摘 要 復(fù)合材料與金屬材料相比，具備質(zhì)量輕、比強(qiáng)度高、比模量高以及良好的抗疲勞性能等優(yōu)勢，使用復(fù)合材料代替金屬材料制作航天大型推進(jìn)劑貯箱，減重效果可達(dá)20%～40%，是航天器未來發(fā)展的必然趨勢。通過對發(fā)達(dá)國家和我國復(fù)合材料貯箱的研究進(jìn)展進(jìn)行分析，指出了我國尚未解決制造液氫液氧全復(fù)合材料貯箱的一些關(guān)鍵問題。提出我國需要在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、成形工藝和監(jiān)測技術(shù)等方面彌補(bǔ)與發(fā)達(dá)國家的差距，并嘗試性的對我國航天大型復(fù)合材料低溫貯箱研究給出了一些建議。

關(guān)鍵詞 輕質(zhì)化；復(fù)合材料；鋁合金；液氧相容性；纖維纏繞工藝

Research Progress in Large Composite Material Low－temperature Storage Tanks for Aerospace

WANG Hao，YANG Jilong

（Harbin FRP Institute Co.， Ltd.， Harbin 150028）

ABSTRACT Compared with metal materials， composite materials not only have light weight， high specific strength， and high modulus， but also have good fatigue resistance. Using composite materials instead of metal materials to make large space propellant tank can reduce weight by 20%～40%， which is an inevitable trend of spacecraft development in the future.By analyzing the research progress of composite material storage tanks in developed countries and China， it is pointed out that China has not yet solved some key issues in manufacturing liquid hydrogen and liquid oxygen fully composite material storage tanks. It is proposed that China needs to fill the gap with developed countries in structural design， forming process， and monitoring technology， and provide some suggestions for the research of large-scale composite material storage tanks in China aerospace industry.

KEYWORDS composite material; lightweight; aluminium alloy; liquid oxygen compatibility; fiber winding process

1 引言

航天運(yùn)載器作為將人造衛(wèi)星、空間站等太空裝置送入宇宙空間的重要運(yùn)載工具，代表著一個(gè)國家的航天科技水平，是國家綜合國力的重要體現(xiàn)［1］。未來航天器的目標(biāo)將是具備高運(yùn)載能力并且制造成本低，例如低成本航天器（ELV）、可重復(fù)使用飛行器（RLV）、單級入軌（SSTO）等航天器。美國航空航天局（NASA）通過研究發(fā)現(xiàn)，航天器若想重復(fù)使用，必須使自重與發(fā)射總重量的比值≤0.092［2］。所以為了實(shí)現(xiàn)未來航天器的發(fā)展目標(biāo)，首先要解決的問題就是如何在保持飛行器功能正常的前提下減低飛行器的自重。推進(jìn)劑貯箱作為運(yùn)載火箭推進(jìn)系統(tǒng)的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，占據(jù)了很大的空間，其質(zhì)量可達(dá)到箭體結(jié)構(gòu)質(zhì)量的60%左右，是主要的減重部件，其減重效果可直接決定運(yùn)載火箭的主要性能指標(biāo)［3］。

由于碳纖維復(fù)合材料具有高比強(qiáng)度、高比剛度、密度小等特點(diǎn)，已逐漸成為新一代推進(jìn)劑貯箱材料的研究熱點(diǎn)。目前世界上主流航天器的部分艙體結(jié)構(gòu)件已成功使用復(fù)合材料來代替?zhèn)鹘y(tǒng)金屬材料，降低了整機(jī)重量及制造成本，部分發(fā)達(dá)國家已成功制造出復(fù)合材料航天器低溫推進(jìn)劑貯箱。而我國在航天大型復(fù)合材料貯箱的研究方面起步較晚，和美國、日本等發(fā)達(dá)國家還存在一定的差距。在全面了解國內(nèi)外復(fù)合材料貯箱的制造方法、加強(qiáng)對復(fù)合材料體系研究的基礎(chǔ)上，盡快提升我國在全復(fù)合材料推進(jìn)劑貯箱方面的自主研發(fā)和制造能力，對于我國在未來航天領(lǐng)域的競爭中具有重要的戰(zhàn)略意義［4］。

