《【2017年整理】固体火箭发动机壳体用材料综述》由会员分享，可在线阅读，更多相关《【2017年整理】固体火箭发动机壳体用材料综述（9页珍藏版）》请在金锄头文库上搜索。
1、1固体火箭发动机壳体用材料综述摘 要 ：概述了国内外固体火箭发动机壳体用先进 复合材料研究应用现状，同 时对固体火箭发动机壳体的纤维缠绕成型工艺进行了阐述。关键词：固体火箭发动机 复合材料 树脂基体 纤维缠绕成型1 固体火箭发动机简介固体火箭发动机是当今各种导弹武器的主要动力装置，在航空航天领域也有相当广泛的应用。它的特点是 结构简单，因而具有机动、可靠、易于 维护等一系列优点，非常适合现代化战争和航天事业的需要。但固体火箭发动机部件在工作中要承受高温、高压和化学气氛下的各种复杂载荷作用，因此其材料通常具有极优异的性能，往往代表着当代材料科学的最先进水平。 标志当代高性能固体发动机的主要特征是
2、：“高能、轻质、可控 ”，这三者都是以先进材料 为基础和支柱的， 选用具有优良比强度和卓越耐热性能的先进复合材料已成为提高发动机性能的一项决定性因素。2 固体火箭发动机壳体用材料固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进 行发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个基本原 则 1： a. 固体火箭发动机壳体就其工作方式来讲，是一个内压容器，所以壳体承受内压的能力是衡量其技术水平的首要指标； b. 发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度； c. 作为航天产 品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小； d. 发动机点火工作时，壳体将受到来
3、自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。 评价和鉴定壳体材料的性能水平，固然要以最终产品是否满足使用要求为原则，但从 设计选材的角度来说，也应有衡量的指标和尺度。 60 年代以前一直沿用航空材料常用的比强度和比模量作为主要衡量指标。70 年代以后，考虑到固体发动机是一种高压容器，选用反映材料容器效率的容器特性系数 PV/W 作为衡量指标。目前为止，发动机壳体材料大体经历 了四代发展过程，第一代 为金属材料；第二代为玻璃纤维复合材料；第
4、三代为有机芳纶复合材料；第四代为高强2中模碳纤维复合材料。2.1 金属材料金属材料是最早应用的固体火箭发动机壳体材料，其中主要是低合金钢。其优点是成本低、工艺成熟、便于大批量生产，特别是后来在断裂 韧性方面有了重大突破，因此即便新型复合材料发展迅速，但在 质量比要求不十分苛刻的发动机上仍大量使用。从容器特性系数 PV/W 来看，金属材料壳体的特性系数都很低，超高 强度钢通常为 5km8km，钛合金也只有 7km11km，远不能满足先进固体发动机的要求，因此壳体复合材料化将是大势所趋。2.2 纤维缠绕复合材料利用纤维缠绕工艺制造固体发动机壳体是近代复合材料发展史上的一个重要里程碑。这种缠绕制品除
5、了具有复合材料共有的优点外，由于缠绕结构的方向强度比可根据结构要求而定，因此可设计成能充分发挥材料效率的结构，其各部位载荷要求的强度都与各部位材料提供的实际强度相适应，这是金属材料所做不到的。因此这种结构可获得同种材料的最高比强度，同时它还具有工艺简单、制造周期短、成本低等优点。2.2.1 玻璃纤维复合材料固体火箭发动机壳体使用的第一代复合材料是玻璃纤维复合材料。第一个成功的范例是 20 世纪 60 年代初期的“北极星 A2”导弹发动机壳体，它比“ 北极星A1”的合金钢 壳体重量减轻 了 60%以上，成本降低了 66%。近年来我国玻璃钢壳体的研制也取得了重大进展。尤其采用国内 2#玻璃纤维/环
