1 壳体设计与制造工艺

“织女星”的三级固体火箭发动机都采用了由意大利AVIO S.p.A.公司研制的碳纤维复合材料壳体。AVIO公司的纤维复合材料缠绕技术具备缠绕直径达3米的壳体能力。应用该技术可明显地减轻发动机质量,提高载荷能力。。

为满足设计要求,“织女星”三级固体火箭发动机复合材料壳体均为整体式结构。三级发动机采用同样的结构和技术,一方面基于AVIO公司以前的经验和技术诀窍,另一方面可以加速同时开发的速度、降低总体研发成本。

为了满足三级发动机同时研发的需求,在复合材料壳体结构方面,AVIO公司利用其在复合材料壳体研发方面的经验和技术优势,研制了一套专门的工艺方法。这套专用的方法,      从早期的概念研究阶段就要求一种包括设计、技术、及制造并行的工程途径,将复合材料性能、数值模拟、技术约束条件、生产手段及试验验证等有机地结合在一起。

1.1 材料体系的选择与性能分析

1.1.1 材料的选择准则

AVIO公司对于碳纤维、预浸纤维环氧树脂系统和粘胶的选择,基于以下主要准则:

1)性能与该项目需求一致;

2)成本竞争预浸料是”织女星”运载火箭一个低成本计划;

3)技术适配性/鲁棒性(预浸时间与无材料损耗的缠绕工艺时间一致);

4)通用固化周期适应于工艺需要。

最终,AVIO公司选择了商用碳/环氧材料。选择高强度和相对中等模量的碳纤维用于三级发动机的裙结构、P80发动机壳体。选择高强航空级碳纤维用于Zefiro 23发动机和Zefiro 9发动机的壳体。三级发动机壳体选择了同样的树脂系统(热固性环氧树脂材料)。树指体系统的选择时,既要求在工作环境下的要求,也考虑了室温下的长期保存,以及成本问题(消除冷运和冷藏成本等)。

1.1.2 材料性能分析

AVIO公司通过以下工作过程进行复合材料特性的分析:

1)未固化材料的物理及化学特性分析。依据常规技术对预浸料特性进行表征,用以确定树脂和挥发物含量、纤维区加重处理、预浸料的粘结与成皱性。对热力及流变学进行了双重性详细分析,用以评估非固化预浸料上的成熟度(老化),并用差示扫描量热法(DSC)和动力学分析(DMA),对固化动力学和流变行为进行了研究。

2)开发固化循环装置。通过对不同固化周期的有效模拟,开发了一个快速、具有成本效益的固化循环装置。

3)固化样品上的物理及化学特性研究。在固化材料上完成了全部化学-物理-力学特性鉴定,确定含脂率、密度、玻璃化温度作为优化工艺参数指标。

4)缩比产品的生产及特性分析。制备了一个小型试片,表征了力学特性,并为破坏因素的评估进行了爆破试验

5)改进样品上的实际样品生产和分析。为了使材料特性更加明确,在实测发动机切来的末端样品上,进行了物理和力学性能评估。确定每个发动机壳体玻璃化温度、树脂含量和层间剪切强度,检测验收标准和适用性。

1.2 采用/开发大量分析软件进行设计与验证分析

1.2.1 筒段设计与优化

从封头口的几何要求开始,利用ARIANNA专用软件进行了纤维路径稳定性分析。用以确定最佳封头几何尺寸,并且缠绕角度与芯模上技术容许纤维绕向保持一致。

为了优化以减小复合材料壳体质量为目的的设计,对一些复杂结构缠绕进行了分析,并计算了安全系数。对套筒优化采用了一个典型的三维IMC-CP模型,利用了壳体几何对称的优势,并采用了实用载荷。

1.2.2 点火器和喷管界面验证

为了验证压力和推力载荷下的界面间隙现象和极孔接头的塑化效应,对接触现象和材料的非线性进行了轴对称局部分析。采用FEM模型对P80综合界面包括极孔接头/点火器部件和极孔接头/喷管界面等进行了分析。

1.2. 3 裙设计中也应用了大量的分析模型

  • 依据一个三维局部模型,在上述壳体尺寸下对基线图进行了分析,用以评估与线性结构挠曲有关的SF。结合裙与级间段,对边界条件进行了确切的模拟。
  • 利用用于线性分析的同种三维局部模型对非线性结构挠曲进行了分析,对与非稳定性和耐压强度有关的MoS进行了评估。
  • 最后,利用包括SRM级间段整体二维模型,减小了与轴对称挠曲和压强有关的MoS。

