先进复合材料在航天动力系统的应用[推荐]_先进复合材料及应用

先进复合材料在航天动力系统的应用[推荐]由刀豆文库小编整理，希望给你工作、学习、生活带来方便，猜你可能喜欢“先进复合材料及应用”。

先进复合材料在航天动力系统的应用

http://www.cnfrp.net 发布日期: 2008-02-22 阅读: 63 字体:大 中 小

双击鼠标滚屏

１ 引言

火箭发动机是发射各种弹道导弹和航天飞行器的主要动力，是发展航天产业的基础。“发展航天，动力先行”是航天系统工程的标志之一，无论是固体火箭发动，还 是液体火箭发动机，都是用飞行器自身携带的推进剂作为工质，通过能量转换，把不同形式的能源中释放的能量转化为动能而产生推力[1]。因此，不断提升能源物质的能量和减轻发动机自身的重量成为航天动力系统发展的两条主线，从而带动了高性能复合材料技术的发展和在航

[1,2]天领域的应用，包括高性能树脂基结构复合材料、高温抗烧蚀复合材料等。

固体火箭发动机以其结构简单，机动、可靠、易于维护等一系列优点，广泛应用于武器系统及航天领域。而先进复合材料的应用情况是衡量固体火箭发动机总体水平 的重要指标之一。在固体发动机研制及生产中，尽量使用高性能复合材料已成为世界各国的重要发展目标，目前己拓展到液体动力领域。科技发达国家在新材料研制 中坚持需求牵引和技术创新相结合，做到了需求牵引带动材料技术发展；同时，材料技术创新又推动了发动机水平提高的良性发展。目前，航天动力领域先进复合材 料技术总的发展方向是高性能、多功能、高可靠及低成本［2~4］。

作为国内固体动力技术领域专业材料研究所，西安航天复合材料研究所在固体火箭发动机各类结构、功能复合材料研究及成型技术方面具有雄厚的技术实力和研究水 平，突破了国内固体火箭发动机用复合材料壳体和喷管等部件研制生产中大量的应用基础技术和工艺技术难关，为国内的固体火箭发动机事业作出了重要的贡献，同 时牵引国内相关复合材料与工程专业总体水平的提高。建所以来，先后承担并完成了通讯卫星东方红二号远地点发动机、气象卫星风云二号远地点发动机、多种战略 战术导弹复合材料部件的研制及生产任务。目前，西安航天复合材料研究所正在研制多种航天动力先进复合材料部件，研制和生产了载人航天工程的逃逸系统发动机 部件。2 国内外技术发展现状分析 2.1 国外技术发展现状分析

SRM发展至今，其壳体和喷管的基本设计原理一直未变[3,4]。固体火箭发动机的壳体作为一个薄壁压力容器，里面装有绝热层和固体推进剂。壳体材料的设计取决于它所承受的载荷、推进剂燃烧产生的内压，及它表面承受的 惯性力和空气动力。而发动机的喷管与壳体联接，把燃烧室中的高温、高压、高速燃气热能转变为动能而产生所需推力。由于发动机的喷管更多的暴露于热环境，喷 管区的设计必须能够承受推进剂燃烧产生的高温。40年前，喷管的温度仅有540 ~1100℃，而今天的喷管温度已高达3300~3700℃以上。与发动机壳体的设计不同，喷管材料的设计更注重材料经受剧烈温度波动的能力，而不是材料 本身的基本强度。由于新材料、新工艺以及新制造技术的发展，SRM的性能及用途取得了飞速进步。ＳＲＭ壳体及喷管材料的研制根据不同的应用向以下两个方向 发展：壳体材料的轻质化和喷管材料的抗烧蚀性能提高。图１简要说明了先进复合材料在国外典型战略武器固体火箭发动机中的应用。

2.1.1 结构复合材料

国外发动机壳体材料采用先进的复合材料，主气要方向是采用炭纤维缠绕壳体，使发动机质量比有较大提高。如美国“侏儒”小型地地洲际弹道导弹三级发动机（SICBM-

1、SICBM-

2、SICBM-3）燃烧室壳体由IM-7炭纤维/HBRF-55A环氧树脂缠绕制作，IM-7炭纤维拉伸强度为5300 MPa，HBRF-55A环氧树脂拉伸强度为84.6 MPa,壳体容器特性系数(pv/Wc)≥39 km;美国的潜射导弹“三叉戟II（D5）”第一级采用炭纤维壳体，质量比达0.944，壳体特性系数43 km，其性能较凯芙拉/环氧提高30％。