6、氧树脂复合材料的壳体已成功地应用于多种发动机。资料表明，国内已成功应用于型号发动机的玻璃钢壳体与目前法国 M4 导弹的 402V 发动机壳体水平相当，但比最先进的“ 海神” 导弹发动 机壳体的复合强度约低 10%。然而，玻璃钢虽然具有比强度较高的优点，但它的 弹性模量偏低， 仅有0.6105MPa（单向环）。 这是由于复合材料中提供主要模量分数的高 强 2#玻璃纤维的弹性模量太低（0.8510 5MPa，只是钢的 2/5）的缘故，这一缺点引起发动机工作时变形量大，其应变一般为 1.5%，甚至更大，而传统的金属壳体的应变一般小于 0.8%。这样大的变形量会给导弹总体带来很多不利因素；为了保证壳体
7、的结构刚度，不得不增加厚度，从而造成强度富裕，消极重量增加等。2.2.2 芳纶复合材料为了满足高性能火箭发动机的高质量比要求（战略导弹发动机质量比要求在 30.9 以上，某些宇航 发动机的质量比已达到 0.94），必须选用同时具有高比强度和高比模量的先进复合材料作为壳体的第二代材料，逐步取代玻璃纤维复合材料。60 年代，美国杜邦公司首先对芳纶纤维进行了探索性研究，1965 年获得突破性进展。其研制的“芳香族聚芳 酰胺 ”高性能纤维（商品名为 Kevlar）于 1972 年开始了工业化生产。继美国杜邦公司开发芳纶纤维之后，俄 罗斯、荷兰、日本及中国等也相继开发了具有各自特色的一系列芳纶纤维。表
8、1 列出了几种典型的航天用芳纶纤维力学性能。表 1 芳纶纤维的主要力学性能国别 纤维名称 密度/kgm-3 拉伸强度 /MPa 拉伸模量 /GPa 断裂延伸率 /% 纤维直径 /m中国芳纶芳纶14651446287233591761211.82.85-美国Kevlar-49Kevlar-129Kevlar-149145014401470362033803450120831721802.53.31.81.911.91212荷兰 TWARON 1440 3150 80 3.3 12日本 TECHNORA 1390 3000 70 4.4 12俄罗斯APMOCCBM14501450411649053
9、9204120142.212713233.53.54.514171215芳纶纤维及其树脂基复合材料的问世，立即引起航空和导弹专家们的高度兴趣。70 年代初，美国将 Kevlar49 纤维增强环氧基复合材料成功地应用于固体导弹“三叉戟（C3）” 的第一、二、三级发动机；至 70 年代末，美国又将 Kevlar49 纤维增强环氧基复合材料应用于洲际导弹 MX，其发动机壳体采用 Kevlar49 纤维/HBRF缠绕结构，壳体由 18 个螺旋 缠绕循环和 51 个环向缠绕循环构成。还有最新的“ 三叉戟（C5 ）”导弹的第三级发动机也是由 Kevlar49 复合材料壳体制成，特 别是美国新的战术导弹“
10、潘新”两级发动机都是 Kevlar49 复合材料壳体。 还有前苏联的 SS 20、SS 24 和 SS 25 导弹各级发动机均采用 APMOC 纤维/环氧复合材料。国内结合高质量比的固体发动机预研工作，也开展了芳纶复合材料的应用研究。从1980 年开始，利用进口的 Kevlar49 纤维进行了浸胶复丝的力学性能测试研究，与芳酰胺纤维相容性好的高性能树脂基体配方和预浸工艺研究，单向环、 150 小容器和 480 模拟容器的缠绕和性能测试；并在这 些基础上结合设计部门的结构试验，开展了直径 1m 和 2m 的模样发动机壳体材料工艺试验。研究资料表明：对于相同尺寸的发动机壳体，Kevlar49 与高
11、强 2#玻璃纤维相比，Kevlar49 复合材料容器效率提高近 1/3，重量减轻 1/3 以上，同 时，Kevlar49 与高强 2#玻璃纤维相比，Kevlar49 复合材料容器 环 向应变减少 35%，纵向应变减少 26.4%，轴向伸长减少430.7%径向伸长减少 33.8%，其刚度大为提高。2.2.3 碳纤维复合材料80 年代以来，碳纤维在力学性能方面取得重大突破，它的比强度、比模量 跃居各先进纤维之首。固体火箭 发动机壳体要求复合材料具有高的比强度、比模量和断裂应变。拉伸模量为 265320GPa，拉伸强度在 5GPa 左右，断裂延伸率约为 1.7%的高强中模碳纤维是理想的壳体增强材料，
