黃　誠，劉德博，吳會(huì)強(qiáng)，常志龍

(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076)

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機(jī)械與材料工程

我國航天運(yùn)載器復(fù)合材料貯箱應(yīng)用展望

黃誠，劉德博，吳會(huì)強(qiáng)，常志龍

(中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 北京宇航系統(tǒng)工程研究所,北京 100076)

摘要：對國外復(fù)合材料推進(jìn)劑貯箱發(fā)展歷程進(jìn)行了系統(tǒng)的調(diào)研和綜述，提出了復(fù)合材料在推進(jìn)劑貯箱中應(yīng)用的若干關(guān)鍵問題，包括材料、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)、成型工藝、無損檢測與健康監(jiān)測技術(shù)及試驗(yàn)測試技術(shù)等。根據(jù)國內(nèi)復(fù)合材料發(fā)展情況，對我國航天運(yùn)載器復(fù)合材料貯箱前景進(jìn)行了展望，提出了分階段實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料貯箱應(yīng)用的途徑，為我國未來復(fù)合材料貯箱發(fā)展提供一定指導(dǎo)。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；推進(jìn)劑貯箱；結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；應(yīng)用前景

航天運(yùn)載器是飛船、衛(wèi)星等有效載荷進(jìn)入空間的運(yùn)載工具，包括一次性使用運(yùn)載火箭和可重復(fù)使用天地往返運(yùn)輸系統(tǒng)，其先進(jìn)性代表著一個(gè)國家航天技術(shù)發(fā)展水平。

推進(jìn)劑貯箱(以下簡稱貯箱)是航天運(yùn)載器動(dòng)力系統(tǒng)和結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的關(guān)鍵部件。以一次性使用運(yùn)載火箭為例，貯箱約占結(jié)構(gòu)重量的60%左右，其輕質(zhì)化水平?jīng)Q定著運(yùn)載器的主要性能指標(biāo)。圖1為美國重型火箭(SLS)布局圖[1]。

國外航天運(yùn)載器貯箱材料的發(fā)展主要經(jīng)歷了鋁鎂系合金、鋁銅系合金、鋁鋰系合金階段，并最終向復(fù)合材料方向發(fā)展[2]。

20世紀(jì)六七十年代，美國土星系列、我國CZ-1火箭貯箱分別采用了5456、5A06等鋁鎂系合金。鋁鎂系合金焊接性能優(yōu)越，普遍焊接剩余強(qiáng)度系數(shù)在0.9以上，是當(dāng)時(shí)貯箱的理想材料，但是鋁鎂系合金比強(qiáng)度低，結(jié)構(gòu)重而導(dǎo)致運(yùn)載性能差。 20世紀(jì)70年代以后，伴隨鋁銅系合金的不斷成熟及焊接技術(shù)的攻關(guān)，鋁銅系合金走上貯箱發(fā)展的舞臺，如美國土星系列二子級和三子級采用2014合金(國內(nèi)對應(yīng)2A14合金)，航天飛機(jī)外貯箱采用2219合金，俄羅斯能源號貯箱采用1201合金(國內(nèi)對應(yīng)2219合金)，歐洲阿里安5貯箱采用2219合金，我國CZ-2、CZ-3、CZ-4運(yùn)載火箭貯箱均采用2A14合金，我國目前在研型號運(yùn)載火箭貯箱基本采用2219合金。鋁銅系合金焊接性一般，焊接剩余強(qiáng)度系數(shù)在0.5左右，其比強(qiáng)度高于鋁鎂系合金，但仍處于較低的水平，越來越難滿足運(yùn)載能力需求。