国外炭纤维的开发自20世纪８０年代以来，品种、性能有了较大幅度改观，主要体现在以下2个方面：

（１)性能不断提高。在20世纪70 ~80年代，主要以3 000 MPa的炭纤维为主，９０年代初普遍使用的IM7, IM8纤维强度达到5300 MPa，90年代末T1000纤维强度达到7000 MPa,并己开始工程应用。

（２）品种不断增多。以东丽公司为例，1983年生产的炭纤维品种只有4种，到1995年炭纤维品种达21种之多。

不同种类、不同性能的炭纤维满足了不同的需要，为炭纤维复合材料的广泛应用提供了坚实的基础。

芳纶纤维是芳族有机纤维的总称，典型的有美国的Kevlar、俄罗斯的APMOC均已在多个型号上得到应用，如前苏联的SS-

24、SS-25洲际导弹。俄罗斯的APMoC纤维生产及其应用技术相当成熟，APMOC纤维强度比Kevlar高38%、模量高20%,纤维强度转化率己达到75％以上。PBO纤 维是美国空军1970年开始作为飞机结构材料而着手研究的产品，具有刚性极强的线形伸直链结构。美国Bruswick公司用抗拉强度为5.5 GPa级的PBO纤维进行缠绕容器的综合研究，内径为250 mm的球形高压容器，实测平均爆破压强91 MPa,纤维强度转化率86%,容器特性系数65.2 km，与抗拉强度为5.65 GPa的T-40炭纤维缠绕容器相比(pv/W值为45.2 km），PBO性能要高31％。

此外，复合材料以其质轻的优势替代传统的金属材料获得广泛应用，典型的有复合材料发射筒、网格结构及各种压力容器。

国外复合材料导弹发射筒在战略、战术型号上广泛采用，如美国的战略导弹MX导弹、俄罗斯的战略导弹“白杨Ｍ”导弹均采用复合材料发射筒。由于复合材料发射 筒相对于金属材料而言，结构重量大幅度减轻，使战略导弹的机动灵活成为可能。在战术导弹领域，复合材料导弹发射筒的应用更加普遍。

网格结构的研究早在20世纪70年代就己开始，目前己有多种类型网格结构在航空航天领域用作战略导弹级间段，空间飞行器舱体、箭与卫星的对接框等不同部 件，如1997年美国空军菲利普实验室以自动化缠绕技术制作网格结构承力部件应用于飞机改制，加州复合材料中心将复合材料网格应用于航空喷气发动机，日本 研制的炭/环氧复合材料网格结构作为第三级发动机与旋转平台的级间段结构成功地应用在H1火箭上，见图２和图3。

从20世纪６０年代末开始，航天领域中以S玻璃和凯夫拉-49纤维复合的金属内衬轻质压力容器逐渐取代传统的全金属压力容器。美国在1975年开始了轻质 复合材料气瓶研制，采用S-玻纤/环氧、KeVlar/环氧缠绕复合材料气瓶。随着炭纤维性能提高及成本大幅度下降，炭纤维与低成本铝内衬制造技术相结 合，使得费用低、质量轻、性能高、可靠性好的高压容器的生产变为现实。2.1.2 结构/功能一体化材料

在国外动力系统喷管部件已趋向全炭/炭化，入口段与喉衬采用整体式多维炭/炭编织物，出口锥用炭/炭材料或炭布带缠绕制成，延伸喷管技术相当成熟。喉衬材 料方面，国外高性能惯性顶级固体发动机、星系固体发动机、战略导弹固体发动机，几乎全部采用3D、4DC/C复合材料喉衬。炭/炭扩张段主要应用于宇航发 动机及战略导弹上面级发动机。如美国研制的Star系列宇航发动机炭/炭扩张段，及ＭＸ导弹第三级采用炭/炭扩张段和二维延伸的炭/炭延伸锥，三叉戟Ｄ5 潜地战略固体导弹第二级采用了可延伸的炭/炭延伸锥。法国研制的炭/炭扩张段应用于西欧远地点助推发动机MageII号。俄罗斯炭/炭扩张段出口直径达 1.5 m,出口厚度2.8 mm，己应用于“起点一号”运载火箭上面钮等众多型号发动机。８０年代中期，法国SEP公司开发了厚度方向有炭纤维增强的在Novoltex炭/炭扩张 段、延伸锥技术。美国侏儒导弹第三级的炭/炭扩张段和延伸锥、雅典娜(Athena)运载火箭惯性顶级发动机Orbus21 HP、波音公司运载火箭Delta-III的第二级（RL1OB-2)和Ariane４运载火箭上面级液氢/液氧发动机HM7使用了SiC涂层的Novoltex炭/炭扩张段，见图4~图６。