1.2.4 裙-壳体和级间段发动机连接验证

在界面间验证中采用了同样的二维轴对称模型,包括采用了一个剪切层间改进的网格来验证裙-壳体间的连接。

在验证级间段发动机和法兰—裙间的连接件中,采用了一个改进的三维局部模型, 模拟了铝制法兰上由螺栓接触压力引发的变化。

1.3 壳体的试验与验证

为避免成本浪费并缩短研制周期,AVIO公司在复合材料壳体的研制过程中,通过三种发动机壳体同步研制、并利用其相似性,制订了严密的试验、验证、评估计划,以解决初始设计阶段碰到的各种问题。三种发动机壳体的研制和验证试验情况见表1。

表 1 织女星火箭固体发动机复合材料壳体研制和验证试验

验证试验 力学试验 爆破试验 试车
P80 复合材料壳体 TM 1.1 MEOP N/A N/A N/A
DM0 1.25 MEOP 试车后完成SRM处理/运输验证负载试验 试车后进行 06年11月完成
DM1 1.25 试车 SRM处理/运输试验 N/A 2007年10月完成
QM1 如果DM0验证试验成功不需要进行
Zefiro 23 复合材料壳体 TM 1.1 MEOP 后裙失效 N/A N/A
DM0 1.1 MEOP 两片中压缩验证负载试验 N/A N/A
DM1 1.25 试车 N/A 试车后完成 06年6月完成
QM1 1.25 MEOP 1.1最大压缩及拉伸试验 N/A N/A
Zefiro 9 复合材料壳体 TM 1.1 MEOP 最大压缩、拉伸和弯曲试验 N/A N/A
DM0 1.25 试车 N/A N/A 05年12月完成
DM1 1.1 MEOP 以验证负载试验完成 完成 N/A
QM1 1.1 MEOP N/A N/A 完成

2 喷管

P80喷管组件成本降低的最小目标是比传统喷管(如阿里安5 MPS)降低20%。成本降低的主要原因是采用了新的简化设计和低成本材料,其中两个关键因素是:用于碳和树脂基体的Naxeco技术和EG2橡胶绝热层。

2.1 Naxeco®预制体技术

Naxeco®采用炭布/炭纤维网胎针刺,通过针刺将商用碳纤维直接置入的方法制造,纤维比例30~35%。Naxeco类似炭毡,但它的针刺方向是径向的,经过气相渗透的Naxeco可以用来制造喉衬,经过液相渗透的Naxeco可以用来制造喷管的热防护层。与编制4D Sepcarb C/C相比,Naxeco易于机械化,可降低成本。

2.2 Naxeco®酚醛树脂绝热材料

预浸过酚醛树脂的Naxeco®预制件用做喷管烧蚀衬层可以降低喷管烧蚀层的成本。与Novoltex增强件一样,Naxeco®增强件能被用于平面、圆锥和圆柱形部件。

Snecma公司开发的采用RTM注射酚醛树脂浸渍Naxeco ® 3D增强体而制造的新一代碳酚醛树脂衬层,允许喷管设计有显著简化。由于材料未遇到分层以及第三方向层间剪切强度显著增加,柔性密封罩和尾端出口锥部件现在为独立部件。部件数量减少和装配人工成本降低是引入该新型材料体系的重要影响因素之一。

2.3 直接耦合致密化工艺

Naxeco的成功取决于高效率的致密化工艺。在直接耦合(Direct Coupling)工艺过程中,轴对称部件(由碳纤维制造具有导电性)通过外部感应器所导致的楞次效应而自加热,而使中心致密,恰好有利于提高ITE部件的喉部耐烧蚀性能,特别适用于喉衬的制造。直接耦合致密化工艺降低了成本,提高了生产效率,致密化交付周期下降了40%。

2.4 树脂传递模塑法(RTM)工艺

RTM工艺避免了纤维浸渍和存贮问题,可以节省成本。对于喷管的出口锥和外罩,由于点火过程中,这两个部件的位置和经受的侵蚀不同,每个的增强方向不同。因此,RTM工艺针对两种结构必须做出调整。

树脂的选择是根据织物碳酚醛树脂部件制造的经验和应用类型来决定,要求碳含量高的树脂。同时,必须对树脂进行改性以调整最终的复合材料孔隙率,并维持树脂一个足够长的适用期,允许注射大量的树脂。

