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CN1318130A - 由作为母体的短纤维素纤维制成的火箭组件的烧蚀材料及采用这种材料绝热和热保护火箭组件的方法 - Google Patents

由作为母体的短纤维素纤维制成的火箭组件的烧蚀材料及采用这种材料绝热和热保护火箭组件的方法 Download PDF

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CN1318130A CN99811048A CN99811048A CN1318130A CN 1318130 A CN1318130 A CN 1318130A CN 99811048 A CN99811048 A CN 99811048A CN 99811048 A CN99811048 A CN 99811048A CN 1318130 A CN1318130 A CN 1318130A
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Abstract

采用由预浸渍材料制成的火箭发动机的烧蚀材料，对火箭发动机组件进行绝热或热保护。这种预浸渍材料包括至少一种浸渍树脂基层，和在碳化之前，作为母体的梳理和纺丝短纤维素纤维。当进行成型和碳化加工时，可以将火箭发动机的烧蚀材料作为衬层，或者将其设置在火箭发动机的组件中，例如，设置于固体推进剂和火箭外壳之间，喷嘴出口衬层的大块区域，或者设置在重返大气层推进器的敏感部分，例如，前锥体。

Description

由作为母体的短纤维素纤维制成的火箭组件的烧蚀材料 及采用这种材料绝热和热保护火箭组件的方法
本发明涉及火箭发动机的烧蚀材料，特别是，树脂填充的碳纤维和碳/碳烧蚀材料，和制造这种烧蚀材料的方法。特别是本发明涉及具有增强组分的碳烧蚀材料，所述增强组分的形成是在碳化之前，由作为母体的梳理和纺制短纤维素纤维形成的。本发明还涉及包括碳烧蚀材料的火箭发动机组件。
通常在工业实践中可以接受的采用聚合物基的合成物制备固体推进剂火箭发动机的绝热材料非常重要地包括碳纤维织物。这种合成物一般由碳纤维织物构成，作为织造增强结构，并采用合适的树脂基材进行浸渍。这种树脂基材通常是酚醛树脂，当然，也可以采用其他树脂基材。为了制造这种织造增强结构，通常在工业中选择连续的非溶纺(non-solvent spun)粘胶人造长丝作为母体材料。这种连续的粘胶人造长丝专门用于制造烧蚀材料。通过机织、卷绕或其他加工方法，将连续的粘胶人造长丝制成需要的结构，然后，经过碳化，形成具有优良烧蚀特性、优良物理性能和可加工性的碳结构。
采用连续的粘胶人造长丝母体制造碳和碳/碳烧蚀材料的增强结构已经成为火箭发动机工业的标准，这是由于其具有优越的烧蚀特性，优良的物理和热学性能，以及良好的加工性。由连续的粘胶人造长丝母体形成的合成物具有的优越物理性能之一是在室温条件下，大约21℃或70°F，固态的合成物的经向强度(warp strength)高达144.8MPa，大约21000磅/英寸2，这是在对母体执行碳化和浸渍加工后测得的。经向强度反映了长丝抵抗沿着经向(或纵向)长丝轴线的作用力的承受能力。
但是，与使用包括连续的粘胶人造长丝的缠绕层的固态合成物相关的一个主要缺点是，例如在许多火箭喷嘴绝热材料的大块(bulk)区域发现的，在火箭发动机点火期间，在大块(bulk)烧蚀材料(相对排气表面)中，在运行温度条件下，碳化连续粘胶人造长丝具有的横穿层(across-ply)抗拉强度相当低。在大块烧蚀材料中的点火温度一般可以升高到400℃或750°F。特别是按照规定，包括碳化连续粘胶人造长丝的缠绕层的固态合成物具有的横穿层抗拉强度大约是2.07MPa或300磅/英寸2。在本文中所述，横穿层抗拉强度是负载量的大小，其作用方向垂直于长丝轴线，其表示两重叠的长丝层在相对滑动之前能够承受的负载。