圖1　美國重型火箭布局圖

自20世紀(jì)80年代開始，美、俄就逐漸開始嘗試鋁鋰合金材料在貯箱中的應(yīng)用，現(xiàn)在已經(jīng)普遍在國外的主要航天運(yùn)載型號中應(yīng)用，如美國戰(zhàn)神系列、航天飛機(jī)外貯箱、美國SpaceX公司法爾肯9號、俄羅斯的能源號等。鋁鋰合金相比鋁銅系合金具有更高的比強(qiáng)度和比剛度，可以大幅降低結(jié)構(gòu)重量。 隨著先進(jìn)復(fù)合材料的問世，世界上主要的航空運(yùn)載器均采用復(fù)合材料來降低結(jié)構(gòu)重量和成本，取得了舉世矚目的成就。大型民用客機(jī)中B787和A350復(fù)合材料使用量高達(dá)50%，一些軍機(jī)和無人機(jī)中幾乎實(shí)現(xiàn)全復(fù)合材料，如美國X-45C無人機(jī)復(fù)合材料用量達(dá)90%，歐洲太陽能飛機(jī)Solar Impulse為全復(fù)合材料。復(fù)合材料成功應(yīng)用于航空飛行器的同時(shí)也受到航天工業(yè)的關(guān)注，并在航天運(yùn)載器中逐步得到應(yīng)用，逐漸成為動(dòng)力系統(tǒng)中的關(guān)鍵部件[3-9]。

復(fù)合材料不僅保留了各組分材料的優(yōu)點(diǎn)，還有許多新的優(yōu)點(diǎn)，是可以根據(jù)使用要求人為設(shè)計(jì)的材料。復(fù)合材料的比強(qiáng)度和比剛度均遠(yuǎn)高于金屬材料，表1給出了近年來作為航天結(jié)構(gòu)材料使用最多的碳纖維復(fù)合材料層合板面內(nèi)性能同傳統(tǒng)貯箱金屬材料的對比。復(fù)合材料具有良好的抗疲勞性能和抗振性能，此外，復(fù)合材料具有較好的成型工藝性，特別適合應(yīng)用于結(jié)構(gòu)整體成型，可減少零件和連接工序的數(shù)量。

表1　碳/環(huán)氧復(fù)合材料與金屬材料常溫力學(xué)性能對比

國外在復(fù)合材料貯箱方面開展了大量的研究工作，從1996年DC-XA飛行器液氫貯箱到2004年Delta IV上面級和助推器貯箱，再到2011年NASA委托Boeing公司研制?10 m復(fù)合材料貯箱，復(fù)合材料貯箱從小直徑、小容量向大直徑大容量方向發(fā)展。與金屬貯箱相比，復(fù)合材料貯箱在重量和成本方面均顯現(xiàn)巨大優(yōu)勢，如圖2所示。研究表明，復(fù)合材料應(yīng)用于運(yùn)載器貯箱可使結(jié)構(gòu)減重20%～40%。

本文調(diào)研了國內(nèi)外復(fù)合材料在壓力容器以及航天運(yùn)載器貯箱中的應(yīng)用情況，對復(fù)合材料在貯箱中的應(yīng)用趨勢進(jìn)行了分析，提出復(fù)合材料貯箱發(fā)展中需要解決的若干關(guān)鍵技術(shù)問題，并對我國航天運(yùn)載器復(fù)合材料貯箱的應(yīng)用進(jìn)行了展望。

1　國內(nèi)外復(fù)合材料貯箱研究進(jìn)展

1.1國外情況

(1)含內(nèi)襯的復(fù)合材料壓力容器

20世紀(jì)50年代，美國林肯復(fù)合材料公司就開始了復(fù)合材料壓力容器的研究工作，將原先用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的復(fù)合材料纏繞技術(shù)應(yīng)用于復(fù)合材料壓力容器的設(shè)計(jì)[10]，開始了對復(fù)合材料壓力容器的研究。在此期間，出現(xiàn)了大量含有內(nèi)襯的復(fù)合材料壓力容器，內(nèi)襯材料最早為橡膠，之后逐漸發(fā)展為鈦合金、不銹鋼和鋁合金等材料，而纖維材料以玻璃纖維和芳綸纖維為主，例如法國AeroSpatiale空間研究中心為各種衛(wèi)星研制的鈦合金內(nèi)襯芳綸纖維纏繞壓力容器[11]。

