碳-碳复合材料制火箭发动机喷管

本文着重从用户角度阐述了日本进入研制最后阶段的H-1火箭第三级固体火箭发动机和远地点发动机所采用的碳-碳复合材料喷管的研制情况。介绍了它们应用碳-碳复合材料的理由并给出了碳-碳复合材料的性能参数。     

金属基和陶瓷基复合材料发展现状及其在兵器上的应用

<正> 一、引 言 复合材料通常包含增强相和基体相。增强相的形状有一维的(纤维)、二维的(薄片)、三维的(颗粒)及多维的(四向、七向、十一向编织的碳/碳);基体相包括高聚物(通常是树脂)、金属和陶瓷三大固体材料。其中树脂基复合材料(如玻璃钢、碳纤/环氧、Kevlav纤/环氧等)发展最快,应用亦广。但由于它们不能在较高温度下长     

战术导弹复合材料固体火箭发动机技术的改进

基于新一代战术导弹的要求欧洲动力装置制造公司(SEP)在80年代对复合材料发动机壳体,隔热材料和喉衬材料以及推力矢量控制系统等技术进行了大量的预先研究和试验验证工作。在称为“CRAYON 发动机规划”的战术导弹复合材料固体火箭发动机研究计划中,提出并讨论了许多新方案和新技术。这项固体火箭发动机(SRM)计划是由法国国防部和 SEP 联合投资的,目的是研究具有非常大的长径比、高纵向刚性的壳体以及高的推进剂质量与惰性质量比的高性能复合材料固体火箭发动机。计划的主要验证项目包括:1)力学试验以及验证外壳的坚固度和评估材料的性能;2)厚壁试验以检测推力矢量控制系统和隔热材料的有效性;3)点火试验以逐步验证材料的性能和新方案的可行性。这些试验都是成功的,它为在战术导弹上应用新型固体火箭发动机以极大地提高其弹道性能开创了道路,而且某些技术也能用于弹道式固体火箭发动机,这方面的验证工作也在进行中。详细介绍了设计方案,进行的试验及试验后取得的数据和观察结果。     

两种廉价宇航新材料——AEROCARB和CARBOFLEX

碳纤维及其复合材料由于比重小、强度和模量高、耐高温、抗烧蚀和综合性能好,广泛被应用于宇航工业。像碳纤维增强碳复合材料(简称碳/碳)、碳纤维增强酚醛树脂复合材料(简称碳/酚醛)可以用作战略导弹头部防热材料和火箭发动机喷管喉衬材料,碳纤维增强环氧树脂复合材料(简称碳/环氧)和碳纤维增强铝合金(简称碳/铝)等可以用作导弹、卫星和运载工具等的结构材料,不但可以大     

大承载复合材料夹层壳段结构优化设计与分析

碳面板铝蜂窝夹层结构是将高强度的碳面板和低密度的蜂窝芯子共固化形成的复合式结构，具有比强度高和比刚度高等优异特性，可在保证承载能力的同时显著降低结构质量，同时具有广泛的适应性，在国内外航天器结构中得到了大量应用。在此次研究中提出一种大承载的碳面板铝蜂窝复合材料夹层壳段结构的设计方案，并对该结构的传力路线进行优化设计和轴压试验验证，同时建立数值分析模型并结合渐进损伤分析方法对壳段结构进行承载分析，分析结果与试验结果高度吻合，验证了该方法的准确性，为中国大承载碳面板铝蜂窝夹层结构的设计和分析工作提供了重要方法依据。     

固体火箭发动机用低成本、低烧蚀喉衬材料

在战略导弹上使用的高性能固体火箭发动机很多都采用三维柱面形编织碳－碳合成材料作为整体式喉部和入口段（ＩＴＥ）的材料，以便减少喉部烧蚀，从而使其性能最佳。最近，对一种低成本四维编织结构碳一碳材料进行了试验，并证明其适用于战略和战术固体火箭发动机。在相同的点火条件下，这种材料与三维柱面形编织部件相比，抗烧蚀性能有所提高。     

碳/环氧树脂压力容器强度设计准则

由先进的复合材料制成的压力容器用在许多尖端的和临界强度的设计中,例如,其中包括火箭发动机壳体。但是对纤维复合材料结构的破坏准则还不完全了解。以前利用实验室双向试验设备对普通碳/环氧树脂层压材料的破坏研究表明对拉伸载荷,纤维方向额定应力或应变可作为破坏准则,而与应力状态无关。分析了压力容器增强材料最近的双向试验结果,结果表明与以前的研究相符。由此说明用纤维方向的额定应力或应变作为破坏准则可设计碳/环氧树脂压力容器,类似的破坏准则适用于更多的普通的碳/环氧树脂层压材料。     