另一个与连续的粘胶人造长丝相关的相当严重的缺陷是最近非常重要地关注到这种特殊类型的连续长丝的可利用性。在过去的几年中，唯一生产足够数量的连续粘胶人造长丝并符合工业要求的制造商是田纳西州、Elizabethton的North American Rayon Corp.(NARC)。但是，由于NARC公司停止生产连续长丝粘胶纤维，基于连续粘胶人造长丝生产烧蚀材料衬层和其它绝热材料的生产能力受到危害。因此，在本行业中，以前的生产不能满足要求，需要找到另一种有效的供给源，或者说，可以作为由连续的粘胶人造长丝母体制成上述符合标准的绝热材料的可替代的候选物。
由于绝热材料暴露在极端恶劣条件下，可替代的候选物必须满足规定的要求，才是可以接受的，并且在相当严酷的条件下，其功能有效。这些条件不仅包括相当高的温度，而且，受热粒子以及气体的严重的烧蚀影响，这些热粒子(和气体)横穿并从火箭发动机内部排出，或者承受返回大气层推进器绝热材料的整个外表面上严重的烧蚀影响。除非绝热材料能够承受这些条件，否则将产生灾难性失败。
因此，任何替代的绝热材料应当显示出具有相当的耐高温和烧蚀特性，和流变、物理性能，这些特征和性能至少等同于那些连续的粘胶人造长丝，而且不应当对生产绝热材料的加工过程产生其他重要的改变。而且，由于在工业中，需要大量和不断增长的固体推进剂火箭发动机的绝热材料，任何这种可替代的增强母体的候选物，在现在和可以预见的将来，都具有丰富的可以利用的资源。
另一种可以作为烧蚀材料使用的碳母体是连续聚丙烯腈长丝(PAN)。聚丙烯腈连续长丝的缺点是具有比纤维素材料高的密度，聚丙烯腈是1.8g/cm3，纤维素长丝是1.48g/cm3，而且聚丙烯腈导热性能高于纤维素材料。因此，为了使人造长丝具有相当的绝热性能，采用聚丙烯腈长丝制成的火箭发动机喷嘴处的绝热材料，或者返回大气层推进器的绝热材料具有的厚度和重量必须大于采用纤维素材料制成的、具有相当性能的绝热材料。当可替代的材料用做火箭外壳内部的绝热材料时，其必须符合保护火箭外壳的烧蚀极限，在推进剂燃烧的整个过程中，对于火箭发动机不增加过多的重量。
因此，需要发现和寻找具有满意功能的母体，以便制造出合成材料的增强结构，并且具备格外复杂结合的特性。由严重和大量失败的危险证实，选择材料是至关重要的。大部分绝热材料对于人的安全性“man-rated”是必须的，这意味着灾难性的失败将丧失人的生命，不论火箭发动机被用作发射火箭的助推器，或者作为战斗机机翼下方的推进器。在卫星发射过程中，由于失败产生的亿万美元的经济损失，都说明了这一点。
因此，在固体推进剂火箭发动机工业中最困难的任务之一是发展合适的、可以接受的绝热材料，即应当符合和通过大量的试验标准，才能认为它是可以接受的。
此外，任何可替代的母体都不应当容易被废弃，也不会在将来产生资源供应问题。
因此，本发明的目的在于解决一种在工业中至关重要的要求，找到合适的替代母体，制造碳基增强结构，以便制成火箭发动机的烧蚀材料衬层和热保护衬层。如上所述，合适的替代材料意味着可以替代连续的粘胶人造长丝的母体材料，其不需要对浸渍树脂合成物、零部件的设计结构、制造工艺的步骤进行重大修改，当碳化之后，具有与标准的连续粘胶人造长丝等同的或更优良的性能，特别是具有整体强度。
按照本发明的原理，通过提供一种火箭发动机的烧蚀材料可以实现本发明的这些或其他目的，例如，提供绝热衬层或类似物，作为碳增强结构的母体，这种烧蚀材料由一种纱线构成，后者包括经过梳理的纺制纤维素(人造丝)纤维。本发明人发现，短纤维素纤维具有可加工性，例如经过纺纱加工成纱线，后者经过成型(pattern)(例如采用任何类型的组织织造或卷绕加工)和后续的碳化加工，能作为预浸渍材料的增强物，并且，可以在和那些连续粘胶人造长丝相当的条件下，加工成为绝热衬层。