圖2　國外復(fù)合材料貯箱與金屬貯箱對比情況

1972年在NASA基金的支持下，美國結(jié)構(gòu)復(fù)合材料公司與Boeing公司合作完成了《纖維增強(qiáng)壓力容器設(shè)計(jì)規(guī)范》[12]。該規(guī)范對纖維纏繞殼體設(shè)計(jì)、金屬內(nèi)襯結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、疲勞壽命預(yù)測提供了廣泛的指導(dǎo)，為后續(xù)的美國復(fù)合材料壓力容器設(shè)計(jì)提供了依據(jù)。 從20世紀(jì)70年代開始，國外復(fù)合材料壓力容器進(jìn)入快速發(fā)展階段，此階段主要采用含有內(nèi)襯的復(fù)合材料壓力容器，如美國結(jié)構(gòu)復(fù)合材料公司以2219-T62鋁合金或CRES-301不銹鋼為內(nèi)襯的芳綸纖維纏繞壓力容器[13]，美國林肯復(fù)合材料公司和法國AeroSpatiale空間研究中心以TC4鈦合金為內(nèi)襯的芳綸纖維樹脂基球形壓力容器[14]。

伴隨著碳纖維的誕生以及先進(jìn)碳纖維材料的問世，含內(nèi)襯碳纖維復(fù)合材料壓力容器取得了快速發(fā)展。2000年，美國空間壓力系統(tǒng)公司為ETS VIII空間飛船研制的疝氣瓶，采用了TC4鈦合金內(nèi)襯和T1000碳纖維復(fù)合材料[15]；2004年，美國波音公司提出采用鋁合金內(nèi)襯、IM7碳纖維可以有效解決鋁合金殼體與碳纖維復(fù)合材料層的熱膨脹系數(shù)差異和電化學(xué)腐蝕問題[16]。

(2)無內(nèi)襯復(fù)合材料貯箱

在大量含內(nèi)襯復(fù)合材料壓力容器成功應(yīng)用的同時(shí)，國外從20世紀(jì)80年代就開始了全復(fù)合材料貯箱的研究。1982年林肯復(fù)合材料公司采用芳綸纖維與碳纖維混雜纏繞技術(shù)制備出全復(fù)合材料壓力容器[17]。在此之后，國外開始了液氫貯箱和液氧貯箱的研究。液氫貯箱主要面臨氫分子滲透和復(fù)合材料的超低溫力學(xué)強(qiáng)度(液氫沸點(diǎn)：-253 ℃)兩大難題；而液氧貯箱主要面臨材料與液氧相容性問題。 1987年，美國Delta和DC-X/DC-XA系列航天器的生產(chǎn)廠家麥道航天公司(MDA)開始對碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料低溫貯箱進(jìn)行研究[18]，他們研究的對象是液氫貯箱，并攻克了液氫復(fù)合材料貯箱兩大難題，于20世紀(jì)90年代中期制備出復(fù)合材料液氫貯箱。在攻克液氫貯箱兩大關(guān)鍵難題后，MDA與NASA開始合作進(jìn)行液氧貯箱復(fù)合材料的可行性研究，并證明聚合物基復(fù)合材料作為液氧貯箱材料是可行的。 2001年8月，NASA與洛馬公司(Lockheed Martin，簡稱LM)對外宣布已成功研制出復(fù)合材料液氧貯箱，采用碳纖維增強(qiáng)聚合物樹脂復(fù)合材料通過纖維纏繞工藝制備而成，直徑1.2 m，長度2.7 m，貯箱總質(zhì)量225 kg，較金屬貯箱下降了18%。 美國威爾遜復(fù)合材料技術(shù)公司(Wilson Composite Technology，簡稱WCT)早在1999年就開始介入低溫復(fù)合材料貯箱成型工藝等方面研究工作。后來專門就復(fù)合材料與液氧的相容性進(jìn)行了可行性研究，通過對部分被認(rèn)為與液氧具有較好相容性的復(fù)合材料進(jìn)行篩選試驗(yàn)，得出聚合物復(fù)合材料完全可以用作液氧貯箱材料的結(jié)論。