2 復(fù)合材料貯箱的優(yōu)勢

傳統(tǒng)的推進(jìn)劑貯箱大部分是由金屬材料（如高強(qiáng)鋁合金等）制成并已廣泛應(yīng)用于多種型號的航天器中。但隨著對航天器輕質(zhì)化要求的提高和各國科學(xué)家對復(fù)合材料研究的不斷深入，無內(nèi)襯全復(fù)合材料低溫貯箱已成為各航天大國的主要研究方向［5］。與金屬材料相比，復(fù)合材料不僅質(zhì)量輕、比強(qiáng)度高、模量高，同時(shí)還有良好的抗疲勞性能。研究表明，使用復(fù)合材料代替?zhèn)鹘y(tǒng)金屬材料制作推進(jìn)劑貯箱，減重效果可達(dá)20%～40%，減重優(yōu)勢十分明顯，如表1所示［6-8］。

除此之外，由于金屬材料各向同性的特點(diǎn)，所制備的貯箱在某些載荷要求較小的方向上存在著明顯的強(qiáng)度富余情況，不利于進(jìn)一步減重。復(fù)合材料可以根據(jù)貯箱的工作環(huán)境和載荷進(jìn)行針對性設(shè)計(jì)，使貯箱在某方向上具有最高承載強(qiáng)度。而且目前復(fù)合材料已具有多種先進(jìn)的成型方法，可以大幅度減少所需裝配的零部件，縮短生產(chǎn)周期，降低了生產(chǎn)成本，使得低成本航天器（ELV）等未來航天器的實(shí)現(xiàn)成為可能［9］。

3 國外低溫復(fù)合材料貯箱研究進(jìn)展

3.1 有內(nèi)襯低溫復(fù)合材料貯箱

國外對于復(fù)合材料推進(jìn)劑貯箱的研究開展較早，美國林肯公司（LIC）在20世紀(jì)50年代就開始了對復(fù)合材料壓力容器（COPV）的研究，并且首次將纏繞成型這種原用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)成型的工藝技術(shù)運(yùn)用于成型COPV，為COPV的設(shè)計(jì)制造提供了新的思路［10］。在此期間，由于受到復(fù)合材料成型技術(shù)的限制以及對復(fù)合材料體系的研究不夠深入，出現(xiàn)了大量有內(nèi)襯的COPV。內(nèi)襯分為金屬內(nèi)襯和非金屬內(nèi)襯，早期的內(nèi)襯材料為橡膠，后來由于使用環(huán)境的要求，需要航天器搭載的COPV同時(shí)具有輕質(zhì)高強(qiáng)和低滲漏的特性，所以金屬內(nèi)襯的COPV逐漸成為各國研究的主要方向，纖維材料則是玻璃纖維和芳綸纖維為主［11］。1976年LIC以TC4鈦合金為內(nèi)襯，纖維材料選擇K49芳綸纖維，為火箭推進(jìn)系統(tǒng)研制了球形的COPV。其主要設(shè)計(jì)理念是保持COPV的金屬內(nèi)襯在工作時(shí)始終處于彈性變形狀態(tài)，以此來避免金屬內(nèi)襯在工作期間發(fā)生泄漏，并且大大提高了COPV的使用壽命。基于此設(shè)計(jì)理念，TC4、CRES -301不銹鋼等具有高屈服強(qiáng)度特性的金屬材料成為了金屬內(nèi)襯選材的主要對象。

隨著減重要求的不斷提高，鋁合金這種具有輕質(zhì)高強(qiáng)特性的金屬材料逐漸成為金屬內(nèi)襯的首選材料。1972年，美國結(jié)構(gòu)復(fù)合材料工業(yè)公司（SCI）與NASA合作，開展了以2219-T62鋁合金為內(nèi)襯，纖維材料為K49芳綸纖維的纏繞COPV的研制工作［12］。1976～1986年，SCI主要進(jìn)行了無縫鋁合金內(nèi)襯COPV的研究，其鋁合金內(nèi)襯的生產(chǎn)以旋壓工藝為主。值得注意的是SCI同時(shí)嘗試用碳纖維取代玻璃纖維和芳綸纖維［13］，并成功研制出了多種規(guī)格的碳纖維纏繞氣瓶。SCI還針對氣瓶形狀對性能的影響進(jìn)行了研究，研究表明球形COPV的性能要低于圓柱形和橢球形COPV。1986年SCI使用6061-T6鋁合金為內(nèi)襯，結(jié)合當(dāng)時(shí)最先進(jìn)的IM6碳纖維研制了外形尺寸為φ254 mm×1270 mm，容積為50.8 L的圓柱形COPV并對其性能進(jìn)行了研究［14］，結(jié)果表明：相比于S2玻璃纖維和K49芳綸纖維COPV，IM6-COPV的強(qiáng)度分別高出37%和21%。1989年，SCI針對碳纖維纏繞COPV的長期承載能力進(jìn)行了理論和試驗(yàn)研究［15］，研究表明：碳纖維纏繞COPV的長期承載能力優(yōu)于芳綸纖維和玻璃纖維。

