固体火箭发动机全开口复合材料壳体设计及制造技术
针对固体火箭发动机轻量化与高可靠性需求，开展了以T800碳纤维/环氧树脂复合材料为主体、30CrMnSiA高强钢为金属连接件的全开口复合材料壳体创新设计与工艺研究。通过结构-材料-工艺协同优化方法，设计了复合材料壳体等变角度缠绕结构和预浸布封头补强方案；采用T800碳纤维湿式缠绕、热压罐固化一体化工艺制备了全开口复合材料壳体，采用金属件挂钉与非金属胶接+搭接技术，实现复合材料壳体与金属连接件界面可靠连接。试验结果表明：全开口复合材料壳体爆破压强达23.6MPa,相比同尺寸金属壳体重量降低68.7%。
(本项技术由陕西龙成新材料有限公司研制)
1 引言
固体火箭发动机壳体作为推进系统的核心承力部件，其结构效率直接影响导弹射程与有效载荷。传统金属壳体因材料密度高，消极重量大，严重制约了飞行器性能提升。碳纤维/环氧复合材料具有高强度高模量、耐高温、低密度和可设计性强的优势，成为新一代固体火箭发动机壳体的首选材料[1]。传统非全开口壳体采用前后封头独立设计，通过法兰螺栓连接喷管，而全开口复合材料壳体因取消传统封头-喷管法兰连接结构，可实现级间高度缩减和消极质量降低，对固体火箭发动机有效减重具有显著优势。
然而，复合材料壳体全开口设计面临两大技术瓶颈：一是大开口封头区环向应力集中，开口边缘分层，易引发低压爆破；二是复合材料与金属接头界面应力突变，导致界面脱粘风险增加。
2设计与制造
2.1全开口结构创新设计
传统发动机壳体采用分体式封头-喷管法兰连接[2],后封头轴向长度通常占壳体总长的15%-20%。本研究采用一体化全开口结构(图1),通过三项关键创新实现结构简化：
图1发动机壳体剖面图
注：1筒身(碳纤维);2铝合金前接头；3三元乙丙绝热层；4金属连接件；5裙(碳纤维)
a:该设计使纤维在封头区自然过渡，避免滑线。
b:金属/复合材料协同设计：取消后封头独立结构，将喷管直接嵌入壳体开口端。采用径向销
钉连接喷管与复合材料壳体[3],级间连接空间缩减62%。
c:前封头-金属连接件一体化：金属连接件采用延伸结构，包含挂钉连接段(L₁)、斜坡过渡段
(α=20°)和平面延伸段(L₂)[4]。其中斜坡段通过JX-9胶填充形成连续支撑面，消除刚度突变。
2.2壳体材料选型
壳体采用高强度合金钢连接件及碳纤维缠绕结构，前封头顶盖选用铝合金材料，高强度合金钢材料选用牌号为30CrMnSiA,详细材料力学性能见表1;碳纤维选用T800,预浸料选用4900系列环氧树脂，详细材料力学性能见表2;铝合金选用牌号为7075,详细材料力学性能见表3。
表1 30CrMnSiA材料力学性能参数表
表2 T800碳纤维/环氧树脂单向带力学性能参数表
表 3 7075铝合金力学性能参数表
2.3碳纤维壳体缠绕角度设计如表4所示
表4纤维缠绕角度
壳体纤维缠绕层结构如图2所示，在计算中按照表4所示缠绕角度进行设置。
图2壳体纤维缠绕层设置示意图
2.4壳体强度校核
2.4.1载荷
对壳体筒身进行强度校核，按爆破压强20MPa,在计算时对筒身内形面加载20MPa的压强。
2.4.2有限元模型简化原则如下
主要关注缠绕层的强度，对筒身进行简化，按照筒体尺寸进行建模，缠绕层采用四边形网格进行划分，网格类型为S4R,最终生成有限元网格约为2mm,单元数19515个。
2.4.3仿真分析结果
(a)壳体应力情况
压强为20MPa时，碳纤维壳体最大综合应力为1057MPa,仿真结果在材料强度范围之内，应用Hashin失效准则进行判定，并无发生损伤及刚度退化现象，应力云图如图3所示。
图3壳体有限元模型示意图
(b)位移分布情况
壳体筒身轴向的变形量为0.126mm,环向变形量为0.5mm,轴向变形量如图4所示，整体变形量如图5所示。
图4轴向变形图 图5整体变形图
2.5工艺流程
备料→机械加工→喷砂→绝热层铺贴→配胶→缠绕机参数设定、缠绕→固化→接口尺寸机械加工→搭接前裙→承压前检验→承压检测→承压后检验。
2.5.1备料
准备主材料：T800碳纤维、TI113橡胶和环氧树脂胶(AF-4900A,AF-4900B),准备前封头顶盖和后接头、缠绕模具原材料；准备辅助材料：脱模剂，乙酸乙酯等。
2.5.2机械加工
缠绕前按照对进行缠绕模具主体、缠绕主轴、产品金属连接件、铝合金前接头及前裙的缠绕前毛坯加工。
