[发明专利]一种钼基多层防热材料及其结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种防热材料及其结构，特别是涉及一种钼基多层防热材料及其结构。

背景技术

喷管是发动机的重要组成部分，它处在高温高压气流环境中。由于受总体布局的限制，要求体积小，重量轻，强度高，耐高温。因此它不能完全使用高强度合金钢制造，而是由多种材料组合起来的。目前常用的喷管材料有Nb合金、C／C复合材料等。

C-103(Nb-10Hf-1Ti-0.5Zr)和Nb521(Nb-5W-2Mo-1Zr)两种Nb合金是液体火箭发动机燃烧室身部和推力室、喷管延伸段用的关键材料。C-103合金其使用温度在1200-1400℃之间，是目前我国液体火箭发动机的常用材料，已应用于YF-40和长征系列、东风系列火箭发动机，年产量近4吨。Nb521合金密度为8.87kg／cm³，略低于C-103合金(8.9kg／cm³)，使用温度在1400-1650℃之间，能够满足动能杀伤拦截器(KKV)和相应的导弹运载系统使用的轨、姿控发动机，如Df-31A、JL-2号三级姿控发动机使用的300N、200N、25N铌合金喷管及未来新型军用卫星、空间实验室用姿控发动机对材料的要求，已设计为490N、150N等多种燃烧室结构件。但是，相对于陶瓷等复合材料，合金喷管的大质量和高价格在一定程度上限制了其应用范围。

宋允等在文献“碳／碳复合材料在推进系统上的应用”中介绍了碳／碳复合材料在固体发动机、液体发动机和涡轮喷气发动机等推进系统上的应用。宇宙空间温度变化剧烈，要求材料耐热、耐低及尺寸稳定，向宇宙空间发射物体需极大的推力，重量的减轻将会带来极大的效益。C／C独特的性能使它在航天系统上有着无可限量的前途，但目前还受制造方法和测试手段的限制。

液体推进剂发动机亦可简称为液体火箭发动机或液体发动机。它与固体火箭发动机的最大不同就是所用的推进剂是液体状态。液体发动机一般由推力室、涡轮泵、燃气发生器或预燃室、活门和自动器组成。目前的液体发动机燃烧室压力都在30个大气压以上，并且液体推进剂燃烧时温度高达3830℃。C／C排气管道在如此高温下容易氧化，碳质表面很容易腐蚀，未涂层的C／C仅能在短期内使用。尽管涂层C／C具有更大吸引力，但它们的价格通常不能与传统材料相比。

发明内容

本发明主要针对燃烧器的高温结构管件，提出一种钼基多层防热材料及其结构。该材料由四层不同材料组成，由外到内依次是镍涂层、钼泡沫层、金属钼层和MoSi₂涂层。它们通过原子间作用力相互结合，形成一种管状结构，能在高温环境下稳定工作，并且抗氧化、防腐蚀，可作为要求严苛的航空航天器喷管等高温结构件。

所述的钼泡沫与金属钼层构成管状结构的主体，是结构的中间层，钼泡沫位于钼金属管的外表面，内部呈现出三维网络状，厚度为1～5mm。钼金属管是管状的金属钼层，厚度为0.1～0.5mm。

所述的镍涂层位于管状结构的最外层，附着于钼泡沫表面，厚度为0.5～3mm，具有优良的抗氧化和耐腐蚀性能。所述的MoSi₂涂层位于钼金属管的内表面，是管状结构的最内层，厚度为0.1mm～0.5mm，具有很高的强度、硬度和高温稳定性，以及优异的抗氧化、耐磨损性能。

本发明的主要优点是：①该放热材料具有多层结构，质量轻，强度高，具有优异的高温性能，能够抗氧化和防腐蚀；②该材料包含多种难熔金属和涂层，在高温环境下保持稳定的工作状态；③该管状结构内部是泡沫材料，可以填充冷却、相变等材料，实现高温结构的高效降温；④该管状结构表面附着有抗氧化、防腐蚀涂层，具有使用寿命长，稳定性好的优点。

附图说明

图示为一种钼基多层防热管的示意图。

图示10为镍涂层；20为钼泡沫；30为钼金属管；40为MoSi₂涂层。

具体实施方式

下面结合具体实施例，进一步阐明本发明，应理解这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围，在阅读了本发明之后，本领域技术人员对本发明的各种等价形式的修改均落于本申请所附权利要求所限定。

实施例1