表１列出了国外先进战略导弹武器中C/C复合材料的应用情况[4~12]。

近年来，C/C复合材料在可重复使用再入及高超飞行器、特种发动机的热结构上应用前景广泛，如航空涡轮喷气发动机中的涡轮盘、叶片、燃烧室、喷油杆和尾喷 管调节片等，航天飞机上的鼻锥和机翼前缘，冲压发动机的燃烧室内衬和喷管。当航空发动机推重比达到15~20时，其工作温度高达2000℃，要求材料的比 强度比目前高5倍，而发动机的重量在推重比10的基础上再降50%。在如此苛刻的条件下，目前除了C/C复合材料外的其他材料都己无能为力[13~16]。

美国F22、F100、F119军机和俄罗斯航空发动机上已经采用炭/炭制作航空发动机燃烧室、导向器、内锥体、尾喷管鱼鳞片和密封片及声挡板等。法国幻 影2000飞机发动机上己采用炭/炭制作的喷油管、隔热屏、鱼鳞片。此外，德国、俄罗斯和日本也试制了整体炭/炭涡轮叶片或涡轮盘，但这些航空发动机转动 件尚未进入实际应用阶段。此外，20世纪90年代初，美国已在实施将C/C复合材料用于超高速飞行器的飞机结构材料的计划，以实现飞行器全C/C复合材料 主结构的设计与制造。

高速、高超声速飞行器及可重复使用，运载器(RLV)是当前世界各军事大国的研究热点，从一次性运载火箭到部分重复使用的航天飞机，再到完全重复使用的航天运载器是未来发展的必由之路，军事和商业用途前景显 著。美国、日本、欧空局都制订和陆续实施了各自的发展计划，如美国从20世纪６０年代开始了X系列先进飞行器的验证试验；欧空局1994年开始相继启动了 未来欧洲航天运输研究计划（FESTIP）和未来运载技术计划（FLTP），发展和验证研制新一代欧洲运载器所需的技术；俄罗斯和印度也在积极进行研究和试验来确定未来高超声速飞行器和可重复使用运载器的发展方向。

新型航天器要实现高超声速飞行及可重复使用，结构轻质化及有效的热防护系统（TPS）是必须解决的关键性问题，这些关键技术的突破都与复合材料技术密切相 关。如NASA航天试验验证机X-33的鼻锥、面板等热保护系统采用抗氧化C/C复合材料，在高于2 500℃的条件下试验80s ；X-38飞行器襟翼采用全陶瓷复合材料，在迎风面整体温度达到1650℃,在两个襟翼之间的缝隙处温度峰值可达1830℃，X-38的紧急刹车盘和鼻锥 也采用抗氧化炭/炭材料。欧洲空间组织（ESA）的HERMES、MSTP, ARD、FESTIP、GSTP等空间飞行器项目以及德国超音速技术项目的再入飞行器防热／隔热系统大都采用了抗氧化CIC复合材料。CIC复合材料技术的关键性和先导性已成为美、俄、法等军事大国开展战略武器研制的基本共识，C/C复合材料的发展与现代宇航工业和空间技术的发展息息相 关，由于其军事用途十分明显，又处于材料科学前沿，近四十年来，关于材料、工艺、性能和应用研究的工作从未间断。性能表征和评价方法、工艺控制方法等共性 基础问题一直是CIC复合材料发展的研究重点，美国空军材料实验室的科学家DOnald.L.Schmidt指出，“CIC复合材料点燃了材料科学家和工 程师们把它作为一种未来高性能材料的想象力。然而，要把这种材料作为方案引入各种实际应用仍然是一种尝试性的富有挑战性的土作”。随着C/C复合材料在国 防上的不可替代性日益突出和应角领域日益拓宽，己经成为先进国家在高科技材料领域竞争的焦点之一。

表２列出了ClC复合材料在航天飞机等先进飞行器上的应用

2.2 国内技术发展现状分析 2.2.1 结构复合材料

国内固体发动机壳体已成功采用玻璃纤维及芳纶纤维。西安航天复合材料研究所还配合有关部门进行了国产芳纶纤维初步性能研究，有待于进一步加强工艺应用研 究，在炭纤维复合材料壳体研究方面进行了大量的预先研究工作，进行了¢1400mm、¢2000 mm炭纤维壳体研制。

在PBO纤维应用研究方面，西安航天复合材料研究所进行了初步的探索性研究，在PBO纤维表面处理、PBO纤维适应的树脂配方研究等工作都已取得了较大的进展，见图7和图8。