2.5.3喷砂
在产品金属连接件、铝合金前接头内外形面(粘接区域)进行喷砂处理。对模具外型面整体涂抹专用脱模剂。
2.5.4绝热层(三元乙丙)铺贴
铝合金前接头内型面涂抹粘接剂，裁剪合适的生三元乙丙套入，三元乙丙对接面涂抹对应粘接剂，使用压机将套入三元乙丙的后接头整体压入模具。裁剪合适的三元乙丙铺贴到模具上。将铝合金前接头套入模具主体，包裹模具，对包覆三元乙丙区域整体抽真空，保证粘接面牢固可靠。三元乙丙铺贴示意图如图6所示。
图6三元乙丙铺贴示意图
2.5.5配胶
按配方比例定量配制环氧树脂胶，搅拌均匀后倒入胶槽内。
2.5.6缠绕机参数设定、缠绕
采用湿式缠绕法，根据产品特性及工艺外形尺寸及极轴等设定参数，并根据实际情况对纱宽及切跟位置进行调整。
环境温度25±3℃,湿度≤65%,采用T800 24K碳纤维丝进行缠绕，首先以大网格缠绕进行整体包覆，后续根据两纵一环形式，张力控制筒体段初始张力120N【5】,每层递减5%,避免纤维滑移，封头处使用3K碳布进行补强【6】,缠绕三个循环，后续以环向形式补缠至图示尺寸。缠绕示意图5.2~5.4所示。
图7大网格缠绕 图8碳布补强 图9成型状态
2.5.7固化
固化过程温度控制如下：
室温→100℃(≤1℃/min)/2h→120℃(≤1℃/min)/1h→140℃(≤1℃/min)/1h→160℃(≤1℃/min)/1h→180℃(≤1℃/min)/1h→200℃(≤1℃/min)/1h→关闭烘箱自然冷却。
2.5.8接口尺寸机械加工
缠绕及铺层完成后，切除假封头部分，脱模进行产品接口尺寸机械加工。
2.5.9搭接前裙
将前裙与燃烧室壳体进行粘接。
2.5.10承压前检验
承压检测前对壳体进行尺寸、重量、外观进行检验。
2.5.11承压检测
采用水压试验考核壳体、环形销钉的承压及壳体承压位移情况。
2.5.12
承压检测后对壳体进行尺寸、外观检验，与承压检测前对壳体检测结果对比。
3结果与讨论
3.1承压考核
采用水压试验考核壳体、环形销钉的承压及壳体承压位移情况，见图10.
图10壳体水压测试
承压试验结果如表5所示。
表5承压试验结果
失效过程：压力达22.3MPa时裙与筒段搭接处区出现树脂裂纹→23.2MPa时纤维断裂→23.6MPa发生整体爆破。
承压试验结果表明，在20MPa水压，保压3min情况下，碳纤维复合材料全开口壳体、环向销钉、碳纤维与金属搭接面状态完好无失效及损伤，且环向位移约0.46mm,轴向位移0.2mm,压力达22.3MPa时裙与筒段搭接处区出现树脂裂纹，压力23.2MPa时裙与筒段搭接处出现纤维断裂→23.6MPa发生整体爆破。
优化设计，通过失效过程分析，壳体裙与筒段搭接处应通过曲线过渡进行优化，使应变梯度平缓过渡至壳体筒身中段，重新分配载荷，使环向应力分配均匀化。
3.2核心优势对比
轻量化效益显著:相同承压能力(20MPa)下，实测数据：复合材料壳体全开口设计结构质量仅3.6Kg,较传统金属壳体减重(11.5kg)减重7.9Kg(68.7%)。
空间利用率提升：传统设计，后封头轴向长度占比壳体长15%～20%,全开口复合材料壳体设计结合环向销钉连接技术，相对缩减级间空间62%。
制造成本效益提升：同尺寸壳体情况下，传统非全开口壳体，缠绕时多采用砂芯模作为缠绕芯模，砂芯模制作周期长，且为一次性使用；全开口壳体设计，缠绕时可采用金属材料作为缠绕芯模，制造流程简化生产周期短，且可重复使用，制造成本降低效益提升。
4结论
本研究通过对碳纤维复合材料全开口壳体结构设计，使用有限元分析校核了结构强度，按照分析结果进行了试生产，并进行了壳体承压测试，成功实现了T800碳纤维/30CrMnSiA钢/7075铝合金一体全开口复合材料壳体的设计与制造，研究表明：全开口复合材料壳体设计结合环向销钉连接技术，相对缩减级间空间62%,相比同尺寸金属壳体重量降低68.7%,爆破压强达到了23.6MPa,显著优于传统结构，且制造成本降低效益提升。尽管全开口壳体优势突出，但制造时仍需要考虑封头区域纤维屈曲风险，因大开口导致非测地线缠绕路径，需要严格控制缠绕张力。
另外由于采用环向密封结构代替传统法兰垫圈密封结构，需考虑密封的可靠性。
参考文献：
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