宇航材料工艺
宇航材料工藝
우항재료공예
AEROSPACE MATERIALS & TECHNOLOGY
2008年
4期
27-30
,共4页
王其坤%Hu Haifeng%陈朝辉%Jian Ke
王其坤%Hu Haifeng%陳朝輝%Jian Ke
왕기곤%Hu Haifeng%진조휘%Jian Ke
2D Cf/SiC-Cu%裂解工艺%力学性能%烧蚀性能
2D Cf/SiC-Cu%裂解工藝%力學性能%燒蝕性能
2D Cf/SiC-Cu%렬해공예%역학성능%소식성능
针对固体火箭发动机喉衬的使用工况,在Cf/SiC中引入Cu,通过Cu发汗降低材料表面温度,提高其烧蚀性能.采用先驱体转化法制备了2D Cf/SiC-Cu,考察了裂解温度为1 000、1 100、1 200、1 350℃时,对材料力学、烧蚀性能及微观结构的影响.结果表明,随着裂解温度的提高,试样的弯曲强度和断裂韧度均逐渐下降,分别为:280.0、225.7、193.2、163.0 MPa和18.0、13.6、13.4、13.2 MPa·m1/2.经氧乙炔焰烧蚀30 s后试样的弯曲强度随着裂解温度的提高基本不变,分别为121.2、115.5、124.2和117.5 MPa,其中1 200℃裂解制得的试样具有较低的线烧蚀率(0.025 5mm/s)和质量烧蚀率(0.028 g/s).烧蚀后试样中的Cu大量流失,基体中有少量铜硅化合物(Cu3Si,Cu5Si)出现.
針對固體火箭髮動機喉襯的使用工況,在Cf/SiC中引入Cu,通過Cu髮汗降低材料錶麵溫度,提高其燒蝕性能.採用先驅體轉化法製備瞭2D Cf/SiC-Cu,攷察瞭裂解溫度為1 000、1 100、1 200、1 350℃時,對材料力學、燒蝕性能及微觀結構的影響.結果錶明,隨著裂解溫度的提高,試樣的彎麯彊度和斷裂韌度均逐漸下降,分彆為:280.0、225.7、193.2、163.0 MPa和18.0、13.6、13.4、13.2 MPa·m1/2.經氧乙炔燄燒蝕30 s後試樣的彎麯彊度隨著裂解溫度的提高基本不變,分彆為121.2、115.5、124.2和117.5 MPa,其中1 200℃裂解製得的試樣具有較低的線燒蝕率(0.025 5mm/s)和質量燒蝕率(0.028 g/s).燒蝕後試樣中的Cu大量流失,基體中有少量銅硅化閤物(Cu3Si,Cu5Si)齣現.
침대고체화전발동궤후츤적사용공황,재Cf/SiC중인입Cu,통과Cu발한강저재료표면온도,제고기소식성능.채용선구체전화법제비료2D Cf/SiC-Cu,고찰료렬해온도위1 000、1 100、1 200、1 350℃시,대재료역학、소식성능급미관결구적영향.결과표명,수착렬해온도적제고,시양적만곡강도화단렬인도균축점하강,분별위:280.0、225.7、193.2、163.0 MPa화18.0、13.6、13.4、13.2 MPa·m1/2.경양을결염소식30 s후시양적만곡강도수착렬해온도적제고기본불변,분별위121.2、115.5、124.2화117.5 MPa,기중1 200℃렬해제득적시양구유교저적선소식솔(0.025 5mm/s)화질량소식솔(0.028 g/s).소식후시양중적Cu대량류실,기체중유소량동규화합물(Cu3Si,Cu5Si)출현.
