一種耐高溫?zé)g炭/炭化硅復(fù)合材料固定鉸鏈及制備方法
【專利說明】一種耐高溫?zé)g炭/炭化娃復(fù)合材料固定鉸鏈及制備方法
[0001]
技術(shù)領(lǐng)域
[0002]本發(fā)明涉及一種耐高溫?zé)g炭/炭化娃復(fù)合材料固定鉸鏈及制備方法。
【背景技術(shù)】
[0003]炭/炭化硅復(fù)合材料(C/SiC)復(fù)合材料最早在20世紀(jì)80年代作為美國航天飛機的熱防護材料出現(xiàn)，已應(yīng)用于返回式飛船的面板和機身艙門、航天飛機的熱防護系統(tǒng)等。航天飛機等高超聲速飛行器在大氣層中飛行過程中，面臨的熱環(huán)境非常惡劣，飛行器的表面尤其頭錐、機翼前緣、襟翼等結(jié)構(gòu)的氣動迎風(fēng)面溫度非常高，當(dāng)飛行速度為6馬赫數(shù)時，頭錐部位溫度可達到1800k (約1530°C)左右，高溫對飛行器熱防護系統(tǒng)(ThermalProtect1n Systems,TPS)的耐高溫性能提出了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。熱防護系統(tǒng)技術(shù)及材料關(guān)乎飛行器的生存能力，因此，自航天飛機等高超聲速概念誕生以來，有關(guān)高速飛行器的氣動熱力學(xué)及熱防護技術(shù)與材料的研究從未間斷。自上世紀(jì)90年代開始，美國宇航局NASA進行用于替代航天飛機的下一代可重復(fù)使用的空天飛行器/運載器計劃，誕生了 X33、X43、X38、X37等一系列空天飛行器；日本計劃在21世紀(jì)20年代研制成功采用吸氣火箭組合式發(fā)動機的單級入軌空天飛機；歐洲制定了未來空間運輸研究計劃(FESTIP)，研制可重復(fù)使用的天地往返運載器。各種航天飛行器大量采用C/SiC復(fù)合材料作為熱結(jié)構(gòu)材料，從鼻錐帽、機翼前緣、襟副翼、方向舵、組合襟翼、機身襟翼等，C/SiC復(fù)合材料鼻錐最高耐溫達到3200° F(約1760°C。由于C/SiC復(fù)合材料長時工作溫度在1350°C以下，馬赫數(shù)更高情況下需要采用更耐高溫的超高溫陶瓷材料例如ZrB2、ZrC等，但該類材料目前尚未解決材料成型、韌性等一系列問題。
[0004]C/SiC復(fù)合材料最初的誕生，即是上世紀(jì)冷戰(zhàn)時期應(yīng)用于航天飛機的熱防護系統(tǒng)應(yīng)用。使用C/SiC復(fù)合材料作為熱防護系統(tǒng)，比金屬基材料減重50%，減少發(fā)射準(zhǔn)備程序，減少維護、提高使用壽命和降低成本。C/SiC復(fù)合材料是一種兼有金屬材料、陶瓷材料和炭材料性能優(yōu)點的熱結(jié)構(gòu)/功能一體化材料。該材料克服了金屬材料耐溫低和密度大、陶瓷材料的脆性大和可靠性差、炭材料抗氧化性能差和機械強度低等缺點，具有低密度、低熱膨脹、耐高溫、高比強、高比模、抗氧化、抗燒蝕，導(dǎo)熱性能好，對裂紋不敏感，不發(fā)生災(zāi)難性損毀等特點，同時具有優(yōu)良的超低溫性能和抗輻照性能，并可根據(jù)技術(shù)要求進行適當(dāng)?shù)男阅茉O(shè)計，應(yīng)用領(lǐng)域廣泛。
