶级SRM2美国星系发动机STAR62美国侦察兵火箭第三级西

14、欧阿里安-5 火箭助推器 西欧远地点发动机 MAGE II中国通讯卫星远地点发动机法国 M4各级美国 MX 各级美国侏儒各级前苏 SS-24其次级（1） 碳/ 碳复合材料喉衬1. 9-2D C/ C3D C/ C2D C/ C-1. 88CT/ P-1. 75CT/ P-2D C/ C2D C/ C1. 80CT/ P-CT/ P-1. 881. 92CT/ P 2D C/ C2D C/ C-3D 细编C/ C细编C/ C1. 96CT/ P2D C/ C3D C/ C材料密度/ gcm-3 3D C/ C4D C/ C4D C/ C3D 细编C/ C 4D C/ C整体毡C/ C 4D C/

15、 C3D C/ C3D C/ C CF/ PG扩张段材料延长出口锥材 料碳/ 碳复合材料是一种碳纤维增加碳基体复合材料，它具有一系列优异性能,特别适于固体发动机喷管应用。其抗拉强度是高强石墨的 38 倍，模量是 712 倍； 抗热震性能优良；耐烧蚀性强而均匀,且可预示性能特别好；性能可设计性突出；便于制成大型、简洁外形的产品，因而为整体式喷管制造了条件。承受碳/ 碳材料后大大地简化了喷管设计，喷管质量减轻 30 % 50 %，已成为固体发动机喷管喉衬的首选材料，应用格外普遍。高性能发动机的喷管出口锥也渐渐趋向于使用碳/ 碳材料， 可延长锥则根本上都使用碳/ 碳材料，多数是以人造丝为前驱体的 2

16、D 碳/ 碳，典型的发动机是美国的“星”系列上面级，已进展了数百次实际飞行。这种编织物层间剪切强度低，与喉衬间要通过 3D 碳/ 碳连接件进展连接,并由 3D 碳/ 碳件供给所需的刚度。碳/ 碳复合材料进展方向将是进一步提高性能和降低本钱。提高性能包括原材料改进、型编织技术和浸渍致密化工艺的开发。近年来还提出了在碳/ 碳材料表层涂覆难熔碳化物 HfC ,TaC ,SiC ,NbC 等技术。HfC 和 TaC 熔点高达 3880 和 3 890 ,是材料中最高的,涂层后可望大大降低碳/ 碳材料烧蚀率,实现高的可预示性，承受更高燃气温度或更长工作时间。降低本钱是碳/ 碳材料普及应用的一个重要因素，

17、主要是致密工艺的改进。目前已开发的强制热梯度化学气相渗透工艺、快速致密工艺、等离子气相沉积工艺，以及使用型高残碳率树脂前驱体等均显示了较好的效果。此外，降低本钱还可以从提高工艺质量入手，美国大湖复合材料财团通过准确把握预制增加件的碳棒直径，使固体发动机碳/ 碳喷管编织工艺时间缩短 11 %，本钱降低 15 %20 % 。（2） 烧蚀防热材料尽管碳/ 碳材料日趋普及,但碳/ 酚醛、高硅氧/酚醛类烧蚀防热材料在固体发动机喷管中仍不乏使用，主要用在象喷管扩张段一类受热流强度稍低的部件上，美国航天飞机助推器甚至在喷管喉衬也使用碳/ 酚醛材料，主要依据是本钱低。国外典型的碳/ 酚醛材料有 FM5055、

18、MX4957A 等牌号，所用酚醛树脂多以 Ba (OH) 2 、NH4OH 等为催化剂合成。酚醛树脂耐烧蚀性优良，但重现性不好，烧蚀可预示性差，尽管至今尚未觉察因此而导致飞行失败的案例，但这方面缘由造成过度烧蚀的例子则是屡见不鲜。烧蚀特别的缘由主要是酚醛热解时逸出气体过量，再加上酚醛亲水性强和缩聚时生成的水都会降低层间承载力气和树脂玻璃化温度。酚醛树脂典型的改性途径是共聚改性，包括引进氰基、硼元素、芳环有机硅，以及承受二苯醚甲醛树脂、芳烷基甲醛树脂等，都有确定作用。聚芳基乙炔(PAA) 是一种极具潜力、最有可能代替酚醛树脂作为烧蚀防热材料基体的树脂。它是一种仅含碳元素和氢元素的高度交联的芳族亚

19、苯基聚合物，由二乙炔基苯和苯乙炔聚合而成。材料中可挥发分质量分数仅 10 % ，理论成炭率高达 90 %，聚合时无低分子副产物逸出,树脂吸水率极低，仅 0. 1 % 0. 2 % ，而酚醛树脂可高达 5 %10 %。PAA 最主要优点是玻璃化温度极高，热解峰为 800 ，热解产物主要是 H2 ，而酚醛树脂仅 500 ，热解气体为高分子量烃和含氧烃，可见二者差异之大。美国宇航公司用 T -300 碳纤维和 PAA 制作的复合材料试件(密度 1. 46 g/ cm3 ， PAA 质量分数 29 %) ,室温下层间拉伸强度 5. 3 MPa，400 时降为 1. 4 MPa；而标准碳/ 酚醛(FM5

