专利名称：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
背景技术：
发明领域本发明涉及火箭发动机的烧蚀材料，特别是，填充树脂的碳纤维和碳/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加组分的碳烧蚀材料，所述增强组分是由碳化之前、作为母体的梳理和纺制溶纺纤维素纤维和/或溶纺长丝形成的。本发明还涉及包括碳烧蚀材料的火箭发动机组件。
相关技术的描述通常，在当今工业实践中可以接受的采用聚合物基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，后者为机织增强结构，采用合适的树脂基材浸渍。这种树脂基材基通常是酚醛树脂，当然，也可以采用其他树脂基材。为了制造这种机织增强结构，在当今工业中选择非溶纺(non-solvent spun)粘胶人造丝的连续长丝作为母体材料，在本文中称为连续粘胶人造长丝。这种连续的粘胶人造长丝专门用于制造烧蚀材料，其通过机织、卷绕或其他加工方法制成需要的结构，然后碳化，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/碳烧蚀材料的碳增强结构已经成为火箭发动机工业标准，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能。由连续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)固态合成物的经向强度(warp strength)高达144.8M Pa(大约21000磅/英寸2)，这是在对母体进行碳化和浸渍之后测得的。经向强度反映了长丝抵抗沿着经向(或沿着纵向)长丝轴线的作用力的承受能力。
但是，与使用固态合成物相关的主要缺点包括，例如在火箭喷嘴绝热材料的大块(bulk)区域发现的，连续粘胶人造长丝的包绕层中、在火箭发动机点火期间、在大块(bulk)烧蚀材料中(与排气表面相对)、在运行温度、由碳化的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包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的轴线，其表示两重叠的长丝层在相对滑动之前能够承受的负载。
最近非常关注的另一个与连续的粘胶人造长丝相关的相当严重的缺陷是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非溶纺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公司停止生产连续的粘胶纤维长丝，基于连续的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要求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，受来自横穿并排出火箭发动机内部的热粒子(以及气体)的烧蚀影响，或者在返回大气层推进器绝热材料的外表面上的烧蚀影响。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都应当具有相当的耐高温和烧蚀特性，和流变、物理性能，这些特性和性能至少等同于那些连续粘胶人造长丝的相关性能，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(PAN)长丝。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，为了给人造长丝提供相当的绝热性能，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缘材料。当可替代的材料被用做火箭外壳内部的绝热材料时，在推进剂燃烧的整个过程中，其必须符合保护火箭外壳的烧蚀极限，同时对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，并且具备格外复杂特性的结合。由严重失败的危险证实，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，其应当符合和通过大量的试验标准，才能接受。
此外，任何可替代的母体都不应当是容易被废弃也不会在将来产生资源供应问题。
发明概述因此，本发明的目的在于解决一种在工业中至关重要的需求，找到合适的制造碳基增强结构的替代母体，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母体材料可以替代连续的粘胶人造长丝，而不需要对浸渍树脂合成物、零部件的设计结构、制造加工步骤进行重大修改，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(一种绝热衬层或类似物)可以实现本发明的这些或其他目的，其作为碳增强结构的母体，由包括经过梳理的纺制溶纺纤维素纤维(例如，人造丝)、溶纺纤维素长丝或者它们的结合物的纱线形成。本发明人发现，溶纺纤维素纤维和长丝具有可加工性，例如经过纺纱加工制成纱线，后者在成型(patterning)(例如采用任何组织类型的织造或卷绕)和后续的碳化之后，可以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梳理和纺制溶纺短纤维素纤维被选定时，获得的纱线具有优良的机械强度，可以用于火箭发动机，但又不会产生不可接受的纤维飞扬程度，即，在纺织加工过程中，例如，梳理、纺纱、织造加工中，产生短、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纱线相比具有相当低的经向强度。但是，本发明人发现，与连续的粘胶人造长丝相比，采用纤维素纤维制备的纱线较低的经向强度被非常优越的、由纤维素纤维生产的纱线具备的横穿层抗拉强度补偿。
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，后者在碳化之前，作为母体材料，由包括梳理和纺制溶纺短纤维素(人造)纤维、溶纺纤维素长丝或它们的结合物的纱线形成。本发明还涉及一种方法，其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。
本领域的普通技术人员通过阅读、通过结合附图、解释本发明原理的说明书和所附权利要求书，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，其中
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，其描绘了应用了本发明的绝热材料的火箭发动机组件中的部分区域。
图3是制造LYOCELL纤维的方法的流程图。
对本发明的详细描述按照本发明的原理，一种用于制备火箭发动机烧蚀材料的碳增强结构的替代母体材料，所述火箭发动机烧蚀材料包括返回大气层的推进器的喷嘴部件，这种烧蚀材料是一种包括经过梳理和纺制的溶纺纤维素(或人造丝)纤维、溶纺纤维素长丝、或它们的结合物的纱线。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一种加工，或者通过机器促使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时使用的技术。在此说明，并且在现有技术中已经知道，纺纱意味着结合拉伸或牵引和加捻制备的纤维制成的纱线。在本文中所述的纺纱或纺制并不指挤压连续长丝的技术，这种技术可以在溶纺过程中完成。在此说明，短纤维是具有合适长度的用于纺纱的纤维。