[0005]C/SiC復(fù)合材料可在1350°C環(huán)境下長期穩(wěn)定工作，在1900°C溫度下具有短時壽命，并且可在_180°C環(huán)境下穩(wěn)定工作。在以下不同領(lǐng)域其可進行應(yīng)用:作為耐超低溫工作環(huán)境材料可用于深空探測器部件；作為耐燒蝕材料可用于固體/液體火箭發(fā)動機噴管及喉襯，沖壓發(fā)動機整體燃燒室、調(diào)節(jié)葉片和噴管等部件；作為熱結(jié)構(gòu)及熱防護材料可用于高超聲速飛行器熱防護系統(tǒng)、航空發(fā)動機熱端部件等；作為耐高溫、耐輻照材料可用于核聚變反應(yīng)堆的第一壁材；作為摩擦制動材料，可用于飛機、高速列車、汽車等的制動系統(tǒng)以及高速離合器，主要利用其制動性能優(yōu)異，沒有制動衰減、環(huán)境適應(yīng)性強等特性；作為空間結(jié)構(gòu)材料可用于衛(wèi)星結(jié)構(gòu)件、空間反射鏡甚至整體衛(wèi)星平臺等；主要利用其線膨脹系數(shù)低、高比模等特性；作為輕型防護裝甲材料用于飛機、地面車輛、船舶、單兵等的裝甲防護；C/SiC復(fù)合材料可集熱防護和裝甲防護于一體，并且在受到超高速彈丸的瞬間撞擊時，該復(fù)合材料的兩種組份炭材料以及碳化硅材料均不發(fā)生熔化(材料沒有熔點)，直接升華，不產(chǎn)生破環(huán)力較大的二次碎片云，僅有細小的粉塵，這些特點使該材料尤其適用于衛(wèi)星及空間平臺等的超高速空間碎片的防護；良好的導(dǎo)熱性能，使其可應(yīng)用于各種換熱器領(lǐng)域。
[0006]目前我國的高溫合金生產(chǎn)水平與美國、俄羅斯等國有著較大的差距，隨著新型航天航空飛行器/運載器的出現(xiàn)，單純采用高溫合金制作成航天航空構(gòu)件一固定鉸鏈已經(jīng)不能滿足在航天航空及特殊高溫氧化環(huán)境下使用的要求，主要缺點是高溫合金材料的密度大、高溫力學(xué)性能差、燒蝕嚴(yán)重等問題，難以滿足使用要求。
[0007]目前并沒有采用C/SiC復(fù)合材料制備固定鉸鏈的相關(guān)報道。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]本發(fā)明的目的是提供一種耐高溫?zé)g炭/炭化硅復(fù)合材料固定鉸鏈及制備方法，該固定鉸鏈結(jié)構(gòu)熱膨脹系數(shù)小，機械性能高，高溫性能好，能夠承受拉伸和剪切等復(fù)雜載荷，且具有優(yōu)異的耐候性。
[0009]本發(fā)明采用以下技術(shù)方案:
一種耐高溫?zé)g炭/炭化硅復(fù)合材料固定鉸鏈的制備方法，包括以下步驟:
(1)設(shè)計固定鉸鏈的結(jié)構(gòu)和尺寸:所述固定鉸鏈包括上支座、下支座和附屬件；
(2)制備各構(gòu)件預(yù)制體:采用炭纖維編制各構(gòu)件預(yù)制體；
(3)預(yù)制體成型:上支座和下支座采用針刺和縫合相結(jié)合的工藝完成預(yù)制體的整體成型；附屬件采用針刺工藝完成預(yù)制體的整體成型；
(4)C/SiC復(fù)合材料固定鉸鏈的制備:對成型后的各構(gòu)件預(yù)制體采用化學(xué)氣相沉積工藝進行碳沉積致密，生成C/C復(fù)合材料固定鉸鏈構(gòu)件坯料，然后進行陶瓷化處理，得到C/SiC復(fù)合材料固定鉸鏈。
[0010]進一步，進行陶瓷化處理后，采用機械加工和金剛石精密加工技術(shù)對固定鉸鏈各構(gòu)件進行精密加工并裝配校核。
[0011]步驟(1)中，所述固定鉸鏈結(jié)構(gòu)的形式有多種，可以為合頁式鉸鏈、彈簧鉸鏈、臺面鉸鏈或翻門鉸鏈等。