全碳/环氧复合材料弹翼研制

变截面、带有主接头的碳/环氧复合材料弹翼的承载能力达到了设计载荷的132％以上,质量比铝金属壁板结构的弹翼减轻45％,本文介绍这一弹翼的结构、模具设计、框架和主接头的整体成型新工艺,最后结出了静力试验结果。     

空空导弹用火箭发动机的设计验证计划

完成了使用碳纤维增强环氧树脂壳体和少烟、含硝铵复合推进剂的空空导弹火箭发动机的设计验证计划。介绍了包括材料选择和固定金属部件的方法在内的发动机壳体结构设计。完成了包括环境和操纵破坏试验在内的发动机壳体结构试验。对于整个发动机，进行了隔热、粘接、推进剂性能、药柱设计和发动机壳体性能的设计验证。试验了六种不同飞行质量的发动机，项目包括极限温度下点火、环境载荷、在具有发射弯曲力矩、老化和后力脉动的情况下点火。还使用两种发动机进行钝感弹药试验，即快速自燃和撞击试验。     

美导弹防御局完成动能拦截弹地面试验

由诺·格公司领导的动能拦截弹(KEI)工业团队完成了探路者助推火箭的全尺寸地面试验。探路者助推火箭地面试验是在实际试飞或发射前进行的模拟演习,包括对地面操作和靶场安全系统等方面的演练。探路者助推火箭采用模拟装药的火箭发动机和经过飞行验证的结构,以全面验证火箭与地面设备和设施等相关的接口。     

航天飞机固体火箭发动机的设计演变

为研制航天飞机用的固体火箭发动机(SRMs)所确定的技术要求,具有三项新颖和独特的特点: ①首次将固体推进系统用于载人的航天飞行; ②大型固体火箭发动机用于航天飞行; ③首次将固体推进系统设计成能够回收和重复使用。已将过去所验证过的技术工艺和制造方法用于这种新颖独特的固体发动机的研制。高度可靠性是头等重要的。本文将概述航天飞机用的SRMs从开始的STS-1飞行设计,到目前正在研制的新一代SRMs的演变过程。新一代SRMs包括由石墨环氧纤维缠绕的壳体。     

碳-碳复合材料裂纹扩展的微观结构特性和分析模型

碳-碳复合材料应用于热结构,需要了解控制性能的微观结构特性。本文目的是验明有关碳-碳复合材料破坏的微观结构因素,并在发展复合材料拉伸特性的分析模型中应用这些数据。试验方法是:用扫描电子显微镜在载荷下观察单向和多向复合材料中裂纹的起始和扩展。裂纹扩展的研究表明:裂纹通道是受基质中高度定向层面所控制;断裂不是发生在纤维-基质的界面处,而是发生在基质中。只有当假设纤维是弯曲的且被扭缠基质包皮所包围时,此分析模型能成功地预测应力-应变曲线。     

航天飞机轨道器石墨/聚酰亚胺机身襟翼验证段的分析、设计和研究

在航天飞机轨道器上使用先进的复合材料,可使其结构重量减轻,性能提高。石墨/聚酰亚胺(Gr/Pi)复合材料的结构允许温度高达600℉,使用这种材料,可使结构和热防护系统(TPS)总重量减轻20～30％。1975年,美国航宇局选定轨道器机身襟翼为先进航天运输系统复合材料(CASTS)计划的验证部件。从那时起,洛克威尔公司航天飞机轨道器分部就把先进复合材料结构研究的重点放在机身襟翼上。机身襟翼技术验证段(TDS)应用了 Gr/Pi 部件的设计、分析、材料工艺、制造和无损检验(NDE)等方面的成果。技术验证段模拟了一段在翼展方向包括三根翼肋,在翼弦方向自前凹口至后翼梁的轨道器复合材料机身襟翼。设计 TDS的目的是通过大型复杂全粘接蜂窝夹层结构的设计、生产和试验,评估 Gr/Pi 的技术水平。TDS 能成功地经受轨道器气动载荷和-160～600℉的温度极限,这种先进结构方案的可行性也得到了验证。本文给出了航天飞机轨道器先进的结构和防热系统方案,并着重论述了石墨/聚酰亚胺机身襟翼技术验证段的分析、设计和试验。     