(3)復(fù)合材料貯箱的應(yīng)用

1996年MDA在DC-XA亞軌道飛行器中首次采用了全復(fù)合材料液氫貯箱，該貯箱采用常規(guī)圓柱體結(jié)構(gòu)，直徑2.4 m，長度4.8 m，采用了IM7碳纖維布和8552環(huán)氧樹脂預(yù)浸帶鋪放制成。貯箱殼段和箱底通過FM300膠膜用叉形環(huán)連接在一起，不用螺紋以避免液氫泄漏，該貯箱已經(jīng)通過了飛行試驗(yàn)。 1996年LM公司為美國X-33飛行器研制了碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料液氫貯箱[19]，與過去的圓柱形完全不同，該貯箱前端采用雙裂葉球體，中間為雙裂葉錐體，后端為球體。貯箱長8.8 m，底部寬5.5 m，可以貯存22.7t液氫燃料。每個(gè)液氫貯箱由4個(gè)長6.7 m、1/4圓直徑的碳纖維/環(huán)氧殼段與前后叉形環(huán)、3個(gè)2 m直徑的半球形頂蓋粘接在一起。貯箱采用了蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，夾層的兩個(gè)面板為碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料(IM7/977-2)，芯材為芳香聚酰胺-酚醛蜂窩(KorexTM+3-pcf)，其結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3　X-33復(fù)合材料液氫貯箱

1999年X-33試飛2小時(shí)，發(fā)現(xiàn)貯箱壁粘結(jié)層發(fā)生脫落，試驗(yàn)最終以失敗而告終，失效圖見圖4。X-33復(fù)合材料液氫貯箱的失敗，可以歸納為以下因素的綜合作用：

(1)內(nèi)面板上出現(xiàn)了微小的裂紋，使得氫泄漏到蜂窩夾層結(jié)構(gòu)中；

圖4　X-33復(fù)合材料液氫貯箱失效圖

(2)由于低溫抽吸的作用，氮?dú)饨?jīng)過貯箱的外面板被抽吸到蜂窩夾層結(jié)構(gòu)中；

(3)防滲漏結(jié)構(gòu)出現(xiàn)了問題，使得過量的氫滲漏到蜂窩中(在溫度由低溫恢復(fù)到室溫時(shí)，蜂窩中的壓力遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于蜂窩的設(shè)計(jì)壓力)；

(4)蜂窩同面板的粘接強(qiáng)度低于設(shè)計(jì)標(biāo)準(zhǔn)；

(5)在內(nèi)面板與芯層的粘接處，存在著12.7 mm×17.8 mm大小的未粘接區(qū)域。

2011年，美國NASA與ATK公司、Boeing公司、LM公司和Northrop Grumman公司聯(lián)合開展了Φ10 m復(fù)合材料貯箱概念設(shè)計(jì)[19]，目標(biāo)是比采用2195-T8鋁鋰合金貯箱減重30%、成本降低25%。復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案均以復(fù)合材料設(shè)計(jì)許用應(yīng)變不超過5 000作為基準(zhǔn)，其結(jié)構(gòu)重量與減重效果如表2所示。

表2　復(fù)合材料貯箱重量特性

2011年9月20日，NASA投資2 400萬美元給Boeing公司研制低溫復(fù)合材料貯箱。目前Boeing公司已成功研制出Φ2.4 m和Φ5.5 m復(fù)合材料貯箱并完成試驗(yàn)測試工作。圖5為Boeing公司Φ2.4 m復(fù)合材料貯箱，圖6為Boeing公司Φ5.5 m復(fù)合材料貯箱，下一步將研制突破Φ10 m復(fù)合材料貯箱。

圖5　Boeing研制的Φ2.4 m復(fù)合材料貯箱

圖6　Boeing研制的Φ5.5 m復(fù)合材料貯箱

(4)國外復(fù)合材料貯箱發(fā)展計(jì)劃

在攻克了復(fù)合材料與液氫液氧的相容性問題后，美國、日本、歐洲等相繼發(fā)布了關(guān)于復(fù)合材料低溫貯箱的相關(guān)計(jì)劃。2006年，美國發(fā)布由NASA支持的《高超聲速發(fā)展規(guī)劃》，明確了機(jī)身結(jié)構(gòu)和材料、集成系統(tǒng)、空氣推進(jìn)一體化技術(shù)和推進(jìn)器等4項(xiàng)研究內(nèi)容，其中可重復(fù)使用低溫復(fù)合材料貯箱技術(shù)被列為關(guān)鍵技術(shù)之一[21]。2008年美國發(fā)布《2030年前太空探索規(guī)劃》，復(fù)合材料和低溫介質(zhì)的貯存被列為首要突破的八大關(guān)鍵技術(shù)之一。另外，日本HOPE-X計(jì)劃和SSTO計(jì)劃、歐空局FESTIP計(jì)劃和FLPP計(jì)劃均涉及到了復(fù)合材料貯箱的研究工作[22-23]。從各國相關(guān)規(guī)劃來看，復(fù)合材料貯箱是未來的重要發(fā)展趨勢。