国内在轻质复合材料应用上也开展了相关研究。在复合材料发射筒研究方面，西安航天复合材料研究所及哈尔滨玻璃钢制品研究所进行了某型号导弹发射筒的研制，己成功地进行了多种地面试验和实弹发射考核。在飞航导弹复合材料发射筒研制方面，航天科工集团三院研制了长5.45 m，内径5O2 mm的导弹贮运发射筒。西安航天复合材料研究所、哈尔滨玻璃钢制品研究所等单位进行了网格结构材料初步应用研究，西安航天复合材料研究所同时针对网格结构 缠绕成型的特点开发了缠绕软件。上述工作为大型主承力网格结构实际应用奠定了良好的基础。总体来说，目前国内对网格结构的研究主要集中于理论方面，需加强 复合材料主承力网格结构应用技术研究，以提高国内空间飞行器的性能，缩短在该技术上与国外的差距，见图9。

西安航天复合材料研究所多年来一直从事复合材料压力容器研究工作，从早期的玻璃纤维压力容器，Kevlar-49压力容器到F-12芳纶纤维及炭纤维压力 容器，性能一直处于国内先进水平，S-II玻璃纤维压力容器的PV/W值达到20 km，F12芳纶纤维pV/W为38 km，T700炭纤维pV/W为40 km。2.2.2 结构/功能一体化材料

喉衬材料一直是固体火箭发动机材料应用研究的重点和关键。近20年来，ClC复合材料喉衬的研制和应用取得了很大的进展，西安航天复合材料研究所于70年 代末期建立起了X650 mm的毡基炭/炭喉衬研制生产线，80年代初又掌握了4D炭／炭喉衬研制工艺技术，通过工艺攻关，基本具备了大在金属内胆压力容器研制方面打成功地进行了 DFH-4卫星平台用50L炭纤维高压复合材料气瓶缠绕研制工作，己进入正样阶段。此外，西安航天复合材料研究所还成功研制了宇航员生命保障系统用容器和 多种环形及异形容器，在上述研究的基础上，将相关产品已应用到卫星、运载火箭和军用飞机上，具有十分重要的意义，见图10。

型战略导弹SRM各级发动机喉衬预成型体编织，CVD均热法、热梯度法，高压浸渍炭化，高温石墨化工艺的研制条件。西安航天复合材料研究所研制了与国际水平同步发展的各种类型炭/炭喉衬材料，其中4种炭/炭喉衬材料性能已达到

[12]同类材料的国际先进水平。

喷管扩张段、防热环技术是国内SRM技术中与国外差距最大的项目，大约落后20年左右，严重制约着国内战略、战术导弹武器的技术水平。国内大型喷管扩张段 /延伸段结构件材料目前主要采用采用炭/酚醛、高硅氧/酚醛复合缠绕绝热层及玻璃纤维/环氧缠绕结构层，耐温性与刚度比较低，限制了喷管热防护材料的进一 步发展，研制耐高温轻质的喷管结构材料成为必要。西安航天复合材料研究所己开展多项轻质炭/炭延伸段预先研究，先后成功通过固体及液体发动机地面热试车，承担的“863项目”研制的不同规格的炭/炭延伸段已先后多次成功通过液体发动机地面热试车，为航天动力系统的轻质化奠定了一定的技术基础。问题及建议

3.1 进一步加强复合材料的基础研究

复合材料经过了多年的发展历程，现己基本自成体系，无论在原材料、构件成型，还是工程应用等方面，国内外都已形成规模。但是，就国内目前的现状看来，几十 年的发展对于一种高新材料而言，远远不够，随着复合材料应用领域的扩展、使用条件的提高，所产生的高性能、低成本、多功能要求，有待于开展更广泛、更深入 地研究。

建议今后复合材料领域的研究工作计划围绕以下几方面展开：高性能复合材料进一步研制；复合材料低成本化研究；复合材料界面结构和性能的研究与控制；复合材料结构及工艺过程控制研究。3.2 进一步提高制造技术和制造工艺

尽管我国有许多材料的水平己接近甚至达到国际先进水平，但由于材料应用技术水平落后，制造工艺和制造技术差，造成复合材料结构件的性能差。因此，需要重视提高应用技术，开发先进制造工艺和制造技术。4 结束语

在航天动力技术领域，先进复合材料起着重要的作用。当前，复合材料技术的快速发展，使研制和应用高性能结构复合材料、结构/功能一体化的高温烧蚀防热材料 成为可能，先进的复合材料技术将给动力系统的研发提供强有力的技术支持，使发动机性能获得新的飞跃。将对我国武器装备的快速进步、航天事业的飞跃发展具有 举足轻重的作用。

新闻来源:刘勇琼,崔红,孟宇