2.5 低扭矩柔性密封

寻求低扭矩柔性密封,在喷管层面上看并没有实现成本降低,但是从固体火箭发动机的TVC系统角度来看意义重大。这是因为如果柔性密封扭矩反作用达到目标要求,就可以采用机电式作动器(EMA),进而会使整个发射价格大大下降。

低扭矩喷管柔性密封件特点是采用了新材料,以降低成本、减小作动力,即:1)超长的增强片,可以提供热学自防护;2)低剪切模量橡胶;3)玻璃环氧增强片;4)新型环境友好型粘合剂。

2.6 固定壳体橡胶绝热层

与传统的碳酚醛基绝热层相比,橡胶基绝热层的性价比更高。P80喷管固定壳体采用EG2橡胶材料(由凯芙拉短切纤维和橡胶混合而成,为阿里安5固体火箭发动机研制的)是成本降低的一个主要原因。

 

3  纳米材料应用技术

纳米材料技术对未来航天技术目标的可能贡献包括:降低成本、提高性能、降低任务风险和设计新的空间系统等。

纳米技术部件的航天相关性评估研究表明,CNT/CNT复合材料、纳米粒子增强型聚合物与航天领域的相关性都超过了70%,纳米铝粉作为火箭推进剂与航天领域的相关性也接近60%。

纳米技术在固体推进系统中的应用包括:防护罩和喷管材料(如增强型聚合物)、改进型非氯化推进剂(如纳米铝粉);在材料和热防护上的应用包括:用于再入和火箭推进的热结构和热防护(如陶瓷纤维复合材料、梯度层等)。

针对火箭发动机喷管烧蚀材料、碳碳复合材料和高性能环氧树脂碳纤维增强复合材料系统等高温条件下的应用,纳米复合材料的可行性已经得到了验证。

目前有四种纳米粒子被广泛研究,分别是蒙脱土(MMT)纳米粘土、纳米碳纤维(CNF)、纳米二氧化硅材料以及六面体倍半硅氧烷(POSS)材料。

美国空军研究实验室(AFRL)纳米复合材料用作绝热材料已得到应用研究,将POSS添加到固体火箭发动机绝热层,使绝热层烧蚀率减小25%,使绝热层重量减轻22%,助推力提高4%。

4 热防护材料研发

2007年12月,ATK公司验证了三叉戟D5发动机新技术组合,包括RDX的低成本NEPE推进剂、使用TaC喉衬的轻型低成本喷管、含PBO纤维的新绝热层等,同时燃烧室压强可能达到14MPa以上。

2015年,NASA(Ames研究中心)研究了一种新型材料的编织热防护系统(WTPS)。这种新材料称为3 D-MAT (3D Multi-functional Ablative TPS)材料,是一种完全致密的石英复合材料,用于EM-1任务“猎户座”飞船太空舱的热防护。

2016年9月NASA马歇尔航天飞行中心燃气实验室在4M,500F燃气环境下进行了新材料的试验。共试验了3种SLS绝热用泡沫,这些泡沫是闭孔材料,具有更好的强度、耐热性、抗吸湿性,更耐燃且不破坏臭氧层。

聚合物烧蚀材料对于航天工业来说具有非常重要的战略性意义。穿越行星大气层超音速飞行热防护系统、充气可部署减速伞(防护罩)的柔性热防护系统。下一代柔性热防护系统的热通量要求达到150W/cm2。为满足这些严格的要求,意大利佩鲁贾大学的研究人员提出了一个崭新的概念:利用被用于生产固体发动机绝热层的弹性体烧蚀材料(EPDM/芳纶)技术来研制新一代的柔性热防护系统。

美国在“先进固体火箭发动机”(ASRM)计划中发展了改进型耐低温氟碳化合物。在RSRM计划中又研发了V1288 O型环用于RSEM-105发动机接头密封、RSRM-107发动机喷管与壳体的连接密封。此后还用于点火器内外密封、安全发火机构密封。RSRM后封头处,采用碳纤维增强EPDM橡胶材料,喷管与壳体的连接处,采用碳纤维绳绝热层(北美人造丝公司的材料经高温碳化而成)。

