專利名稱：炭剎車盤負壓定向流外熱梯度化學氣相滲透方法及其設備的制作方法
技術領域：
本發明涉及一種飛機炭剎車盤的制造方法及其設備，特別是采用負壓定向流外熱內冷熱梯度化學氣相滲透(CVI)技術制造飛機炭剎車盤的方法及其設備。
背景技術：
CVI工藝是一種眾所周知的用以致密炭纖維預制體制造高溫結構炭/炭復合材料的方法，例如飛機炭剎車盤、固體火箭發動機噴管炭/炭喉襯、擴張段等材料均采用此方法。傳統的CVI工藝分為均熱法、熱梯度法、壓差法和脈沖法四種。英國Dunlop公司、法國Carbon Industie公司、美國Goodyear、Bendix公司等都采用均熱CVI工藝制造炭剎車盤材料，這一傳統工藝具有適應工業化規模生產、產品不受幾何形狀限制等特點，但存在沉炭效率低、生產周期過長，且表面易結殼、需多次中間石墨化開孔或機加工等缺點。美國B.F.Goodrich公司和我國514廠采用壓差CVI工藝制造飛機炭剎車盤材料，雖然可縮短生產周期，但僅局限在炭剎車盤低密度時采用，當其密度升高后，產品的透氣性變差，仍需采用均熱CVI工藝，上述存在的缺點仍不能完全克服。而熱梯度CVI工藝制造飛機炭剎車盤的方法，主要是內熱外冷熱梯度CVI工藝，預制體在爐中疊落時沒有人造氣體通道，勢必導致各部位氣體流量不均勻，影響其密度的均勻性，且在氣體滯留部位易產生炭黑；此外，內熱外冷熱梯度CVI工藝僅適用于各類型飛機炭剎車動盤的工業化生產，其靜盤及尾盤摩擦面的外側由于沉積炭溫度偏低，易導致其微觀結構不均勻，而影響了摩擦特性。
發明內容
本發明的技術解決問題是為了克服現有技術的不足，提供一種適應于飛機炭剎車靜盤及尾盤結構特點的，且透氣性和摩擦特性好的炭剎車盤負壓定向流外熱熱梯度化學氣相滲透(CVI)方法及其設備。
本發明的技術解決方案是炭剎車盤負壓定向流外熱熱梯度化學氣相滲透(CVI)方法，包括下列步驟(1)將飛機炭剎車盤預制體裝入外熱梯度氣相沉積爐中，各預制體之間墊入等厚的石墨墊片；(2)在負壓下使預制體外熱內冷，徑向建立熱梯度；(3)采用0.3℃/cm～25℃/cm的溫度差或者內外總溫差30℃～380℃；(4)使碳源氣體進入預制體內側，定向流經各預制體間等距狹縫，并由外側排出爐外；(5)預制體的致密過程由外側高溫面向內側低溫面逐漸推移，根據炭盤密度值不斷調整裝爐位置，經4～6爐，經300～600小時氣相沉炭，即可制成飛機炭剎車盤制品。
所述步驟(1)中各炭盤預制體間墊入等厚石墨墊片的厚度為0.5～4.0mm。
所述步驟(2)中的外熱內冷采用內置內水冷裝置，外熱為石墨發熱體。
所述步驟(4)中碳源氣體由爐底進入預制體內腔，并定向流經預制體間等距的狹縫。
所述步驟(2)中預制體外側高溫面的溫度范圍為1000℃～1180℃。
所述步驟(5)中炭盤密度值不斷調整裝爐位置是指密度高的裝入爐的上下部位，密度低的裝入爐的中部。
為實施權利要求1所述方法而設計的定向流外熱梯度CVI設備，包括爐蓋、石墨蓋板及其上的保溫氈、銅感應圈、石墨發熱體其及外層的保溫氈、炭盤預制體、爐底、與爐底連接的石墨托架和位于石墨托架上的石墨托板、外爐體、進氣管、抽氣孔，其特征在于在炭盤預制體的內徑套有內水冷裝置，并在各炭盤預制體之間墊入等厚的石墨墊片，各炭盤預制體和石墨墊片由石墨托架和石墨托板支撐。
此外，在爐底上還安裝有從炭盤預制體的內側進入至外側邊緣處的處測量外側溫度的測溫熱電偶；在內水冷裝置外還加有保溫層，其厚度來控制炭盤預制體的徑向溫差；炭盤預制體下部保溫層的厚度為30～60mm。