12、因而近年来各国都在大力开发高强中模碳纤维。表 2 列出了几种典型的航天用高强中模碳纤维力学性能。表 2 高强中模碳纤维主要力学性能国别 纤维名称 密度/kgm-3 拉伸强度 /MPa 拉伸模量 /GPa 断裂延伸率 /% 纤维直径 /m台湾 TC06K33 1.8 3.45 230 - 7.0美国T 40IM71.811.775.655.32903031.81.85.15.0日本T300T700T10001.751.81.83.534.96.372352302941.52.12.27.0-碳纤维复合材料壳体 PV/W 值是 Kevlar49/环氧的 1.31.4 倍，可使壳体重量再度减轻 30
13、%，使 发动机质量比高达 0.93 以上。如美国最新的“ 三叉戟（C5）”导弹的第一、二级壳体及“侏儒”导弹的第一、二、三级 壳体均采用 IM 7 碳纤维/环氧复合材料。另外，碳纤维复合材料还具有有机纤维/环氧所不及的其它优良性能：比模量高，热胀系数小、尺寸稳定性好， 层间剪切强度及 纤维强度转化率都较高，不易产生静电聚集，使用温度高、不会产生热失强，并有吸收雷达波的隐身功能。另外，目前最有希望解决未来发动机飞行生存能力的基本材料，预计用高性能碳纤维，加上多功能基体通过特种工艺技术途径，有可能使“ 三抗”结构材料成为现实。 2.3 树脂基体2.3.1 树脂基体的选择原则固体火箭发动机壳体就其主
14、要工作方式而言，是一个内压容器。它作为航天产品，不仅 要求具有足够的强 度、 刚度和模量，而且要求密度低，即要求具有高的容器特性（PV/W）值 2。影响 PV/W 值的因素很多，基体树脂的性能是其中之一。此外，发动机工作后，为使壳体在内部高温燃气的加热下仍保持足够的强度和刚度，树脂基体又应具有较高的热变形温度。固体火箭发动机壳体用复合材料树脂基体的选择遵循如下原则 2：第一个原则是热力学应变能原则。树脂基体的热变形温度不低于 120。在树脂力学性能方面，主要考察拉伸性能，而拉伸性能的优劣应以拉伸强度和断裂伸长率的乘积相对应变能来衡量。相对应变能高的树脂基体其相应容器爆破压强将5会高些。对于大型
15、发动机壳体制造用的环氧树脂应具有下列物理力学性能：拉伸强度80MPa；拉伸模量2800MPa；断裂伸长率为 4%8%；热变形温度120。第二个原则是树脂体系的工艺性。对于湿法缠绕来说，树脂系统在缠绕条件下的粘度及粘度的稳定性是最重要的工艺性要求。为了得到较佳的容器性能，树脂系统在缠绕条件下的粘度一般应在 0.20.8Pas 范围，适用期在 5h 以上。对于干法缠绕来说， 树脂系统的使用期表 现在预浸胶纱带的使用期上。所选树脂系统应使预浸胶纱带的室温使用期不低于 30h，一般应在两天以上，否则难于保证复合材料质量的稳定和可靠。第三个原则是原材料的来源、毒性和经济性， 还应考虑原材料性能的已知性。
16、2.3.2 树脂基体的现状与发展环氧树脂是普遍应用的先进复合材料树脂基体，它是最早应用的大型固体火箭发动机壳体缠绕用树脂。按照增强材料分，固体火箭发动机壳体发展经历了三个阶段 3，从玻璃 纤维到碳纤维，目前各国在新研制的固体火箭发动机上几乎都采用了碳纤维壳体，但基体树脂仍普遍采用环氧树脂， 这 是与环氧树脂较好的耐热性、良好的粘接性以及优异的工艺性能分不开的。近年来， 为了满足新型航空航天器的需要，不断提高热固性树脂基复合材料的使用温度及力学性能，各国都相继开发了许多新型耐高温树脂，主要有双马来酰亚胺（BMI ）和聚酰亚胺（PI ）等。但由于其工艺性和价格等因素的制约，目前，火箭发动机壳体用 树脂基体仍以环氧树脂为主。许多科技工作者都致力于开发高性能环氧树脂，以与不断提高的纤维性能相匹配，更好地适应航空航天技术的发展。目前，对于环氧树脂的改性，存在着两种不同的看法：一种认为断裂延伸率是影响容器特性（PV/W）的主要因素，应致力于开发高延伸率的高