1.2國內(nèi)情況

我國航天工業(yè)對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研究始于20世紀(jì)70年代。早在1969年就開始了復(fù)合材料液氧貯箱的探索性研究，當(dāng)時(shí)的設(shè)計(jì)方案是采用一個(gè)不銹鋼材料的內(nèi)膽，其外面包覆環(huán)氧樹脂/玻璃纖維復(fù)合材料。由于復(fù)合材料與液氧并不直接接觸，從而忽略了復(fù)合材料與液氧的相容性問題。

直到2002年，國家863項(xiàng)目才開始了聚合物基復(fù)合材料與液氧相容性研究，并研制出國內(nèi)首個(gè)H2O2復(fù)合材料貯箱。

近幾年，國內(nèi)一些科研院所和高校聯(lián)合開展復(fù)合材料液氧貯箱關(guān)鍵技術(shù)的基礎(chǔ)研究工作，力爭解決復(fù)合材料應(yīng)用于液氧貯箱的關(guān)鍵技術(shù)問題，推動(dòng)復(fù)合材料貯箱的發(fā)展。

2　復(fù)合材料貯箱若干關(guān)鍵技術(shù)

2.1材料技術(shù)

復(fù)合材料貯箱制備首先需要建立適用于不同推進(jìn)劑介質(zhì)的材料體系，包括基體材料和增強(qiáng)材料。未來航天運(yùn)載器正向綠色、高效方向發(fā)展，對推進(jìn)劑介質(zhì)提出了無毒、無污染的要求，液氫、液氧等低溫推進(jìn)劑成為未來主要發(fā)展方向。因此，必須分別建立針對液氫貯箱和液氧貯箱的兩套材料體系，其中最關(guān)鍵的是解決基體材料的問題：液氫貯箱基體材料需要克服超低溫力學(xué)性能和氫分子滲透，而液氧貯箱基體材料體系重點(diǎn)克服材料的液氧相容性問題。

從國外復(fù)合材料發(fā)展趨勢來看，樹脂基復(fù)合材料因具有重量輕、結(jié)構(gòu)和性能可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)而作為發(fā)展貯箱的重點(diǎn)研究對象。美國和日本對至少20多種環(huán)氧樹脂進(jìn)行了選材試驗(yàn)[24-25]，其中明確注明牌號的有E7T1-2、X1845、5255-3、977-2、F3900、8551-7、133、1808、7005、18271-E、1827、9405、855-2、982、112、154等。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)：(1)未經(jīng)增韌的環(huán)氧樹脂不能滿足低溫貯箱的要求；(2)大部分的環(huán)氧樹脂能滿足低溫貯箱對液氫滲透性的要求；(3)不同環(huán)氧樹脂的力學(xué)性能相差很大，低溫力學(xué)行為差別也很大。美國在DC-XA樣機(jī)中，采用了8552-2環(huán)氧樹脂，在X-33項(xiàng)目中采用了977-2樹脂，日本在可重復(fù)使用飛行器中采用了133環(huán)氧樹脂[26]。

除了樹脂材料本身性能以外，另一個(gè)重要因素就是纖維與樹脂的匹配。美國和日本都選擇中模量的纖維作為增強(qiáng)材料，美國采用IM7，日本采用IM600，二者性能相近。從對碳纖維的使用經(jīng)驗(yàn)來看，碳纖維的模量越高，纖維結(jié)晶度越高，表面活性官能團(tuán)越少，樹脂的界面性質(zhì)越差，復(fù)合材料的層間剪切強(qiáng)度越差，而選用低模量纖維對結(jié)構(gòu)整體力學(xué)性能不利，因此國外主流選用中模量纖維。 國內(nèi)對樹脂材料和纖維材料開展了大量的研究工作，但是缺乏針對性和體系化，材料技術(shù)是實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料貯箱的基礎(chǔ)，必須由基礎(chǔ)研究向應(yīng)用研究轉(zhuǎn)化。