本發明與現有技術相比的有益效果是(1)本發明由中頻感應加熱石墨發熱體，且經輻射傳熱使預制體受熱，因其裝有內水冷裝置，在預制體的徑向建立了熱梯度，而且采用負壓定向流外熱梯度CVI工藝方法和設備，實現了工業化規模生產飛機炭剎車盤材料，一次可裝炭盤50～60片，具有生產周期短、產品成本低的特點。
(2)具有適應各類型飛機炭剎車靜盤及尾盤結構特點的特色，在炭盤的摩擦面上獲得了粗糙層結構熱解炭基體，具有易石墨化、熱效率高、摩擦特性好的特征。
(3)負壓下氣體定向流過各預制體間等距狹縫，使碳源氣體(C3H6)幾乎100％通過預制體，提高了其有效利用率，常達20％～40％；且氣體定向流路通暢，無氣體滯留處，可防止有害物質炭黑的形成。
(4)采用比常規熱梯度CVI工藝(溫度差70℃/cm～400℃/cm)較小的溫度差(0.3℃/cm～25℃/cm)，可加寬沉積炭致密帶，大幅度降低設備功率的消耗。
(5)本發明可在傳統真空感應氣相沉積爐上稍作改動就可達到本發明的功能。
圖1是本發明中定向流外熱梯度CVI設備及工作原理示意圖。
具體實施例方式
如圖1所示，本發明設計的定向流外熱梯度CVI設備由爐蓋1、石墨蓋板3及其上的保溫氈2、石墨發熱體5及其位于其外部的保溫氈6、位于保溫氈6的銅感應圈4、炭盤預制體7、石墨墊片8、熱電偶9、保溫層10、石墨托板11、石墨托架12、保溫氈13、爐底14、進氣管15、保溫氈16、內水冷裝置17、外爐體18、抽氣孔19組成，內水冷裝置17設置在爐底14上，并套入炭盤預制體7的內徑中，與炭盤預制體7設有一定的間隔，水冷裝置17為內通冷卻水的水管，并由位于其外部保溫層16的厚度調節炭盤預制體7內外側的溫度差；在爐底14上還固定和進氣管15和石墨托架12，石墨托板11裝在石墨托架12上，且其上厚度是30mm～60mm的保溫層10。在保溫層10上面裝入炭盤預制體7，并用等厚石墨墊片8隔開，石墨墊片的厚度是0.5mm～4.0mm，構成碳源氣體C3H6定向流動通道；在爐底14上還固定測溫熱電偶9，且從炭盤預制體7內側進入爐內，且在中部彎90°角從預制體7的內側延至外側邊緣處，用于測量外側溫度值。
本發明的具體實施例負壓定向流外梯度CVI工藝方法是(1)將飛機炭剎車盤的預制體7，外徑為300mm～500mm，內徑為150mm～320mm，厚度為15mm～40mm，初始密度為0.56g/cm3，套裝入水冷裝置17與石墨發熱體5之間的石墨托板11上面，各預制體7之間用等厚的石墨墊片8，其厚度是0.5mm～4.0mm隔開，形成碳源氣體C3H6由內至外定向流動的通路。當預制體8裝入爐內高度50％時，將熱電偶9插入預制體7的內外邊緣處。一次可裝入預制體7是50片～60片，且將最上層預制體7墊入石墨墊片8后，蓋上石墨蓋板3，裝入保溫氈2，且吊裝爐蓋1。
(2)啟動真空機組，由抽氣孔19對爐體抽真空，真空表顯示負壓為-0.086MPa～-0.1MPa。
(3)由中頻感應加熱石墨發熱體4，且經輻射傳熱使預制體7受熱，其預制體7外側溫度達到1000℃～1180℃，因裝有內水冷裝置17，其預制體7內側溫度為800℃～1000℃，形成了溫度梯度。
(4)碳源氣體(C3H6)和稀釋氣體(N2)由進氣管15進入預制體7內腔，兩者比例和流量均根據預制體7的尺寸，裝爐總質量進行設定和調整。氣體定向流經預制體7間的等距狹縫，由抽氣孔19排出爐外。
(5)碳源氣體流經預制體7的平面時，迅速擴散到孔隙內，且在預制體6的外側高溫面進行沉積炭過程，且致密由外側向內側逐漸推移。