隨著更多先進(jìn)碳纖維的不斷出現(xiàn)，含內(nèi)襯的碳纖維COPV發(fā)展迅速并逐漸成為各國主要研究方向。1990年，LIC針對以5086鋁合金和6061鋁合金為內(nèi)襯的碳纖維COPV進(jìn)行了深入研究，研究結(jié)果表明：對于塑性工作狀態(tài)下的鋁合金內(nèi)襯COPV，影響其強(qiáng)度和使用壽命的主要因素是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，其中包括焊縫性能的提高、各區(qū)域壁厚的確定、主要承載區(qū)安全系數(shù)的確定和過渡漸變區(qū)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等［16］。美國空間壓力系統(tǒng)公司（ATK-PSI）在板式表面張力貯箱方面進(jìn)行了深入研究并在2004年論述了其研究進(jìn)展［17］，內(nèi)襯材料為TC4鈦合金，纖維材料選擇T1000碳纖維。第一代表面張力貯箱為篩網(wǎng)式結(jié)構(gòu)，第二代表面張力貯箱為板式結(jié)構(gòu)，后經(jīng)過研究又在第二代表面張力貯箱的基礎(chǔ)上進(jìn)行了改進(jìn)。目前ATK-PSI在板式表面張力貯箱方面的技術(shù)已非常成熟，極大地推動(dòng)了復(fù)合材料貯箱的發(fā)展。

美國波音公司在2004年通過研究指出：選擇IM7碳纖維和鋁合金內(nèi)襯可有效解決碳纖維復(fù)合材料層與鋁合金內(nèi)襯的電化學(xué)腐蝕問題和熱膨脹系數(shù)差異問題［18］。除美國各公司外，法國AeroSpatiale空間研究中心（AS）對碳纖維纏繞COPV進(jìn)行了一系列探索和試驗(yàn)，結(jié)果見表2，證明了碳纖維取代芳綸纖維的重要性和可行性［19］。德國空間研究中心（MT）在2006年提出了Net-Shape對滾旋壓工藝COPV鈦合金內(nèi)襯封頭殼體的工藝制造方法［20］，其研制的空間系統(tǒng)COPV已成功應(yīng)用于歐洲阿爾法衛(wèi)星等產(chǎn)品上。

3.2 無內(nèi)襯低溫復(fù)合材料貯箱

隨著大量的含金屬內(nèi)襯的COPV被研制出來并成功運(yùn)用在航天器中，為了達(dá)到更高的減重目標(biāo)，國外在20世紀(jì)80年代就開始了無內(nèi)襯全復(fù)合材料壓力容器的研究。LIC在1982年通過碳纖維和芳綸纖維混合纏繞制造了全復(fù)材COPV［21］，開啟了國外對于全復(fù)合材料液氫、液氧低溫貯箱的研究。液氧貯箱的主要難題是材料與液氧的相容性問題，而液氫貯箱則面臨的是氫分子滲漏問題和復(fù)合材料在超低溫環(huán)境下的力學(xué)強(qiáng)度問題。1987年美國麥道公司（MDA）開始對碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料液氫貯箱進(jìn)行研究，并成功解決了液氫貯箱的兩大難題［22］。MDA在1996年為美國DC-XA亞軌道飛行器研制出了全復(fù)合材料液氫貯箱，如圖1所示。貯箱外形采用的是圓柱體結(jié)構(gòu)，直徑2.4 m，高4.8 m，材料使用IM7增強(qiáng)碳纖維和8552-2韌性環(huán)氧樹脂，通過預(yù)浸料鋪放工藝制做了殼段和箱底［23］。為避免液氫滲漏，殼段和箱底未選擇螺紋連接，而是使用FM300膠膜和連接環(huán)的形式連接，并已成功通過飛行測試。