2.2結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)主要包括結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)準(zhǔn)則、結(jié)構(gòu)詳細(xì)設(shè)計(jì)方法、結(jié)構(gòu)仿真分析方法等。設(shè)計(jì)準(zhǔn)則中需要綜合考慮材料相容性、推進(jìn)劑滲透、結(jié)構(gòu)失效模式以及結(jié)構(gòu)壽命等因素。 結(jié)構(gòu)詳細(xì)設(shè)計(jì)中應(yīng)綜合考慮各種影響因素，針對貯箱不同部位分別進(jìn)行設(shè)計(jì)，并實(shí)現(xiàn)各部位的有效融合，使貯箱具備工藝可實(shí)現(xiàn)性。以Boeing公司Φ10 m復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)為例,貯箱前后底采用纏繞/鋪放復(fù)合材料實(shí)心層板結(jié)構(gòu)，而箱筒段與前后短殼統(tǒng)一采用槽型夾芯結(jié)構(gòu)，保證貯箱承受軸向壓縮載荷時(shí)的結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性。同時(shí)在使用時(shí)，夾芯處進(jìn)行抽真空處理，可以起到一定的絕熱作用，降低外部絕熱層厚度。箱底與箱筒段、前后短殼過渡部位受力最為復(fù)雜，Boeing采用的方案如圖7所示，箱底與箱筒段內(nèi)層面板一體成型，短殼內(nèi)側(cè)面板在Y形連接環(huán)處與箱底相連，兩者之間通過一個(gè)軟化層來降低層間剪切應(yīng)力。因此，結(jié)構(gòu)詳細(xì)設(shè)計(jì)更加注重結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)，保證貯箱滿足強(qiáng)度和剛度需求，并保留適當(dāng)?shù)脑O(shè)計(jì)裕度。

針對復(fù)合材料貯箱的仿真分析技術(shù)是復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)的重要保證措施，不僅可以實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)的優(yōu)化，還可以對結(jié)構(gòu)失效進(jìn)行提前預(yù)示，幫助設(shè)計(jì)人員提高產(chǎn)品設(shè)計(jì)水平，國內(nèi)高校已經(jīng)開始此方面的研究工作[27]。

圖7　Boeing復(fù)合材料貯箱連接環(huán)方案示意圖

2.3工藝技術(shù)

復(fù)合材料貯箱離不開工藝技術(shù)支撐，與傳統(tǒng)金屬材料相比，復(fù)合材料成型工藝對結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)影響更大更直接，復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)必須建立在一套完整的工藝技術(shù)基礎(chǔ)上。要制備復(fù)合材料貯箱，離不開工裝模具、成型工藝、固化工藝以及相關(guān)設(shè)備。

復(fù)合材料成型通常采用整體成型，特別是對于貯箱，盡可能減少裝配。從國外資料來看，Boeing公司在制備復(fù)合材料貯箱時(shí)使用了組合工裝模具，如圖8所示。工裝采用復(fù)合材料制備，使用時(shí)進(jìn)行組裝，貯箱加工成型后從內(nèi)部進(jìn)行分解并從箱底橢球形開口處取出，采用復(fù)合材料工裝可以與貯箱實(shí)現(xiàn)熱匹配，而且工裝很輕。

成型工藝主要包括手糊成型、拉擠成型、模壓成型、纏繞成型和鋪放成型等多種成型工藝。對于壓力容器而言，為了保證纖維連續(xù)性，多采用纏繞成型與鋪放成型工藝。從調(diào)研結(jié)果來看，鋪放成型工藝將成為未來復(fù)合材料壓力容器成型工藝的主要發(fā)展方向。鋪放成型技術(shù)是自動(dòng)鋪絲束成型技術(shù)與自動(dòng)鋪窄帶成型技術(shù)的統(tǒng)稱，最早作為纏繞技術(shù)的革新而提出的[28]，主要用于航空航天大型構(gòu)件的制備。如圖9所示，采用的就是自動(dòng)鋪放成型技術(shù)。