20、055) 制作的试件室温层间拉伸强度仅 4. 2 MPa ，260 时已下降到 0. 3 MPa 。更突出的是 PAA 材料的烧蚀重现性极为优良。（3） 陶瓷基复合材料型陶瓷材料具有优异的高温强度，是固体发动机碳/ 碳喷管和燃烧室之间的热构造绝热连接件的抱负材料，还可用于喷管出口锥有关部件，各国都相当重视它的开发。但单一陶瓷材料韧性低，抗热震性差，必需以复合材料形式应用。常用的陶瓷基体是氧化物、氮化物、碳化物；增加材料可以是颗粒、晶须、纤维等，但以长纤维效果最好，如 C、Al2O3 、SiO2 、SiC 等纤维。例如：碳纤维增加的硅锆氧化物复合材料的断裂韧度已到达 9. 5 MPa，而单一陶瓷

21、材料仅为 2. 2 MPa。陶瓷基复合材料争论工作的热点是纳米材料，属于当代材料科学的前沿学科。所谓纳米材料，是指至少在一维上尺寸小于 100 nm(0. 1m) 的材料，严格地说是指由粒度 5 nm15 nm 超细颗粒组成的固体物质。粒度超微使其晶界上的原子数超过晶粒内部的原子数，造成了细晶强化效应、高浓度晶界效应、以及纳米构造单元间的交互作用，使之具备了不同于粗晶材料的一系列奇异的力学、电学、光学、磁学、热学、化学性能。以力学性能为例，纳米金属的强度可比一般金属高510 倍,硬度高 23 个量级;纳米陶瓷可呈现出难以置信的柔顺性,常温下弯曲 180，或压缩至原厚度 1/ 4 也不会裂开。2

22、 液体火箭发动机材料液体火箭发动机由于比冲高，能屡次启动，推理可调整和适应性强等特点，而被广泛地用于火箭的动力装置，可以作为主发动机、助推发动机、高空发动机、姿势把握发动机等等，液体火箭发动机是现代航天技术进展的重要根底。液体火箭发动机通常由推力室、涡轮泵、燃气发生器、火药起动器、喷管、各种阀门和调整器、机架及各种装置和管路组成。推力室有两种冷却方式：再生式和循环式，前者应用于大型发动机，内外壁材料均以不锈钢为主，后者应用于姿势把握发动机和小推力发动机，以不锈钢、高温合金、难熔金属及合金加抗氧化剂涂层或者碳/ 碳复合材料加涂层材料为主。涡轮泵是液体火箭发动机的关键部件，其中涡轮泵和叶片工作条件

23、苛刻，早期曾承受不锈钢，后来进展演化为铁基、镍基、钴基的高温合金， 如 GH1040、GH2028A、GH4196、GH4141、GH4586 等。大型运载火箭，需要有高性能、大推力、无污染的火箭发动机，如高压补燃液氢/液氧火箭发动机，其真空比冲为 442s，是液体火箭发动机能量最高的，另一种是高压补燃液氧/煤油火箭发动机，其真空比冲为 265s。这两种火箭发动机的推动剂无腐蚀，无污染，沸点很低，液氢253，液氧183，对超低温构造材料、密封材料等的设计选材和材料应用均有苛刻的要求。使用这种先进的发动机可提高运载力气， 无污染，降低放射本钱。3 结语火箭发动机对使用的材料要求极高，材料品种也相

24、当多，往往代表着当代材料科学的最高水平。各种先进材料的消灭使火箭发动机性能不断提高，为航天事业作出了重大奉献。各类型复合材料,包括树脂基、碳基、陶瓷基、金属基复合材料将有更加广泛的用途。这些将有力地鼓舞着火箭发动机技术的变革和进步；而原材料和工艺本钱的不断降低则将推动着火箭发动机拓展更宽广的应用领域。参考文献1 陈刚，赵珂等固体火箭发动机壳体复合材料进展进展，航天制造技术，2023，63：18-222 徐璋固体火箭发动机复合材料壳体树脂基体的选择原则，宇航材料工艺，1992，4：38-413 陈大明纳米陶瓷复合材料的制备与性能，材料导报，1997，5：67-714 Broquere B HCarbon/ carbon nozzle exit cones SEPs experience and new developments. AIAA 97 - 26475 高技术材料要览编辑委员会高技术材料要览北京：中国科学技术出版社，19936 李成功，傅恒志航空航天材料北京：国防工业出版社，2023