美國洛克希德·馬丁公司（LM）在1996年與美國政府合作，為X-33飛行器研制了復(fù)合材料液氫貯箱，如圖2所示［24］。其外形不同于常規(guī)圓柱形，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，各部分在熱壓釜中粘接。貯箱長8.7 m，底部寬5.5 m，采用多瓣蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，面板材料為碳纖維/環(huán)氧樹脂（IM7/977-2），夾層結(jié)構(gòu)為Korex芳香聚酞胺-酚醛蜂窩［25］。在1999年LM公司對該液氫貯箱進(jìn)行試驗(yàn)，結(jié)果在試驗(yàn)2 h后箱體蜂窩夾心層與內(nèi)襯層分離，最終試驗(yàn)失敗，是因?yàn)閺?fù)合材料內(nèi)層襯板內(nèi)部產(chǎn)生了微裂紋，彼此連接形成了滲漏通道，導(dǎo)致部分液氫滲漏到蜂窩夾層中。另外，面板和蜂窩的粘接力不足也是試驗(yàn)失敗的主要原因之一。

2011年，美國波音公司（Boeing）與NASA合作研制低溫復(fù)合材料貯箱，并已成功完成直徑2.4 m和直徑5.5 m復(fù)合材料貯箱的研制和測試工作，如圖3所示［3］，采用自動(dòng)纖維鋪放技術(shù)和非熱壓罐技術(shù)成型。波音公司下一步計(jì)劃將進(jìn)行直徑10 m的復(fù)合材料低溫貯箱的研制工作，相比于同等大小的鋁鋰合金貯箱可減重39%左右［26-27］。2021年底，波音公司研制的直徑4.3 m復(fù)合材料貯箱在NASA的馬歇爾太空飛行中心通過了一系列測試，充分證明了其安全性。若此技術(shù)可運(yùn)用于美國宇航局空間發(fā)射系統(tǒng)中，可將燃料裝載量提高30%。美國Infinite Composites Technologies（ICT）公司在2020年研制出了球形無內(nèi)襯復(fù)合材料低溫貯箱，材料采用的是T800碳纖維/環(huán)氧樹脂，通過纖維纏繞工藝制成，產(chǎn)品通過了所有的熱循環(huán)測試。

4 國內(nèi)低溫復(fù)合材料貯箱研究進(jìn)展

20世紀(jì)70年代，我國開始了復(fù)合材料液氧貯箱的研究，貯箱內(nèi)層采用不銹鋼內(nèi)襯，外層纏繞玻璃纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料。由于不銹鋼內(nèi)襯避免了復(fù)合材料和液氧直接接觸，所以研究人員并沒有重視復(fù)合材料與液氧相容性問題。我國在隨后的30年時(shí)間內(nèi)，復(fù)合材料貯箱研究并沒有取得實(shí)質(zhì)性進(jìn)展。直到2002年，我國863項(xiàng)目開始了聚合物基復(fù)合材料與液氧相容性的研究，并成功制造出H2O2復(fù)合材料貯箱。在國防973項(xiàng)目的支持下，國內(nèi)眾多高校和研究所等開始了對復(fù)合材料低溫貯箱的基礎(chǔ)性研究工作，力爭解決全復(fù)合材料液氫、液氧貯箱的難題，早日達(dá)到世界一流水平，研制出復(fù)合材料低溫貯箱并實(shí)現(xiàn)工程化應(yīng)用［28］。

目前，我國大部分研究團(tuán)隊(duì)都將研究重點(diǎn)放在復(fù)合材料低溫性能和貯箱箱體的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面，趙立中等［29］研究了五種復(fù)合材料體系在低溫條件下的彎曲性能，結(jié)果表明，E-3復(fù)合材料體系可以滿足低溫構(gòu)件的要求，在室溫及液氮溫度下具有良好壓縮強(qiáng)度及彈性模量；晏飛等［30］研究了纖維纏繞金屬內(nèi)襯壓力容器的設(shè)計(jì)和分析技術(shù)，指出循環(huán)疲勞壽命的預(yù)測是其設(shè)計(jì)所面臨的主要問題。現(xiàn)已發(fā)現(xiàn)內(nèi)襯和纖維的首選材料分別是6061-T62鋁合金和T1000高強(qiáng)碳纖維，無焊縫的鋁合金內(nèi)襯在適當(dāng)?shù)乃苄怨ぷ鳡顟B(tài)下可以提高自身的循環(huán)壽命并充分發(fā)揮復(fù)合材料的承載能力；張建峰［31］以氰酸酯（CE）和環(huán)氧樹脂為基礎(chǔ)樹脂體系研究材料，發(fā)現(xiàn)對于E51/CE樹脂體系，適當(dāng)添加納米SiO2粒子進(jìn)行對其改性可有效降低液氧沖擊敏感性，納米SiO2改性的E51/CE樹脂體系在經(jīng)過25次液氧環(huán)境下的高低溫循環(huán)后未出現(xiàn)裂紋。除此之外，表面納米SiO2改性可以提高樹脂基體的韌性和拉伸強(qiáng)度；舒鵬［32］對碳纖維T700與不同樹脂體系進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)常溫下三元樹脂體系浸潤性較好。通過研究三元樹脂與納米改性的碳纖維復(fù)合材料在液氧低溫條件下的界面性能、液氧相容性等，發(fā)現(xiàn)納米改性后在77 K（-196.15 ℃）低溫條件下材料的界面強(qiáng)度有所提高，缺陷和冷熱循環(huán)次數(shù)對材料的液氧沖擊敏感性有較大影響。