圖8　自動(dòng)鋪放成型技術(shù)[1]

圖9　自動(dòng)鋪放成型技術(shù)

固化工藝主要包括熱固化和電子束固化等類型，熱壓罐固化技術(shù)即為熱固化技術(shù)的一種，是目前復(fù)合材料采用最多的一種固化工藝。電子束固化是近年來復(fù)合材料的一項(xiàng)新技術(shù)，具有實(shí)現(xiàn)室溫或低溫固化、固化速度快、固化區(qū)域可選、連續(xù)化操作性強(qiáng)等獨(dú)特優(yōu)點(diǎn)，在低成本高速度方面具有巨大潛力。相關(guān)應(yīng)用表明，采用電子束固化的復(fù)合材料殼體性能優(yōu)于熱固化復(fù)合材料[29]。

2.4無損檢測與健康監(jiān)測技術(shù)

傳統(tǒng)金屬結(jié)構(gòu)通常采用X射線和超聲探傷等無損檢測手段確定結(jié)構(gòu)是否存在超標(biāo)缺陷，復(fù)合材料由多種組元構(gòu)成，結(jié)構(gòu)本身呈現(xiàn)不均勻性，特別是含有芯層的夾層結(jié)構(gòu)，無損檢測的難度更大。建立一套適用于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的無損檢測技術(shù)，是確保復(fù)合材料貯箱安全應(yīng)用的基本保障。 復(fù)合材料在使用過程中易出現(xiàn)基體開裂、纖維斷裂等表面不可見損傷，國外對此開展了深入的研究。采用預(yù)埋傳感器的健康監(jiān)測技術(shù)將成為未來復(fù)合材料結(jié)構(gòu)健康評估的重要方向，其基本原理是在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)成型過程中，在特定位置埋入特殊的傳感器(壓電傳感器、光纖光柵傳感器等)，通過傳感器測量結(jié)果對結(jié)構(gòu)完整性進(jìn)行評價(jià)，確保結(jié)構(gòu)安全。

2.5試驗(yàn)測試技術(shù)

復(fù)合材料貯箱必須經(jīng)過嚴(yán)格考核才能應(yīng)用，其中最主要的考核是試驗(yàn)測試技術(shù)。通過試驗(yàn)測試，確定復(fù)合材料貯箱如下性能指標(biāo)是否滿足要求：(1)材料本身性能。材料本身在常低溫環(huán)境下的力學(xué)性能是否滿足要求，材料與推進(jìn)劑介質(zhì)是否滿足相容性要求，根據(jù)推進(jìn)劑介質(zhì)種類進(jìn)行液氧相容性和液氫滲透性的評價(jià)等；(2)貯箱結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、剛度性能。貯箱箱體在設(shè)計(jì)內(nèi)壓及軸拉聯(lián)合作用下不發(fā)生不可接受的破壞，在軸壓載荷作用下，箱體不發(fā)生整體失穩(wěn)等；(3)絕熱與蒸發(fā)量性能。主要針對低溫推進(jìn)劑介質(zhì)，在加注完成后，保證貯箱內(nèi)部與外部環(huán)境之間的溫度差，在特定時(shí)間內(nèi)，推進(jìn)劑蒸發(fā)量不能大于指定指標(biāo)；(4)損傷容限性能。定量評價(jià)結(jié)構(gòu)在特定損傷狀態(tài)下的使用性能，為結(jié)構(gòu)壽命、檢修周期設(shè)置及維修等提供量化指標(biāo)；(5)耐久性試驗(yàn)。能夠定量評價(jià)貯箱在特定載荷循環(huán)情況下的可重復(fù)使用次數(shù)或壽命，為貯箱使用安全和成本控制提供量化指標(biāo)。為了全面考核復(fù)合材料貯箱的性能，必須對所有試驗(yàn)項(xiàng)目進(jìn)行系統(tǒng)的規(guī)劃和設(shè)計(jì)，同時(shí)采用各種針對復(fù)合材料的測量手段進(jìn)行測量和分析，并最終給出結(jié)構(gòu)性能評價(jià)。

