一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法
本发明提供一种高性能液体火箭发动机推力室头身连接方法，通过光固化成形和凝胶注模，制备出强韧化SiC陶瓷身部，通过在陶瓷连接层表面镀覆过渡层，在过渡层上进行熔模精密铸造，实现推力室金属头部和陶瓷身部的高可靠连接。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，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。
发明专利
CN202311414214.9
2023-10-27
CN117365783A
2024-01-09
F02K9/62(2006.01)
西安航天发动机有限公司
吴晓明;王琳;卢博;李善丁;纪艳卿;王玉
710100 陕西省西安市雁塔区航天基地神舟二路69号
中国航天科技专利中心
陈鹏
陕西;61
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： 在SiC陶瓷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； 根据设计的SiC陶瓷身部和连接层成型得到蜡膜，对身部和连接层蜡膜进行处理后，得到SiC陶瓷身部和连接层结合体； 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。 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℃。 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)。