5 結(jié)語

隨著未來航天器對于結(jié)構(gòu)減重及成本控制的要求越來越高，由于復(fù)合材料貯箱與傳統(tǒng)鋁合金貯箱相比具有十分明顯的減重優(yōu)勢，已成為各航天大國的主要研究對象。國外對復(fù)合材料貯箱進(jìn)行了大量的研究并已成功解決了復(fù)合材料液氫液氧貯箱的關(guān)鍵問題。美國、法國、德國等發(fā)達(dá)國家經(jīng)過數(shù)十年的研究，已基本掌握了航天大型低溫復(fù)合材料貯箱的制造技術(shù)，而我國在此方面的研究進(jìn)展較為緩慢，為此，本文嘗試性的提出以下建議：

（1）加強(qiáng)對復(fù)合材料體系的研究，首先解決復(fù)合材料在超低溫下的力學(xué)性能、液氫滲漏性以及液氧相容性問題，并將復(fù)合材料貯箱的基礎(chǔ)性研究工作與工程化應(yīng)用研究工作相結(jié)合；

（2）研制尺寸較小的含內(nèi)襯低溫復(fù)合材料貯箱，內(nèi)襯材料可以從超薄金屬內(nèi)襯逐漸發(fā)展到多元內(nèi)襯，最后過渡到無內(nèi)襯全復(fù)合材料貯箱，在積累足夠的技術(shù)基礎(chǔ)后再全面開展航天用大型復(fù)合材料貯箱的研制工作；

（3）提高復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、成型工藝、產(chǎn)品試驗(yàn)以及監(jiān)測等技術(shù)水平，滿足我國航天事業(yè)發(fā)展需求。

我國作為航天大國，對航天事業(yè)的發(fā)展極為重視。在國家的支持和全國各高校院所的共同努力下，相信我國能夠解決液氫、液氧全復(fù)合材料貯箱制造的關(guān)鍵技術(shù)問題，早日實(shí)現(xiàn)我國航天低溫全復(fù)合材料貯箱的工程化應(yīng)用。

參 考 文 獻(xiàn)

［1］張辰威，張博明.復(fù)合材料貯箱在航天飛行器低溫推進(jìn)系統(tǒng)上的應(yīng)用與關(guān)鍵技術(shù)［J］.航空學(xué)報(bào)，2014，35（10）：2747-2755.

［2］Belvin KW， Watson JJ. Structural Concepts and Materials for Lunar Exploration Habitats. Space， 2006：19-21.

［3］黃誠，劉德博，吳會(huì)強(qiáng)，等.我國航天運(yùn)載器復(fù)合材料貯箱應(yīng)用展望［J］.沈陽航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2016，33（2）：27-35.

［4］湛利華，關(guān)成龍，黃誠，等.航天低溫復(fù)合材料貯箱國內(nèi)外研究現(xiàn)狀分析［J］.航空制造技術(shù)，2019，62（16）：79-87.

［5］陳紹杰，申屠年.先進(jìn)復(fù)合材料的近期發(fā)展趨勢［J］.材料工程，2004，29（9）：1-7.

［6］黃誠，雷勇軍.大型運(yùn)載火箭低溫復(fù)合材料貯箱設(shè)計(jì)研究進(jìn)展［J］.宇航材料工藝，2015，45（2）：1-7.

［7］Ellis C S，Bay S I，Norman C E， et al. High performance， thin metal lined， composite over wrapped pressure vessel： US， US006401963B1［P］. 2002-06-11.

［8］David J C.Cryogenic technology development for exploration missions［C］//45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. 2007.

［9］增漢民.高分子復(fù)合材料的進(jìn)展—纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料［J］.材料工程，1989，6（5）：6-13.