3　我國復(fù)合材料貯箱應(yīng)用前景展望

從我國目前復(fù)合材料應(yīng)用成熟程度來看，我國航天運(yùn)載器要實(shí)現(xiàn)貯箱的復(fù)合材料化應(yīng)分兩大階段：

第一階段：復(fù)合材料基礎(chǔ)研究向應(yīng)用研究進(jìn)行轉(zhuǎn)化。將針對材料本身的研究轉(zhuǎn)化為針對產(chǎn)品需求的研究，此階段需要解決復(fù)合材料貯箱的相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)，此階段成熟的標(biāo)志是研制出滿足設(shè)計(jì)要求的復(fù)合材料貯箱原理樣機(jī)，并通過試驗(yàn)考核。

第二階段：復(fù)合材料貯箱在型號中的應(yīng)用，考慮到材料、工藝等基礎(chǔ)條件建設(shè)，應(yīng)采用分步走的方法，初步將此階段分為三步進(jìn)行：

第一步，制備小直徑含內(nèi)襯復(fù)合材料貯箱，直徑在Φ1 m～Φ2 m，貯存常規(guī)液體推進(jìn)劑，以目前小型運(yùn)載火箭貯箱、上面級貯箱等為主要應(yīng)用背景，運(yùn)載能力提高5%左右。

第二步，發(fā)展大直徑無內(nèi)襯常低溫復(fù)合材料貯箱，直徑在Φ3 m～Φ10 m，貯存煤油、液態(tài)甲烷、液氧等推進(jìn)劑為主，以我國目前在研運(yùn)載火箭[30]以及未來重型運(yùn)載火箭[31]為應(yīng)用背景，運(yùn)載能力提高10%以上。

第三步，發(fā)展大直徑超低溫?zé)o內(nèi)襯復(fù)合材料貯箱，以貯存液氫為主，力爭實(shí)現(xiàn)未來運(yùn)載火箭所有貯箱的復(fù)合材料化，運(yùn)載能力提高15%以上。

4　結(jié)束語

復(fù)合材料應(yīng)用于貯箱可大幅降低結(jié)構(gòu)重量，并降低成本，是未來航天運(yùn)載器貯箱材料發(fā)展方向之一。國外在復(fù)合材料貯箱方面進(jìn)行了大量的研究，解決了復(fù)合材料低溫力學(xué)性能、液氫液氧相容性、材料成型工藝等一系列問題，并著手制備Φ10m級復(fù)合材料低溫貯箱，極大推動(dòng)了復(fù)合材料貯箱的發(fā)展。針對我國目前在復(fù)合材料方面的技術(shù)儲(chǔ)備情況，應(yīng)從材料技術(shù)、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)、成型工藝、無損檢測與健康監(jiān)測技術(shù)、試驗(yàn)測試技術(shù)等全方面進(jìn)行研究攻關(guān)工作，從復(fù)合材料基礎(chǔ)研究向應(yīng)用研究進(jìn)行轉(zhuǎn)化，并在型號中采用分步走方案逐步實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料在航天運(yùn)載器貯箱中的應(yīng)用。

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(責(zé)任編輯：吳萍英文審校：王云雁)

收稿日期：2015-03-24

作者簡介：黃誠(1976-)，男，湖北黃石人，研究員，主要研究方向：彈箭體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，E-mail:hclff2005@sina.com。

文章編號：2095-1248(2016)02-0027-09

中圖分類號：V421.3

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

doi:10.3969/j.issn.2095-1248.2016.02.006

Application prospects of composite propellant tanks in domestic launch vehicles

HUANG Cheng,LIU De-bo,WU Hui-qiang,CHANG Zhi-long

(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering,China Academy of Launch Vehicle Technology,Beijing 100076,China)

Abstract：The development of overseas composite propellant tanks is summarized systemically.Several critical factors were presented,such as materials,structure design technique,forming progress,nondestructive inspection(NDI),and testing methods.Based on the status of the domestic composite,the development prospects are made and a stepwise approach is proposed to fully apply composite tanks,which provides some guidance for the development of the future composite tanks.

Key words：composite；propellant tank；structure design；application prospects