5 新开发的复合材料制造工艺技术和分析模型

2015年4月上旬,英国的谢菲尔德大学先进制造研究中心(AMRC)、威尔士格林多大学、英国国家复合材料中心(NCC)与美国波音公司将联合开发复合材料微波固化技术,旨在缩短固化时间,进而缩短复杂复合材料飞机部件的制造时间。英美双方的联合研究将持续4年,工作内容是:探索并克服微波固化复合材料的关键问题,并将成果转化形成可靠的工业化工艺,实现复杂部件的实际制造,使复合材料继续在飞机主结构材料竞争中处于优势。

2015年报道,MIT的研究人员开发出一种不需要烘烤炉和高压釜的复合材料制造技术。通过将一个线性碳纳米管薄膜集成到航天级复合材料结构的顶面,然后用通电加热的方式来处理复合材料。该项目的研发团队进行了商用碳纤维增复合材料的固化试验,研发了一种新的“炉外”技术,可获得传统“炉”基技术相同和更高质量的复合材料。固化过程的能耗将下降99%,这将是航天复合材料节能制造技术的新标杆。

美国空军和陆军为亚利桑那州立大学自适应智能材料与系统中心(ASU,Adaptive Intelligent Materials & Systems Center)资金,开发基于物理多尺度复合材料和纳米复合材料建模技术。

普渡大学开发了一种新软件,可以缩短复合材料和结构的设计周期。普渡大学授权AnalySwift公司发行该软件(名为SwiftComp)。与普渡大学新开发的软件相比,此前的分析方法都显得太复杂了。新软件提供了高效高保真复合材料模型,在捕捉复合材料细节时既缩短了分析时间还不损失精度。

6 低成本先进复合材料技术

低成本复合材料制造技术已成为当前世界上先进复合材料研究领域的核心问题之一。国外发达国家投入了大量人力、物力开展复合材料制造技术研究。先进复合材料的制造工艺成本占总成本的75%以上。先进复合材料的成本主要包括三个方面:原材料成本、设计制造成本以及使用维护成本。

国外复合材料制造技术研发,除了重点开发低成本技术之外,还非常重视环境友好技术的研发。

6.1 固体发动机相关的低成本先进复合材料关键工艺

通过分析梳理,表2所列的先进复合材料产品制造的关键工艺技术值得关注。

表 2 固体火箭发动机先进复合材料产品制造关键工艺

类别 工艺名称 适用部件 备注
专项特种工艺 纤维缠绕技术 壳体 技术相对成熟,已研制出11轴纤维缠绕机。
自动铺放技术,包括自动铺带/铺丝工艺,值得注意的是热塑性原位铺丝技术 壳体 技术相对成熟,自动铺丝技术已应用于宇宙神5火箭整流罩等复合材料组件生产;自动铺带技术已应用于织女星火箭Zefiro 40 IMC发动机研制生产。
弹性体绝热层缠绕工艺 绝热层 技术相对成熟,已应用于织女星火箭P80发动机。
真空辅助工艺 壳体 计划用于阿里安6运载火箭P120发动机壳体生产,使发动机壳体的成本降低25%以上,生产效率提高20%~30%。
非高压釜加工技术 壳体 2013年,美国用于大型重型运载火箭结构件的非高压釜工艺技术成熟度(TRL)已经达到3级。
新型绿色碳纤维离子加工工艺 壳体 这可能就是战略级发动机所需的复合材料绿色工艺。
复合材料耐高温异质连接技术 壳体 美国、俄罗斯等国在新一代火箭发动机上已采用钎焊技术实现了碳/碳复合材料喷管和钛合金部件的连接,减轻了部件重量,提高了结合牢固程度及发动机的推重比。
直接耦合化学气相渗透工艺 喷管 已应用于织女星火箭P80发动机喷管生产。
树脂传递模塑法工艺 喷管 已应用于织女星火箭P80发动机喷管生产。
液体树脂灌注成型工艺 喷管 在研,用于织女星火箭Zefiro 40发动机喷管技术改进。
轻质纤维增强陶瓷复合材料及熔体浸渗法工艺 喷管 碳/碳化硅复合材料已用于NASA的X-38空天飞行器;熔体浸渗法工艺可用于美国标准3导弹的先进节流式固体姿轨控系统组件制造。
基础共性技术 复合材料无损检测技术 通用 欧洲Avio公司建立了高效的固体火箭发动机生产周期各阶段无损检测方法。
复合材料健康监测技术 通用 美国轨道ATK公司开展过全尺寸GEM 60复合材料火箭发动机健康监测技术研究。
精密机器人技术 通用 精密机器人技术被认为是改变游戏规则技术之一。
产品生命周期管理技术,包括Fibersim复合材料工程设计软件和用于产品信息及过程的管理的Teamcenter软件 通用 美国轨道ATK公司在航天飞机计划、航天飞机更换计划和战神火箭计划中,建立并使用了产品全生命周期管理系统。美国SpaceX公司采用Fibersim软件设计和制造了猎鹰火箭和龙飞船的各种复合材料部件,使复合材料部件设计到生产的时间缩短高达70%~85%。
3D打印技术 通用 3D打印技术属于颠覆性技术之一。美国Aerojet公司利用3D打印技术制造了首批12个“猎户座”载人飞船喷管扩张段,制造时间比传统制造工艺技术缩短约40%。
纳米结构复合材料 通用 纳米技术被认为是改变游戏规则技术之一。研究表明,将六面体倍半硅氧烷(POSS)材料添加到固体火箭发动机绝热层,可使绝热层烧蚀率减小25%,绝热层重量减轻22%,助推力提高4%。