［10］于斌，劉志棟，靳慶臣，等.國內(nèi)外空間復(fù)合材料壓力容器研究進(jìn)展及發(fā)展趨勢分析［J］.壓力容器.2012，29（3）：30-42.

［11］CHARPENTIER P Aerospatiale pressurant tank range widens：A 35 liter tank has been qualified for the eurostar platform［R］.AIAA，1984-1017：1-9.

［12］Landers R E.Filament Reinfored Metal Composite Pressure Vessel Evaluation and Performance Demon-stration［R］. NASA，CR-134975，1976.

［13］Morris EE，Darms F J，Lynn V. Lower Cost，High-performance Composite Fibermetal Tanks for Space-craft［R］.AIAA，1986-1694： 1-10.

［14］Morris EE ， Segimoto M，Lynn V. Lighter Weight Fiber Metal Pressure Vessels Using Carbon Overwrap ［R］.1986-1504： 1-11.

［15］Rabel H. Sustained Load Behavior of Graphite Epoxy Metal-lined Pressure Vessels for Long-life Space Applications ［R］.AIAA，1989-2644： 1-8.

［16］Ronald BVeys，Alvin R Cederberg. Design and Analysis Techniques for Composite Pressurant Tankage with Plastically Operating Aluminum Liners［R］.AIAA，1990-2345： 1-8.

［17］Tam W H. Design and Manufacture of a Composite Overwrapped Elastomeric Diaphragm Tank ［R］.AIAA ， 2004-3507： 1-20.

［18］MICHAEK J ROBINSON，SCOTT E JONHSON Trade study results for a second-generation reusable launch vehicle composite hydrogen tank ［R］.AIAA，2004-1932：1-10.

［19］Charpentier P，Zorzetto D. High Performance Titanium Carbon Composite Gas Storage Pressure Vessel for Space Use ［R］.AIAA，1990-2223： 1-9.

［20］Dr W Radtke. Novel Manufacturing Methods for Titanium Tanks and Liners［R］.AIAA ， 2006-5269： 1-6.

［21］HU M PHERY W D. All-compositepressurant tanks for aerospace applications［R］. AIAA，1982-0709：1-8.

［22］J. R. MICHAEL. Composite structures on the DC-XA reusable launch vehicle［C］.28th International SAMPE Technical Conference，1996：530-541.

［23］MCCARVILLE D A， GUZMAN J C， DILLON A K， etal.Design， manufacture and test of cryotank components［EB/OL］. （2018-01-12）. https：//ntrs.nasa.gov/search.jsp？R=20170012407.

［24］EH GLAESSGEN，JR REEDER，DW SLEIGHT， et al. Debonding failure of sandwich-composite cryogenic fuel tank with Internal core pressure ［J］.Journal of Spacecraftamp;Rockets，2005，42 （4）：613-627.

［25］MITAL S K， GYEKENYESI J Z， ARNOLD S M， etal.Review of current state of the art and key design issues with potential solutions for liquid hydrogen cryogenic storage tank structures for aircraft applications［R］. Cleveland：NASA Glenn Research Center， 2006.

［26］JACKSON J R， VICKERS J， FIKES J. Compositecryotank technologies and development 2.4 and 5.5 out of autoclave tank test results ［EB/OL］. （2015-11-20）. https： //ntrs.nasa.gov/search.jsp？R=20150021410.

［27］VICKERS J. Composites australia conference： composite cryotank project structures for launch vehicles ［R］. Alabama： NASA Marshall Space Flight Center， 2013.

［28］黃誠.航天運(yùn)載器低溫復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法研究［D］.長沙：國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)，2017.

［29］趙立中，劉會(huì)新，馬福柱，封惠敏.玻璃鋼/復(fù)合材料的低溫力學(xué)性能研究［J］.玻璃鋼/復(fù)合材料.1985， 04： 34-38.

［30］晏飛，趙和明.纖維纏繞金屬內(nèi)襯壓力容器的設(shè)計(jì)和分析技術(shù)［J］.上海航天，2004，21（4）：54-59.

［31］張建峰.碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料低溫液氧相容性研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2010.

［32］舒鵬.Cf/改性環(huán)氧復(fù)合材料低溫界面性能及液氧相容性研究［D］.哈爾濱：哈爾濱工業(yè)大學(xué)，2013.

通訊作者：汪浩，碩士研究生，助理工程師。研究方向?yàn)閺?fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。E-mail：2380129080@qq.com