本发明人还发现，当具有一定尺寸特性的短纤维素纤维被选择时，获得的纱线具有优良的机械强度，能够用于火箭发动机，也不会释放不可接受的纤维飞扬，即，在纺织加工过程中，例如，梳理、纺纱、织造加工中，限制短的、废纤维飞入空气中。特别是，前面的发现尤其惊人，因为本以为由纤维素纤维制备的纱线与由连续的粘胶人造长丝生产的纤维相比具有相当低的经向强度。但是，本发明人发现，由于采用纤维素纤维制备的纱线与连续的粘胶人造长丝相比，具有优良的横穿层抗拉强度，因此，由纤维素纤维制备的纱线的较低的经向强度得到补偿。
本发明还涉及一种包括烧蚀材料的火箭发动机组件，所述烧蚀材料包括增强结构，后者作为碳化加工之前的母体材料，由包括梳理和纺制纤维素纤维构成的纱线形成。本发明还涉及一种方法，用于制造包括烧蚀材料的火箭发动机组件，后者包括喷嘴以及返回大气层的推进器的部件。
通过联系附图，解释本发明的原理的内容，本专业的普通技术人员通过阅读说明书和权利要求书，可以清楚地理解本发明的其他目的、方面和优点。
附图的简要说明
通过下面的附图详细说明本发明的原理。
图1是横截面剖视图，其描绘了设置在火箭发动机的外壳和固体推进剂之间的本发明的绝热材料。
图2是横截面剖视图，其描绘了用于火箭发动机组件中的本发明的绝热材料的部分区域。
图3是制造短纤维人造丝的方法的流程图。
按照本发明的原理，一种用于制备火箭发动机的烧蚀材料、包括返回大气层的推进器的喷嘴部件的碳增强结构的替代的母体材料，这种母体材料是纱线，其包括经过梳理和纺制的纤维素纤维，特别是，半合成纤维素纤维。在此说明，并且在现有技术中已经知道，梳理意味着对纤维进行加工，或者通过机器，使得纤维至少部分分开和至少部分排列整齐。梳理包括用于生产细纱和粗纱的技术。在此说明，并且在现有技术中已经知道，纺纱或纺制意味着由拉伸或牵引和加捻纤维相结合制成纱线。在本文中所述的纺纱并不是指通过挤制连续长丝的加工技术，这种技术可以在溶纺过程中进行。在此说明，短纤维是具有合适长度的用于纺纱的纤维。
各种半合成的纤维素纤维都可以用于本发明。一种作为代表性的、适合在本发明中使用的，非排他性的和非唯一的半合成纤维素纤维包括标准的非溶纺短人造纤维，和溶纺纤维素纤维(例如LYOCELL纤维)。在此所述的纤维素纤维包括那些由纤维素的衍生物制成的纤维，例如醋酸纤维素纤维。如本文中所述，短纤维是具有合适长度的适合纺纱的纤维。
在非溶纺短纤维素纤维的情况下，最好，纤维具有的平均长度范围是38mm-225mm，例如，100mm-150mm；当加工成为纱线时，以平均每根纤维的旦尼尔(dpf)为单位计，其范围是1.5dpf～9.0dpf，例如，5dpf。溶纺纤维素纤维最好有与那些短纤维素纤维相当的纤维长度，而且，平均旦尼尔/纤维(dpf)的范围是1.1dpf～3.0dpf。两种类型的纤维素纤维的一个供应商是Acordis of Axis,AL，其提供具有5.5dpf，长度15.24cm(6英寸)的纤维。一般，从此商业供应源供给的标准短人造纤维素纤维含有钠和锌，其含量分别是609ppm和10ppm，其小于由NARC公司提供的典型的连续粘胶人造长丝中钠和锌的含量，后者的含量分别为1300ppm和300ppm。另外，标准短人造纤维素纤维可以由现有技术中公知的常规技术制备，其加工方法如图3所示。也可以采用由澳大利亚的Lenzing Fibers提供的溶纺纤维素纤维。采用溶纺N-甲基吗啉-N-氧化物(N-mehylmorpholene-N-oxide)加工制成的溶纺纤维素纤维通常称为LYOCELL纤维。这种LYOCELL纤维含有钠和锌，其含量分别是90ppm和2ppm。
最好，纤维素纤维未经过处理，这意味着它们没有任何不同的金属、准金属或石墨覆盖层，至少在石墨化之前，并且最好石墨化之后是这样。