(6)按密度大小調整炭剎車盤坯體7的裝爐位置，經4～6爐，累計沉積時間300～600小時，使炭剎車盤7的密度達1.60g/cm3～1.75g/cm3，每批炭盤的密度離散系數小于2％。
權利要求
1.飛機炭剎車盤的負壓定向流外熱梯度CVI方法，其特征在于包括下列步驟(1)將飛機炭剎車盤預制體裝入爐中，各預制體之間墊入等厚的石墨墊片；(2)在負壓下使預制體外熱內冷，徑向建立熱梯度；(3)采用0.3℃/cm～25℃/cm的溫度差或者內外總溫差30℃～380℃；(4)使碳源氣體進入預制體內側，定向流經各預制體間等距狹縫，并由外側排出爐外；(5)預制體的致密過程由外側高溫面向內側低溫面逐漸推移，經300～600小時氣相沉炭，即可制成飛機炭剎車盤制品。
2.根據權利要求1所述的負壓定向流外熱梯度CVI方法，其特征在于所述步驟(1)中等厚石墨墊片的厚度為0.5～4.0mm。
3.根據權利要求1所述的負壓定向流外熱梯度CVI方法，其特征在于所述步驟(2)中的使預制體外熱內冷采用內置內水冷裝置，外熱為石墨發熱體。
4.根據權利的要求1所述的負壓定向流外熱梯度CVI方法，其特征在于所述步驟(2)中預制體外側高溫面的溫度為1000℃～1180℃。
5.根據權利要求1所述的負壓定向流外熱梯度CVI方法，其特征在于所述步驟(5)中根據炭盤密度值不斷調整裝爐位置是指密度高的裝入爐的上下部位，密度低的裝入爐的中部。
6.為實施權利要求1所述方法而設計的定向流外熱梯度CVI設備，包括包括爐蓋、石墨蓋板及其上的保溫氈、銅感應圈、石墨發熱體其及外層的保溫氈、炭盤預制體、爐底、外爐體、進氣管、抽氣孔，其特征在于在炭盤預制體的內徑套有內水冷裝置，并在各炭盤預制體之間墊入等厚的石墨墊片，各炭盤預制體和石墨墊片由與爐底連接的石墨托架和位于石墨托架上的石墨托板支撐。
7.根據權利要求6所述的定向流外熱梯度CVI設備，其特征在于在爐底上還安裝有從炭盤預制體的內側進入至外側邊緣處測量外側溫度的測溫熱電偶。
8.根據權利要求6所述的定向流外熱梯度CVI設備，其特征在于在內水冷裝置外還加有保溫層，其厚度來控制炭盤預制體的徑向溫差。
9.根據權利要求6所述的定向流外熱梯度CVI設備，其特征在于所述炭盤預制體下部保溫層的厚度為30mm～60mm。
10.根據權利要求6所述的定向流外熱梯度CVI設備，其特征在于所述石墨墊片的厚度是0.5mm～4.0mm。
全文摘要
一種飛機炭剎車盤的負壓定向流外熱梯度化學氣相滲方法及其設備，其特點在于將飛機炭剎車盤預制體裝入爐中，各預制體之間墊入等厚的石墨墊片；在負壓下使預制體外熱內冷，徑向建立熱梯度；碳源氣體在負壓下幾乎100％的定向流經各炭盤預制體間等距的狹縫；采用0.3℃/cm～25℃/cm的溫度差或者內外總溫差30℃～380℃；使碳源氣體進入預制體內側，定向流經各預制體間等距狹縫，并由外側排出爐外；預制體的致密過程由外側高溫面向內側低溫面逐漸推移，經300～600小時氣相沉炭，即可制成飛機炭剎車盤制品。本發明有效的提高了碳源氣體利用率，并具有了摩擦特性好、熱效率高的優點，適應于各類型飛機炭剎車靜盤及尾盤結構特點的特色，縮短了生產周期、降低了成本，適用于工業化規模生產。
文檔編號F16D69/00GK1544686SQ200310115118
公開日2004年11月10日 申請日期2003年11月24日 優先權日2003年11月24日
發明者蘇君明, 肖志超, 孟凡才, 向崳, 朱壽慶, 李睿 申請人:西安航天復合材料研究所