[0012]其中，所述固定鉸鏈本體為合頁式鉸鏈結(jié)構(gòu)時，包括:
轉(zhuǎn)軸；
鉸鏈上支座，具有用于與被連接物體連接的第一安裝面結(jié)構(gòu)，所述第一安裝面結(jié)構(gòu)上設(shè)有若干個第一通孔，通過第一通孔實現(xiàn)鉸鏈上支座與被連接物體的的固定；
鉸鏈下支座，具有用于與被連接物體連接的第二安裝面結(jié)構(gòu)，所述第二安裝面結(jié)構(gòu)上設(shè)有若干個第二通孔，通過第二通孔實現(xiàn)鉸鏈下支座與被連接物體的固定；
所述鉸鏈上支座通過轉(zhuǎn)軸與鉸鏈下支座連接。
[0013]優(yōu)選的，所述轉(zhuǎn)軸的一端設(shè)有螺帽，另一端設(shè)有螺母，螺母與轉(zhuǎn)軸末端的螺紋相互配合，實現(xiàn)鉸鏈上支座和鉸鏈下支座的穩(wěn)定連接。
[0014]更加優(yōu)選的，螺母為自鎖螺母，優(yōu)點是防松、抗振。
[0015]優(yōu)選的，所述轉(zhuǎn)軸的兩端部還設(shè)有分別與螺帽和螺母相配合平墊，作用是減少轉(zhuǎn)軸與鉸鏈上支座、鉸鏈下支座之間的摩擦力，并且使鉸鏈上支座和鉸鏈下支座的連接結(jié)構(gòu)處更加穩(wěn)定。
[0016]優(yōu)選的，為實現(xiàn)穩(wěn)定連接，所述第一通孔和第二通孔的數(shù)量分別為6個。
[0017]步驟(2)中，根據(jù)受載特點及材料力學(xué)性能，采用有限元分析的方法，最終確定結(jié)構(gòu)的幾何尺寸。固定鉸鏈正常工作在_150~1300°C全溫度范圍，穩(wěn)定工作時間30分鐘以上，工作期間要承受較大的拉應(yīng)力和剪切應(yīng)力，受載復(fù)雜，所用材料的力學(xué)性能主要取決于鉸鏈構(gòu)件的炭纖維，因此要選用合適的高性能炭纖維編制各構(gòu)件坯體，經(jīng)過大量實驗驗證與分析，相比于其他高性能纖維，比如芳綸纖維、特殊玻璃纖維和超高分子聚乙烯纖維等，炭纖維編織的各構(gòu)件坯體機械性能最好。上/下支座預(yù)制體成型采用針刺工藝與縫合工藝相結(jié)合形成準(zhǔn)三維整體結(jié)構(gòu)，轉(zhuǎn)軸等附屬件預(yù)制體采用針刺工藝成型。
[0018]步驟(3)中，所述上支座和下支座采用針刺工藝和縫合工藝的條件為:
1)根據(jù)預(yù)制體尺寸要求，設(shè)計匹配的針刺成型模具(針刺削棒)；
2)針刺工藝單元結(jié)構(gòu)為一層2~5K碳布復(fù)合一層12Κ碳纖維網(wǎng)胎，針刺密度為(8~20)針/cm2，層間密度為(12~18)層/10mm ；
3)預(yù)制體針刺成型完成后，采用2~5K碳纖維預(yù)制體厚度方向單股雙向縫合，縫合間距為(3~8)_，最終完成預(yù)制體的整體成型。厚度方向為垂直于鋪層方向。
[0019]考慮最終成品加工需求，在預(yù)制體成型時，上、下支座預(yù)制體外形沿產(chǎn)品厚度方向各增加2~3mm (優(yōu)選2mm)余量，沿產(chǎn)品端面延伸方向各增加10~12mm (優(yōu)選10mm)余量。
[0020]步驟(3)中，附屬件采用針刺工藝的條件為:
1)選用高模量4~8K碳纖維制備平面方向碳布；
2)選用Τ600~Τ800的12Κ碳纖維制備平面方向網(wǎng)胎；
3)針刺工藝單元結(jié)構(gòu)為一層碳布復(fù)合一層網(wǎng)胎，針刺密度為(18~30)針/cm2，層間密度為(19~21)層/10_，最終完成預(yù)