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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5km~8km,钛合金也只有7km~11km,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。
2.1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0.6×
105MPa(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。
85×
105MPa,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0.9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/kg·
m-3
拉伸强度/MPa
拉伸模量/GPa
断裂延伸率/%
纤维直径/μm
中国
芳纶Ⅰ
芳纶Ⅱ
1465
1446
2872
3359
176
121
1。
8
85
—
-
美国
Kevlar-49
Kevlar—129
Kevlar-149
1450
1440
1470
3620
3380
3450
120
83
172~180
2.5
3。
3
8~1.9
11.9
12
荷兰
TWARON
3150
80
3.3
日本
TECHNORA
1390
3000
70
4.4
俄罗斯
APMOC
CBM
4116~4905
3920~4120
142。
2
127~132
3~3.5
5~4。
5
14~17
12~15
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Ⅰ(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Ⅱ(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“潘新Ⅱ”两级发动机都是Kevlar49复合材料壳体。
还有前苏联的SS20、SS24和SS25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、Φ150小容器和Φ480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30。
7%径向伸长减少33.8%,其刚度大为提高.文档为个人收集整理,来源于网络本文为互联网收集,请勿用作商业用途
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265~320GPa,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,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
m—3
断裂延伸率/%
台湾
TC06K33
1.8
3.45
230
7。
T40
IM7
81
77
5。
65
5.3
290
303
5.1
T300
T700
T1000
75
3.53
4.9
6。
37
235
294
1
2.2
碳纤维复合材料壳体PV/W值是Kevlar49/环氧的1。
3~1.4倍,可使壳体重量再度减轻30%,使发动机质量比高达0。
93以上。
如美国最新的“三叉戟Ⅱ(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IM7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。
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会高些。
对于大型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。
2~0.8Pa·
s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.
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韧性环氧树脂;
一种认为耐热性是主要因素,应致力于开发高耐热性的环氧树脂。
鉴于两种不同的观点,将就两个方面(耐热性与高延伸高韧)分别展开论述,这也代表了当今环氧改性的两个主要的方向。
(1)环氧树脂的增韧改性
随着纤维增强材料性能的提高,如碳纤维,其延伸率可达2。
3%左右,为了充分发挥增强纤维的性能,提高容器PV/W值,必须开发高延伸率的环氧树脂。
现在常用的高延伸率树脂普遍存在着低强度低模量的问题,所以在开发高延伸率环氧树脂时应从环氧树脂的增韧入手,在提高延伸率的同时,保证树脂基体的高强度和高模量。
环氧树脂的增韧方法很多,归纳起来主要有如下四种.
a。
橡胶类弹性体增韧环氧树脂
这一类最常用的是液体橡胶.橡胶改性剂(弹性体)通常带有活性端基(如羧基、羟基、氨基等)与环氧基反应形成嵌段[4,5].在树脂固化过程中,这些橡胶类弹性体嵌段一般能从基体中析出,子物理上形成两相结构,其断裂韧性GIC比未增韧的树脂有很大幅度的提高.研究表明,正确控制反应性橡胶与环氧树脂体系中的相分离过程是增韧能否成功的关键[6].
b.热塑性树脂增韧环氧树脂
橡胶弹性体的加入,是以牺牲耐热性与刚度为代价来提高韧性的,这对于火箭发动机壳体来说是一个致命的缺陷.所以,80年代又兴起用耐热性强韧性热塑性树脂来增韧环氧树脂[7]。
这些热塑性树脂本身有良好的韧性,而且模量和耐热性较高,作为增韧剂加入到环氧树脂中同样能形成颗粒分散相,它们的加入使环氧树脂的韧性得到提高,而且不影响环氧固化物的模量和耐热性。
但热塑性树脂的加入,往往导致体系的粘度增大,且增韧的效果在一定范围内随添加量增大而增大,这给这类树脂的工程应用带来了诸多难题,尤其是诸如火箭发动机壳体的缠绕成型工艺,但热塑性树脂还是一种很有前途的环氧增韧剂。
c.热致性液晶聚合物增韧环氧树脂[8]
液晶聚合物(LCP)中都含有大量的刚性介晶单元和一定量的柔性间隔段,其结构特点决定了它的优异性能.它在加工过程中受到剪切力作用具有形成纤维状结构的特性,因而能产生高度自增强作用。
TLCP增韧环氧树脂的机理主要为裂纹钉锚作用机制.少量TLCP原纤存在可阻止裂纹发展,提高了基体的韧性,而材料的耐热性和刚度则基本不损失。
随着研究的进展,热致性液晶聚合物增韧环氧树脂作为一种新的技术,必将在工程应用中发挥重要的作用.