本发明的有利特征之一是纱线包括梳理和纺制的纤维素纤维，该纱线用以代替常规的连续粘胶人造长丝，而对烧蚀材料的加工过程没有重大改变。其生产过程唯一重要的改变在于生产本发明的纱线和生产常规的连续粘胶人造长丝之间的差别。一般，这样制造连续粘胶人造长丝，将纤维素溶解成粘胶纺丝溶液，挤压所述溶液，制成凝结介质，其中聚合物是纤维素，并且再生为连续长丝。另一方面，在本发明中采用的纱线由短纤维制备，后者采用工业中公知的技术梳理和纺纱，由短纤维制成紧密的纱线。可以理解，也可以采用其它加工技术，例如，精梳和其他公知的加工步骤，以及在现有技术中采用的技术。最好，纺纱步骤通过精纺或棉纱环锭纺纱加工完成。纺纱加工有利于保持纱线的毛羽到最小。有一个实例是，纱线的重量可以和现有的用于碳烧蚀材料的标准纱线的重量相当，即大约为1650旦尼尔。这通过采用短纤维生产纱线即可实现，所述纱线大约为4.8英式精纺支数(Nw)，并且将所述纱线双合股(two-plying)，以获得1650旦尼尔的结构。通过纺纱获得合适的加捻数可以是2-12 360°转/英寸，最好为10-12360°转/英寸。
然后，对纱线进行一次或多次成型加工，其包括例如，机织、卷绕和合股，制成需要的结构。随后碳化，形成烧蚀材料的增强物。在这一方面，采用与常规的用于制造连续粘胶人造长丝的相同的加工方法，构成需要结构的纱线。碳化可以在温度至少为1250℃，最好至少为1350℃条件下进行。将经过碳化的增强结构用合适的树脂浸渍，例如酚醛树脂。可以作为代表的酚醛树脂是SC 1008，其可以从肯塔基州Louisville的Borden Chemical购买。
本发明的具有创造性的烧蚀和绝热材料可以用于火箭组件的各部分，最好采用多层结构。例如，烧蚀和绝热材料可以作为腔体内侧的绝热衬层，如图1所示。参照附图1，当在固化状态时，绝热层10被设置在火箭发动机外壳12的内表面。通常，内衬或衬层14被设置在外壳12和绝热层10之间。绝热层10和内衬14保护外壳12免受由燃烧推进剂16产生的极端严酷条件。将绝热层10、内衬14和推进剂16装填进入火箭发动机外壳12中的方法是本专业普通技术人员已公知的，而且，本专业普通技术人员不需要经过多次试验，就能很容易地结合采用本发明的绝热层。内衬的构成和将内衬设置在火箭发动机外壳上的方法是现有技术中公知的，可以参考美国专利US 5767221，其中公开的内容在本文中作为参考。
烧蚀和绝热材料也可以或者另外沿着燃烧产品通过的流动路径设置，如图2中喷嘴出口处的阴影区域20所示。
由纤维素纤维作为母体，制备增强材料，所得碳纤维织物酚醛树脂(carbon cloth phenolic)的烧蚀性能和机械性能和在副标(subscale)试验发动机中，由航天级连续粘胶人造长丝制造的那些碳纤维织物酚醛树脂相当。例如，虽然由短纤维素纤维制成的碳化纱线表现出的经向强度稍微小于由连续的粘胶人造长丝制成的纱线，其数值是96.5MPa(14,000Ibs/in2)对144.8MPa(21,000Ibs/in2)，在火箭点火温度，由短纤维素纤维制成的碳化纱线具有横穿层强度5.52MPa或者800Ibs/in2，是连续的粘胶人造长丝2.76MPa或者400Ibs/in2的两倍。虽然本发明一般不受任何理论要求的限制，可以相信，具有创造性的烧蚀材料加强的横穿层抗拉强度取决于纤维相对于纱线轴线偏离的取向。所以，构成纱线的纤维端部可以和相邻的纱线层中的纤维相互缠结，因此增加了纱线层之间的剪切强度。
下面参照实施例描述本发明，这些实施例并非是对本发明的范围进行限制。
实例1
采用棉纱环锭纺纱设备，将具有平均长度大约51mm的3.0旦尼尔/长丝(dpf)的粘胶人造短纤维纺成纱线，制成的纱线大约825旦尼尔。
实例2
采用精纺设备，其设计类型为可以处理长的、重纤维，能将这种纤维纺成一般用于制造盖饰织物的重纤维束。用这种精纺设备将具有平均长度大约150mm的5.5dpf的粘胶人造短纤维纺成纱线，这种纱线平均约825旦尼尔。
