[发明专利]由溶纺纤维素母体制成的火箭组件烧蚀材料及采用这种材料绝热或热保护火箭组件的方法无效
| 申请号： | 99811047.7 | 申请日： | 1999-08-19 |
| 公开（公告）号： | CN1383469A | 公开（公告）日： | 2002-12-04 |
| 发明（设计）人： | 肯尼思·P·威尔逊;约翰·K·希格利;阿伦·P·汤普森 | 申请（专利权）人： | 阿利安特技术系统公司 |
| 主分类号： | F02K9/34 | 分类号： | F02K9/34;C08J5/04 |
| 代理公司： | 中国国际贸易促进委员会专利商标事务所 | 代理人： | 孙征 |
| 地址： | 美国明*** | 国省代码： | 暂无信息 |
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| 摘要： | |||
| 搜索关键词： | 纤维素 母体 制成 火箭 组件 材料 采用 这种 绝热 保护 方法 | ||
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一个火箭发动机外壳、一固体推进剂、和一个喷嘴组件，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溶纺短纤维素纤维、溶纺纤维素长丝或它们的结合物；
(b)采用所述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：所述烧蚀材料包括溶纺短纤维素纤维。
3.按照权利要求2所述的方法，其特征是：溶纺短纤维素纤维的平均长度范围是38mm～225mm，其被纺制成旦尼尔/纤维1.1dpf～6.0dpf的纱线。
4.按照权利要求1所述的方法，其特征是：所述母体通过溶纺N-甲基吗啉-N-氧化物制成。
5.按照权利要求1所述的方法，其特征是：溶纺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在喷嘴出口衬层处设置大块烧蚀材料。
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大块烧蚀材料。
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。
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，所述预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，所述增强结构是在碳化之前、由作为母体的梳理和纺制溶纺短纤维素纤维、溶纺纤维素长丝或它们的结合物形成的。
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：烧蚀材料包括溶纺短纤维素纤维。
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：溶纺短纤维素纤维的平均长度范围是51mm～225mm，其被纺制成具有旦尼尔/长丝1.1dpf～6.0dpf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：所述母体通过溶纺N-甲基吗啉-N-氧化物形成。
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：溶纺短纤维素纤维未经处理。
16.一种火箭发动机组件，其中包括权利要求11所述的烧蚀材料。
17.按照权利要求16所述的火箭发动机组件，其特征是：在喷嘴出口衬层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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