d.改变交联网络的化学结构增韧环氧树脂
以上三种方法均为适当的条件下,在固化物中出现韧性的第二相,诱发基体的耗能过程,破坏的主体仍是树脂基体,因此增韧的根本潜力在于提高基体的屈服应变能力。
有关这方面的研究主要集中在:
在保证基体达到一定的热变形温度的前提下,尽可能多地在其分子结构中引入柔性段。
具体地说,可以通过加入第二组分或改变固化剂两种方法来实现.
(2)环氧树脂的耐高温改性
另一种方案认为,对发动机的壳体性能影响起主要作用的是基体树脂的耐热性。
因此必须对环氧树脂进行耐高温化改性,开发热变形温度在180℃以上的耐高温基体树脂.环氧树脂以其优异的工艺性能和良好的断裂韧性(断裂能为100~500J/m2),在材料科学领域中受到广泛的重视。
但是由于普通环氧树脂固化物在干态下最高工作温度为177℃,在湿态下最高工作温度为130℃,已不能满足航空航天工业对复合材料用基体树脂温度指标的要求。
虽然聚酰亚胺类树脂的工作温度可高达250~300℃,但成型困难、工艺复杂。
对环氧树脂进行改性,研究开发出具有良好工艺性能,又具有良好的热稳定性的环氧树脂基体具有十分重要的实际意义。
环氧树脂要想耐高温化,一方面通过改变合成环氧树脂的原材料,合成出具有耐热结构或耐热骨架的新型环氧树脂,如脂环族、多官能团的环氧树脂等,但是它们一般价格昂贵;
另一方面就是采用耐高温的改性剂.目前研究主要集中在利用加工性能良好的马来酰亚胺类单体对环氧树脂体系进行改性[9]。
它充分利用了环氧树脂良好的粘接性与马来酰亚胺的耐热性。
双马来酰亚胺单体由于具有结构高度的对称性,在溶于环氧树脂体系后比较容易析出结晶,形成不均匀胶液,为此采用一种烯丙基双酚A对双马单体进行改性,得到一种双马来酰亚胺预聚体改性剂.这种预聚体改性剂在一定温度下溶于环氧树脂或其固化剂中,可以形成稳定的均相胶液,同时提高了环氧树脂体系的耐热性能,因此是一种性能良好的耐高温改性剂。
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3固体火箭发动机壳体用复合材料成型工艺
固体火箭发动机壳体复合材料所采用的成型工艺为纤维缠绕成型。
1947年美国Kellog公司成功地制成世界上第一台缠绕机[10]。
随后缠绕了第一台火箭发动机壳体,直径5英寸,长5英尺。
20世纪50年代美国宇航局和空军材料研究室用纤维缠绕工艺研制成功“北极星A3”导弹发动机壳体,在质量减轻1/2、射程提高一倍的情况下,成本仅为钛合金的1/10,从而奠定了纤维缠绕在制造尖端军用产品(火箭和导弹)中的重要地位。
正是在火箭发动机壳体等军事需要的推动下,纤维缠绕成型工艺得到了飞速的发展.
所谓纤维缠绕成型,是将浸过树脂胶液的连续纤维或布带、预浸纱按照一定规律缠绕到芯模上,然后经固化、脱模,获得制品.