实例3
3.0dpf的LYOCELL短纤维具有平均长度大约51mm，采用棉纱环锭纺纱设备，纺成平均大约825旦尼尔的纱线。
实例4
3.0dpf的LYOCELL短纤维具有平均长度大约100mm，采用精梳毛纺设备，纺成大约825旦尼尔的纱线。
在实例1～4的各实例中，纱线被纺成重的、各自具有大约825旦尼尔的纱束。这通过制成Ne(英式号码)6.4纺纱完成。通过双合股(加捻)纱线而制成Ne(英式号码)3.2纺纱，获得1650旦尼尔的纱线。然后，将获得的纱线织成矩形组织织物，后者具有5综(harness)经缎结构。然后，采用标准的碳化加工过程，使织物碳化，用作烧蚀碳纤维织物长丝的纤维素纤维。
采用酚醛树脂浸渍碳化织物，特别是采用甲阶酚醛树脂(phenolformaldehyde resole resin)进行浸渍。预浸渍材料是树脂31.0～36.0wt％(重量百分比)，碳黑填充物13.0～17.5wt％(重量百分比)，碳纤维织物46.5～56.0wt％(重量百分比)。
下面的表格说明了各种纱线、碳纤维织物、碳纤维织物的酚醛树脂烧蚀材料与具有普通的人造长丝母体的短纤维素的母体相比较的试验数据。
表1
             在碳纤维织物酚醛树脂烧蚀材料中的长丝和短纤维素纤维的性质
    纱线性质     单位    人造丝  短粘胶人造丝(实例2)  短LYOCELL纤维(实例3)
    纱线旦尼尔     g/9KM     1650     1650     1650
    纱线合股数     股     1     2     2
    纤维/纱线 -     720     300     550
    旦尼尔/长丝     Dpf     2.3     5.5     3.0
                                    机织织物性质
    织物宽度       cm(英寸)     152(60)     152(60)     152(60)
    面积重量     g/m2(盎司/码2)     576(17.0)     576(17.0)     576(17.0)
    组织图案      -     8综经缎     5综经缎     5综经缎
                                    碳纤维织物性质
    织物宽度     cm(英寸)     109(43)     109(43)     117(46)
    面积重量     g/m(盎司/码2)     271(8.0)     271(8.0)     271(8.0)
    碳含量     ％     97.7     95.7     95.7
                                    预浸渍材料性质
    碳含量     ％     50.6     47.6     45.6
    树脂含量     ％     34.2     36.3     38.4
    填充物含量     ％     15.2     16.1     17.0
                               固体合成物和烧蚀材料性质
横穿层抗拉强度(@21℃或70°F)    MPa(磅/英寸2)     26.5(3837)     33.6(4870)     32.2(4665)
    横向合股抗拉强度(@399℃或750下)    MPa(磅/英寸2)     2.12(307)     4.43(643)     5.21(756)
    层间剪切强度    MPa(磅/英寸2)     39.7(5760)     50.9(7385)     50.1(7267)
