【技術實現步驟摘要】
本申請涉及航天發動機推力室制造，特別涉及一種液體火箭發動機推力室噴注器面板及其制備方法。
技術介紹
1、液體火箭發動機推力室是發動機的重要裝置，推力室主要由點火器、噴注器和燃燒室等部分組成。噴注器一般為三底兩腔結構，面板位于噴注器的底端，起到固定噴嘴，隔斷噴注腔與燃燒室的作用。火箭發動機推力室噴注器氣液噴注、霧化、蒸發和混合過程很快，火焰峰距噴注器面板很近，故而噴注器面板在工作過程中一側為高達3000℃高溫燃氣，另一側為-170℃的低溫氫氣，面板承受很大的溫差應力，極易翹曲變形而造成燒蝕破壞，工作環境非常惡劣，必須采用相應的散熱及熱防護措施來避免面板因冷熱溫差應力過大而翹曲變形或過熱而燒蝕。多孔發汗材料常被用作制造液體火箭發動機噴注器的面板，其既是防熱材料，又是結構材料，屬于強迫發汗型防熱結構材料，目前普遍采用氫發汗冷卻，滲透氫量為氫總流量的3％-5％，其中大部分型號采用了絲網燒結軋制而成的多孔面板，但隨著推力等級的進一步提高，燃燒不穩定發生的風險隨之加劇，大推力發動機除了采用相關的穩定裝置或穩定措施，對面板材料要求進一步提高，而選用高熱導率的合金面板，并具有適中的高溫強度，可使溫度梯度和熱應力較小，輔以打孔發汗冷卻可使熱防護效果更好。目前常采用的面板材料為gh3030面板(成分為：c≤0.12％；cr：19.0％-22.0％；ti：0.15％-0.35％；al≤0.15％；fe≤1.5％；mn≤0.7％；si≤0.8％；p≤0.03％；s≤0.02％；ni為余量)，其熱導率有待進一步提高，容易出現熱傳導不良而引起的材料燒蝕問題
技術實現思路
1、本申請的主要目的是提供一種液體火箭發動機推力室噴注器面板及其制備方法，旨在解決現有噴注器面板材料熱導率有待提高的技術問題。
2、為實現上述目的，本申請提出了一種液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，包括以下步驟：
3、對原料進行氣氛保護感應熔煉，制備cu-cr-zr-nb合金鑄錠坯料；
4、將所述鑄錠坯料在850℃-950℃下進行鍛造60min-150min，控制每火鍛造變形量為30％-50％，得到鍛造坯料；
5、將所述鍛造坯料固溶熱處理后，再在850℃-950℃下進行粗軋，得到粗軋坯料；將所述粗軋坯料進行退火后，再在850℃-950℃下進行中軋，得到軋制坯料；
6、將所述軋制坯料切割成噴注器面板圓形坯料后，進行時效熱處理，再機加工至產品圖紙要求尺寸公差，得到成品噴注器面板。
7、可選地，所述對原料進行氣氛保護感應熔煉，制備cu-cr-zr-nb合金鑄錠坯料的步驟中，所述原料包括電解銅板、鉻-鈮中間合金和海綿鋯；
8、所述鉻-鈮中間合金中鈮元素的含量為45wt％-50wt％，余量為鉻元素。
9、可選地，按質量百分比計，所述cu-cr-zr-nb合金鑄錠坯料的成分包括：cr：0.5％-1.2％；zr：0.03％-0.3％；nb：0.01％-0.4％；fe≤0.03％；si≤0.01％；al≤0.01％；o≤0.02％；cu為余量。
10、可選地，所述對原料進行氣氛保護感應熔煉，制備cu-cr-zr-nb合金鑄錠坯料的步驟，包括：
11、將所述電解銅板加入感應熔煉爐中，并加熱至1100℃-1200℃，待所述電解銅板熔化后加入所述鉻-鈮中間合金，繼續加熱至1100℃-1400℃，并精煉10min-40min，再加入所述海綿鋯后澆鑄，得到cu-cr-zr-nb合金鑄錠坯料。
12、可選地，所述將所述鍛造坯料固溶熱處理的步驟中，固溶熱處理的溫度為900℃-980℃，并進行保溫1h-2h。
13、可選地，所述在850℃-950℃下進行粗軋的步驟中，將固溶熱處理后的鍛造坯料進行銑面后，再在850℃-950℃下進行粗軋，軋制速率為3.0m/min-4.0m/min，并控制軋制變形量為50％-60％。
14、可選地，所述將所述粗軋坯料進行退火的步驟中，退火溫度為600℃-800℃，退火時間為1h-4h。
15、可選地，所述在850℃-950℃下進行中軋的步驟中，軋制速率為
16、4.5m/min-5.5m/min，控制軋制變形量為50％-60％。
17、可選地，所述進行時效熱處理的步驟中，時效熱處理的溫度為400℃-500℃，并進行保溫2h-5h。
18、本申請還提出了一種液體火箭發動機推力室噴注器面板，采用上述液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法所得。
19、本申請至少包括以下有益效果：