根据本发明，可以使用各种溶纺纤维素纤维。一种作为代表性的实例的溶纺纤维素纤维是LYOCELL纤维素纤维，这种LYOCELL纤维素纤维通过对N-甲基吗啉-N-氧化物(N-mehylmorpholene-N-oxide)纺纱制成。
最好，溶纺纤维素纤维具有的平均纤维长度是38mm-225mm，例如，100mm-150mm。当加工成为纱线时和/或溶融纺丝成长丝时，溶纺纤维素纤维具有的平均旦尼尔数/长丝(dpf)最好为1.1dpf～3.0dpf的范围。溶纺纤维素纤维和长丝的一个供应商是澳大利亚的Lenzing Fibers。由此商业供应源提供的溶纺纤维素材料一般含有钠和锌，其含量分别是90ppm和2ppm，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，后者分别为1300ppm和300ppm。采用溶纺N-甲基吗啉-N-氧化物制成的溶纺纤维素纤维通常称为LYOCELL纤维。
最好，纤维素纤维和长丝未经处理，这意味着它们没有任何不同的金属的、准金属的或石墨的涂层，至少在石墨化加工之前，最好在石墨化加工之后。
本发明特征的有利特征之一是，包括溶纺长丝和/或梳理和纺制溶纺纤维素纤维的纱线可以替代常规的连续粘胶人造长丝，同时对烧蚀材料的加工过程没有重大改变。至少相对于采用溶纺纤维素纤维加工增强结构，其制造过程唯一重要的改变在于生产本发明的纱线与生产常规的连续粘胶人造长丝的差别。一般，通过将纤维素溶解成粘胶纺丝溶液、将所述溶液挤压成凝结介质(其中聚合物是纤维素)、来生产连续粘胶人造长丝，并且该连续粘胶人造长丝再生为连续长丝。另一方面，在本发明的一个实施例中使用的纱线由溶纺短纤维制备，后者采用工业中公知的梳理和纺纱技术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完成。纺纱加工有利于将纱线的毛羽保持到最小。有一个实例是，纱线具有和现有的用于碳烧蚀材料的标准纱线的重量相当的重量，即大约为1650旦尼尔。这可以通过采用短纤维生产一种纱线实现，所述纱线大约为4.8英式精纺毛纱支数(Nw)，将所述纱线双合股以获得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10-12 360°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结构。在这一方面，采用与用于常规的连续粘胶人造长丝的相同的加工方法，可以将纱线加工成需要的结构。碳化可以在例如温度至少为1250℃，最好至少为1350℃的条件下进行。将经过碳化的增强结构用合适的树脂浸渍，例如酚醛树脂。一种代表性的酚醛树脂是SC 1008，其可以从肯塔基州Louisville的Borden Chemical处购买。
本发明的具有创造性的烧蚀和绝热材料可以用于火箭发动机组件的各部分，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或内衬，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，衬层/内衬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装填进火箭发动机外壳12中的方法是本专业普通技术人员公知的，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中的方法是现有技术中公知的，可以参考美国专利US 5,767,221，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经过的流动路径设置，如图2中喷嘴出口(exit nozzle)处的阴影区域20所示。
由纤维素纤维作为母体制造增强材料、制备的碳纤维织物酚醛树脂的烧蚀性能和机械性能和在副标(subscale)试验火箭发动机中、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(carbon clothphenolics)的烧蚀性能和机械性能相当。例如，虽然由溶纺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的经向强度，其数值是96.5MPa(14,000Ibs/in2)对144.8MPa(21,000Ibs/in2)；在火箭点火温度，由溶纺纤维素纤维制成的碳化纱线具有的横穿层强度为5.52MPa或者800Ibs/in2，是连续粘胶人造长丝横穿层强度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的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，构成纱线的纤维端头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。
参照下面的实施例描述本发明，这些实施例并非是对本发明的范围进行限制。
实例实例13.0dpf的LYOCELL短纤维，其平均长度大约为51mm，采用棉纱环锭纺纱设备，纺制成平均大约825旦尼尔的纱线。
实例23.0dpf的LYOCELL短纤维，其平均长度大约100mm，采用精梳毛纺设备，纺制成大约825旦尼尔的纱线。
在实例1和2的各例中，纱线被纺成重的、各自具有大约825旦尼尔的纱线束。这通过制造Ne(英式号码)6.4纺制短纤纱而实现。通过将纱线双合股(加捻)制成Ne3.2纱线，获得1650旦尼尔的纱线。然后，将获得的纱线机织成为正方形组织的织物，后者具有5综经缎结构。然后，采用标准的用于烧蚀碳纤维织物纤维素长丝纤维的碳化程序，使织物碳化。
采用酚醛树脂浸渍碳化织物，特别是采用甲阶段酚醛树脂进行浸渍。预浸渍材料是酚醛树脂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)。
下面的表格列出了各种纱线、碳纤维织物、碳纤维织物酚醛树脂烧蚀材料的用短纤维素母体与普通的人造长丝母体相比较的试验数据。
表1
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LYOCELL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。
权利要求
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。
全文摘要
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。当进行成型和碳化时,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组件中,例如,设置在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,如前锥体。
文档编号D01F9/16GK1383469SQ99811047
公开日2002年12月4日 申请日期1999年8月19日 优先权日1998年8月19日
发明者肯尼思·P·威尔逊, 约翰·K·希格利, 阿伦·P·汤普森 申请人:阿利安特技术系统公司