本体涂层协同抗氧化超高温碳/碳复合材料研究

通过向碳/碳复合材料基体中掺杂难熔金属化合物结合表面超高温抗氧化涂层,研制出了超高温本体涂层协同抗氧化碳/碳复合材料。通过微结构设计及控制,解决了纤维异构化、基体与陶瓷涂层间热胀匹配和多相复合陶瓷成分和结构精确控制的关键技术,提高了复合材料的烧蚀性能。动态高频等离子风洞超高温抗氧化试验表明,在驻点温度1900～2500℃,经过2500s烧蚀,烧蚀速率10-4mm/s,实现非烧蚀,而抗氧化碳/碳复合材料816s的烧蚀量则达到20mm以上。     

对底排火箭复合增程弹底排结构的认识

为更好认识国内外底排火箭复合增程弹串联结构方式中底排的结构,对底排结构组成、工作原理和主要部件的作用进行了分析。采用有限元仿真分析和不同结构对比试验的方法进行验证。通过仿真分析和试验验证,提出底排结构设计中应注意的几个关键问题,可为复合底排在串联式底排火箭复合增程弹的工程应用提供参考。     

关于热结构剪应力对碳-碳头锥再入性能影响的实验鉴定

在洛克希德受控加热与再入模拟的氢-氟火箭排气试验室进行了三个精细编织的碳-碳再入飞行器头锥的热结构试验,目的是鉴定在再入时滞点附近区域的热结构诱导剪应力破坏与后退速率之间的可能关系。然后,在麦克唐奈研究实验室高压电弧射流中在168个大气压力下,对于用部分头锥制作的试件作了增强烧蚀试验。从这些研究中未发现剪应力引起严重后退的结论性证据。     

某底排-火箭复合增程弹再增程的分析与设计

底部排气装置与火箭助推发动机复合增程是目前炮弹增程技术中一项有效的技术,它综合了底排减阻与火箭增程技术的优点,使炮弹远程技术得到了新的发展。通过论述底排-火箭复合增程原理,分析了底排-火箭复合增程弹的结构形式及各自特点、影响底排-火箭复合增程弹射程的主要因素,提出了某型号底排-火箭复合增程弹的改进方案,通过相关静态实验和靶场射击试验结果分析,验证了该方案的可行性。     

美海军为制造碳-碳编织机提供经费

据报道,美海军地面武器中心为设计、研究与制造一台计算机控制的,全自动三向编织机提供经费。这台机器将用来加工海射弹道导弹系统的火箭发动机排气锥和喷管喉部组件的空心圆筒形坯件。编织机的制造由缅因州比德福的纤维材料公司和密执安州费尔代尔的AA盖奇公司承担。预期采用这种机器生产多向纤维加固复合材料,特别是碳-碳材料,可以降低成本。纤维材料公司称这种新设     

航天系统中复合材料应用的新进展

从火箭发射的经济性、尤其是希望将来把质量大的卫星送入轨道来考虑,大幅度增加现有运载火箭的发射能力是必要的。改进发动机,研制完整的火箭上面级,使用高效纤维增强塑料(FCM)能大幅度提高发射能力。本文通过对欧洲运载火箭阿里安1、3和4的性能计算,说明了火箭结构质量对转移轨道有效载荷能力的影响,提出了这几种火箭结构中可以首先用FCM结构替换的部分,并且第一次给出了复合材料结构的质量估算。作为FCM结构替换的一个例子,本文提供了阿里安1第二级的中间级结构,介绍了强度分布和精密缠绕生产的工艺过程,并与常规金属结构进行了比较。本文提供的结构方案建立在夹层结构壳体的基础之上,这种夹层结构由带有桁条或圆形肋的二层蒙皮所组成。该方案适应性强,而且使得采用这种结构设计来实现局部的力传递或开口成为可能。研制出用碳纤维增强塑料(CFRP)制作成的拉/压杆并通过了在航空和航天中应用的鉴定。考虑到载荷的传递,在CFRP管和铝联接端头间采用了拉/压均可靠的联接。与常规装配式铝杆相比,CFRP管可减轻质量约50%。     

俄RD-0124A发动机完成系列点火试车

6月24日,俄罗斯化学自动化设计局成功完成了先进液体燃料火箭发动机14D23(又称RD-0124A)的系列点火试车。该发动机为二级型联盟号2-1b和安加拉火箭提供动力。RD-0124A发动机共经历了超过180多次的点火试车。此次试车中,发动机在极限工况下点火,验证了发动机的高可靠性。