20、本申請首先對噴注器面板材料的成分進行設計，采用cu、cr、zr、nb作為合金成分，cu合金具有較高的熱導率，而cr與nb可形成金屬間化合物cr2nb，cr2nb可作為強化相，強化cu合金的導電性和導熱性，同時細化并控制cu的晶粒度，從而提升cu合金的高溫強度和熱穩定性，而zr能夠通過固溶強化和析出強化機制來顯著提高銅合金的強度和耐熱性，同時zr在銅合金中具有顯著的細化銅晶粒尺寸的作用，且zr的添加能改善富cr相的存在形式，使其從短棒狀轉變為球形，進一步增強合金的強度和硬度，從而提高面板材料的力學性能，再經過高溫鍛造并控制每火鍛造變形量，可得到組織致密、成分均勻的鍛造坯料，再進行固溶熱處理，使過剩相充分溶解到固溶體中，獲得過飽和固溶體，以消除鑄態組織上的析出物，減少脆性，保持合金成分的穩定性，再經過850℃-950℃下的粗軋后，再次在850℃-950℃下中軋，相比于常規的冷軋，本申請可保證面板材料中的金屬成分動態再結晶的完全發生，從而改善金屬內部組織，提高力學性能，最后經過時效熱處理以消除殘余應力和相變應力，從而獲得了具有較高熱導率的cu-cr-zr-nb材料面板，其通過軋制生產，能夠實現批量化，較目前單件鍛造效率提升，材料利用率高，單件成本低，同時該材料具有較高的高溫強度，組織均勻，性能穩定，解決了目前噴注器面板材料由于熱傳導不良引起的材料燒蝕問題。
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1.一種液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述對原料進行氣氛保護感應熔煉，制備Cu-Cr-Zr-Nb合金鑄錠坯料的步驟中，所述原料包括電解銅板、鉻-鈮中間合金和海綿鋯；
3.根據權利要求2所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，按質量百分比計，所述Cu-Cr-Zr-Nb合金鑄錠坯料的成分包括：
4.根據權利要求3所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述對原料進行氣氛保護感應熔煉，制備Cu-Cr-Zr-Nb合金鑄錠坯料的步驟，包括：
5.根據權利要求1所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述將所述鍛造坯料固溶熱處理的步驟中，固溶熱處理的溫度為900℃-980℃，并進行保溫1h-2h。
6.根據權利要求1所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述在850℃-950℃下進行粗軋的步驟中，將固溶熱處理后的鍛造坯料進行銑面后，再在
7.根據權利要求1所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述將所述粗軋坯料進行退火的步驟中，退火溫度為600℃-800℃，退火時間為1h-4h。
8.根據權利要求1所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述在850℃-950℃下進行中軋的步驟中，軋制速率為4.5m/min-5.5m/min，控制軋制變形量為50％-60％。
9.根據權利要求1所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述進行時效熱處理的步驟中，時效熱處理的溫度為400℃-500℃，并進行保溫2h-5h。
10.一種液體火箭發動機推力室噴注器面板，其特征在于，采用如權利要求1-9任一項所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法所得。
...【技術特征摘要】
1.一種液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據權利要求1所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述對原料進行氣氛保護感應熔煉，制備cu-cr-zr-nb合金鑄錠坯料的步驟中，所述原料包括電解銅板、鉻-鈮中間合金和海綿鋯；
3.根據權利要求2所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，按質量百分比計，所述cu-cr-zr-nb合金鑄錠坯料的成分包括：
4.根據權利要求3所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述對原料進行氣氛保護感應熔煉，制備cu-cr-zr-nb合金鑄錠坯料的步驟，包括：
5.根據權利要求1所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所述將所述鍛造坯料固溶熱處理的步驟中，固溶熱處理的溫度為900℃-980℃，并進行保溫1h-2h。
6.根據權利要求1所述的液體火箭發動機推力室噴注器面板的制備方法，其特征在于，所...
【專利技術屬性】
技術研發人員：王聰利，張航，庾高峰，馬明月，
申請(專利權)人：陜西斯瑞新材料股份有限公司，
類型：發明
國別省市：
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