6.2 复合材料材料制造技术的发展趋势

未来复合材料制造具有以下发展趋势:不断提高航空航天复合材料结构的性能;生产工艺向批量化生产转化,自动化趋势依然持续,超过一半以上的复合材料生产涉及机器人和自动化制造工艺;减少部组件的数量,减轻重量;降低制造成本,降低加工成本和建设成本,减少对大型资本设备的依赖;研究热塑性复合材料性能与产品制造工艺;开展环保、可回收复合材料与复合材料循环再用工艺研究。

先进复合材料制造工艺创新方向,主要包括:树脂传递模塑法(RTM)、真空辅助传递模塑法(VARTM)、自动铺丝/铺带工艺、原位固化工艺、高温碳陶及碳陶工艺、接合组装工艺、纳米材料与加工工艺、净成形工艺、非高压釜固化工艺、下一代工艺过程模型开发、健康监测传感器及信息管理与损伤预测,以及现场无损检测(NDI)/无损评估(NDE)等。

6.3 低成本的热塑性复合材料原位铺丝技术

热塑性复合材料铺丝技术是未来复合材料构件极端制造发展的一个重要方向。以碳纤维增强热塑性树脂基预浸丝或预浸带为加工对象,结合“原位固化”技术来生产复合材料构件是复合材料制造业一个新的发展趋势。热塑性树脂具有良好的焊接性、抗冲击韧性、可循环性、抗化学腐蚀性以及近乎无限的保质期等优点,同时,“原位固化”技术与“热压罐”技术相比,具有不受加工场地、零件大小和形状的限制等优点。该技术可以用于未来固体火箭发动机壳体制造。目前,热塑性复合材料铺丝技术的研究目的是开发出成本效益高的制造工艺,重点是工艺优化和自动化。

6.4 低成本的熔体浸渗法(MI)工艺

熔体浸渗法工艺由美国Ultramet公司开发,试验表明,在高达2871℃的超高温条件下,基于不同碳化硅、碳化锆、碳化铪组合的陶瓷基复合材料表现出了极高的结构完整性和几乎零烧蚀,且密度低于钨、铼等难熔金属。对该技术进行改进和优化,可用于美国标准3导弹的先进节流式固体姿轨控系统组件制造。采用熔体浸渗法制造碳/碳化硅材料的好处在于制造时间短,能采用低成本原材料,获得成本效益高的陶瓷基复合材料。

6.5 低成本的非高压釜固化工艺

国外正在为下一代复合材料结构研制非高压釜(OoA)固化技术。该技术不采用高压釜等设备,减少了大型资本设备的投入,减少了工装成本,同时也降低了对能源、氮气等资源的消耗,同时工艺过程中可以进行各种改变,能满足特殊应用要求,使性能/成本比向着复合材料工业可持续发展的要求发展。美国认为非高压釜固化技术将给复合材料制造带来革命性的变化。

复合材料非高压釜固化采用真空袋专用预浸料与真空灌注工艺(VIP),在真空袋压力下实现固化,非高压釜复合材料产品孔隙率不到1%,性能与高压釜固化产品水平类似,成本却显著降低。2013年,美国用于太空发射系统(SLS)运载火箭结构件的整体非高压釜工艺及材料系统的技术成熟度(TRL)已经达到3级。

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