3.1纤维缠绕成型工艺分类[11]
纤维缠绕成型工艺按其工艺特点,通常分为三种.
3.1.1干法缠绕成型工艺
将连续的纤维粗纱浸渍树脂后,在一定的温度下烘干一定时间,除去溶剂,并使树脂胶液由A阶段转到B阶段,然后络纱制成纱锭,缠绕时将预浸纱带按给定的缠绕规律直接排布于芯模上的成型方法,称为干法缠绕成型工艺。
干法缠绕成型工艺的优点是产品质量比较稳定,工艺过程易控制,劳动条件良好。
缺点是缠绕设备比较复杂,投资较大。
3.1.2湿法缠绕成形工艺
将连续玻璃纤维粗纱或玻璃布带浸渍树脂胶液后,直接缠绕到芯模或内衬上,然后再经固化的成型方法称为湿法缠绕成型工艺。
湿法缠绕工艺设备比较简单,对原材料要求不高,可选用不同材料,因纱带浸胶后马上缠绕,对纱带的质量不易控制和检验,同时胶液中尚存大量的溶剂,固化时易产生气泡,缠绕过程中纤维的张力也不易控制.缠绕过程中的每个环节,如:
浸胶辊、张力控制器、导丝头等,经常需要人进行维护,不断刷洗,使之保持良好的工作状态,万一某一环节发生纤维缠结,势必影响整个缠绕工艺及产品质量,有时会造成浪费。
3.1。
3半干法缠绕成型工艺
这种工艺与湿法相比增加了烘干工序,与干法相比,缩短了烘干时间,降低了胶纱烘干程度,可在室温下进行缠绕。
这种成型工艺,既除去了溶剂,提高了缠绕速度,又减少了设备,提高了制品质量。
3.2纤维缠绕制品的特点
纤维缠绕成型玻璃钢除具有一般玻璃钢制品的优点外,它还具有其它成型工艺所没有的特点:
(1)比强度高
缠绕成型玻璃钢的比强度三倍于钢、四倍于钛。
这是由于该产品所采用的增强材料是连续玻璃纤维,而后者的拉伸强度很高,甚至高于高合金钢。
并且玻璃纤维的直径很细,由此使得连续玻璃纤维表面上的微裂纹的尺寸和数量较小,从而减少了应力集中,使得玻璃纤维具有较高的强度。
此外,连续纤维特别是无捻粗纱由于没有经过纺织工序,其强度损失大大减小.
(2)避免了布纹交织点与短切纤维末端的应力集中
玻璃钢玻璃纤维方向的拉伸强度的大小主要由玻璃纤维含量和纤维拉伸强度来决定的。
因为在玻璃钢产品中,增强纤维是主要的承载物,而树脂是支撑和保护纤维,并在纤维间起着分布和传递载荷的作用。
据实验测得,在玻璃纤维两端产生的拉应力为零,向纤维内部则逐渐增加,应力曲线平滑连续。
而就纤维和树脂之间的剪切应力而言,纤维的两端最大,中间区域为零.显然,短切纤维端部的剪切应力集中是造成纤维和树脂界面破坏的重要原因。
所以采用短切纤维做增强材料的玻璃钢制品的强度,均低于缠绕成型玻璃钢制品。
(3)可使产品实现等强度结构
纤维缠绕成型工艺可使产品结构在不同方向的强度比最佳。
也就是说,在纤维缠绕结构的任何方向上,可以使设计的制品的材料强度,与该制品材料实际承受的强度基本一致,使产品实现等强度结构。
例如:
内压缠绕成型的薄壁容器的环向应力是轴向应力的两倍,而无论增强材料采用玻璃纤维布,还是玻璃纤维毡,制品的轴向强度均有剩余,缠绕成型的制品却可实现等强度.
参考文献
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[11]韩冰,碳纤维复合材料火箭发动机壳体用韧性环氧树脂基体,哈尔滨工业大学研究生硕士学位论文,2001
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