喷嘴腐蚀率* μm/sec(mils/s)     171(6.74)     171(6.74)     173(6.82)
总的热影响深度*   mm(英寸)     14.1(0.556)     12.5(0.494)     13.1(0.516)
          *在6.2Mpa(900磅/英寸2)，固体燃料火箭发动机试验点火35秒条件下
如上述表格所示，按照本发明，在室温21℃，运行温度399℃条件下，由短纤维制成的碳纤维织物酚醛树脂烧蚀材料显示出比常规的连续粘胶人造长丝母体高得多的横穿层抗拉强度。
前面对本发明优选实施例的详细描述之目的在于对本发明进行清楚说明。上述实施例并非对本发明进行完全精确的限制。为了清楚地说明本发明的原理及其在实际中的应用，选择说明了上述实施例，因此，本专业的普通技术人员可以理解，根据本发明的权利要求书所述范围和原理，可以获得多种经过修改和变化的实施例。

Claims (19)

1．一种用于绝热或热保护火箭发动机组件的方法，所述火箭发动机组件包括火箭发动机外壳、固体推进剂、喷嘴组件，所述方法包括：
(a)由预浸渍材料形成火箭发动机的烧蚀材料，所述预浸渍材料包括至少一种浸渍树脂基材，和碳化之前，作为母体的梳理和纺制短纤维素纤维；
(b)采用火箭发动机的烧蚀材料对火箭发动机组件的一部分进行绝热或加衬处理。
2．按照权利要求1所述的方法，其特征是：短纤维素纤维包括非溶纺人造丝纤维。
3．按照权利要求2所述的方法，其特征是：非溶纺人造丝纤维的平均长度范围是38mm～225mm，纺成旦尼尔/纤维1.5dpf～9.0dpf的纱线。
4．按照权利要求1所述的方法，其特征是：采用纤维素的衍生物制造短纤维素纤维。
5．按照权利要求1所述的方法，其特征是：短纤维素纤维未经处理。
6．按照权利要求1所述的方法，其特征是：所述进行绝热或加衬处理的步骤包括在固体推进剂和包围固体推进剂的外壳之间设置火箭发动机的烧蚀材料。
7．按照权利要求1所述的方法，其特征是：所述进行绝热或加衬处理的步骤包括应用作为喷嘴出口衬层的大块烧蚀材料的烧蚀材料。
8．按照权利要求1所述的方法，其特征是：所述进行绝热或加衬处理的步骤包括在重返大气层推进器的前锥体设置作为大块烧蚀材料的烧蚀材料。
9．按照权利要求1所述的方法，其特征是：在至少1350℃条件下，对预浸渍材料进行碳化处理。
10．按照权利要求1所述的方法，其特征是：预浸渍材料包括酚醛树脂31.0～36.0wt％，碳黑填充物13.0～17.5wt％，碳纤维织物46.5～56.0wt％。
11．一种火箭发动机的烧蚀材料，其包括预浸渍材料，所述浸渍材料包括至少一种采用至少一种树脂浸渍的碳基增强结构，所述增强结构由碳化之前、作为母体的梳理和纺制纤维素纤维形成。
12．按照权利要求11所述的火箭发动机的烧蚀材料，其特征是：短纤维素纤维包括非溶纺人造丝纤维。
13．按照权利要求12所述的火箭发动机的烧蚀材料，其特征是：非溶纺人造丝纤维的平均长度范围是38mm～225mm，纺成旦尼尔/纤维1.5dpf～9.0dpf的纱线。
14．按照权利要求11所述的火箭发动机的烧蚀材料，其特征是：采用纤维素的衍生物制造短纤维素纤维。
15．按照权利要求11所述的火箭发动机的烧蚀材料，其特征是：短纤维素纤维未经处理。
16．一种火箭发动机的组件，其中包括权利要求11所述的烧蚀材料。
17．按照权利要求16所述的火箭发动机的组件，其特征是：在喷嘴出口内衬处设置大块烧蚀材料。
18．按照权利要求16所述的火箭发动机的组件，其特征是：在重返大气层推进器的前锥体设置大块烧蚀材料。
19．按照权利要求16所述的火箭发动机的组件，其特征是：在固体推进剂和火箭发动机组件的外壳之间设置烧蚀材料。
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