固體火箭發(fā)動機殼體復(fù)合材料研究進展

李瑩新 莫紀安 王秀云 郭亞林

綜述·專稿

固體火箭發(fā)動機殼體復(fù)合材料研究進展

李瑩新 莫紀安 王秀云 郭亞林

（西安航天復(fù)合材料研究所，西安 710025）

從增強纖維以及基體樹脂兩方面介紹了固體火箭發(fā)動機殼體復(fù)合材料的研究進展情況。增強纖維主要包括玻璃纖維、芳綸纖維和碳纖維；基體樹脂主要包括環(huán)氧樹脂、氰酸酯樹脂、雙馬樹脂和聚三唑樹脂的研究情況。

殼體；復(fù)合材料；固體火箭發(fā)動機

1 引言

固體火箭發(fā)動機具有結(jié)構(gòu)簡單、工作可靠、使用簡便、機動性好等優(yōu)點，在航天運載、航天器，特別是現(xiàn)代導(dǎo)彈領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[1]。殼體是固體火箭發(fā)動機裝填固體推進劑的貯箱，也是推進劑的燃燒場所，同時還是箭體或彈體的一部分。殼體除承受高溫、高壓燃氣流的內(nèi)壓和載荷的軸壓外，還要承受彈（箭）體其它機械載荷的作用，這就要求殼體具有優(yōu)異的強度與剛度。另外，殼體的結(jié)構(gòu)質(zhì)量對導(dǎo)彈或火箭而言是消極質(zhì)量，要求殼體的結(jié)構(gòu)質(zhì)量要盡可能小[2～4]。殼體作為一種高壓容器，通常采用容器特性指數(shù)/來衡量殼體的性能，其中，為容器的爆破壓強，為容器的容積，為容器的質(zhì)量。制備高/的高性能殼體，所使用的殼體材料應(yīng)具有高的比強度、比模量和良好的成型工藝性[3，4]。

早期的固體火箭發(fā)動機殼體主要以滿足強度為目的，選用強度較高金屬材料。例如：美國“北極星”A1發(fā)動機殼體材料為M-255鋼，“民兵Ⅰ”發(fā)動機殼體為D6AC鋼；歐洲阿里安5運載火箭的捆綁助推發(fā)動機P230殼體材料為48CD4-10鋼；我國長征一號運載火箭第三級發(fā)動機殼體也為合金鋼殼體[5，6]。雖然金屬材料在設(shè)計和應(yīng)用方面都有成功的經(jīng)驗，但是金屬密度較大，比強度低（AISI 1045鋼的比強度為0.07GPa·(g·cm-3)-1）[3]，導(dǎo)致金屬殼體惰性質(zhì)量大，高強度鋼殼體的/僅為5～8km，鈦合金殼體的/約為6.7～11km[7]，難以滿足高性能火箭、導(dǎo)彈的研制需求。先進復(fù)合材料具有高比強度、高比模量、可設(shè)計性、耐疲勞、抗沖擊、耐腐蝕等優(yōu)點[8]，適應(yīng)了固體發(fā)動機殼體高承載能力、低結(jié)構(gòu)質(zhì)量的技術(shù)需求，已廣泛用于研制各類固體火箭發(fā)動機殼體。導(dǎo)彈、火箭在大氣層中飛行過程中，發(fā)動機殼體表面由于氣動熱效應(yīng)會產(chǎn)生較高的溫度。當(dāng)溫度超過殼體材料的正常使用溫度時，必須采取防隔熱措施，這會帶來殼體惰性質(zhì)量的增加[9]。采用耐高溫的殼體材料是研制高性能先進導(dǎo)彈、火箭的有效途徑。本文從增強纖維和基體樹脂兩方面介紹了用于固體火箭發(fā)動機殼體的復(fù)合材料技術(shù)研究進展情況。

2 增強纖維研究進展

殼體復(fù)合材料的比強度和比模量主要來源于增強纖維[3]，高性能增強纖維被開發(fā)并應(yīng)用于固體火箭發(fā)動機復(fù)合材料殼體[10]。自二十世紀六十年代至今，在保證使用強度的前提下，以降低殼體的惰性質(zhì)量（提高殼體的/）為目的，用于殼體復(fù)合材料的增強纖維主要包括玻璃纖維、有機纖維以及碳纖維。

2.1 玻璃纖維

用于固體火箭發(fā)動機殼體的玻璃纖維主要為高強玻璃纖維（S玻璃纖維）[9]，其特點是高強度（拉伸強度4.58GPa）、低密度（密度2.5g·cm-3）、高比強度（1.8GPa·(g·cm-3)-1）、耐高溫、阻燃、復(fù)合材料纖維強度轉(zhuǎn)化率高等[11，12]。玻璃纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料殼體的/可達20～29km，比金屬殼體增大了2～4倍[13]。美國20世紀60年代研制的北極星導(dǎo)彈采用玻璃纖維復(fù)合材料殼體；法國“海神”導(dǎo)彈發(fā)動機和M4導(dǎo)彈的402V發(fā)動機為玻璃纖維復(fù)合材料殼體[9]。1990年我國SPTM-14發(fā)動機是國內(nèi)首次通過飛行考核的上面級發(fā)動機玻璃纖維復(fù)合材料殼體；“開拓者一號”（KT-1）固體小運載火箭第二級和第三級發(fā)動機也為玻璃纖維復(fù)合材料殼體[5]。玻璃纖維比強度較高，但是拉伸模量較低（85GPa）。隨著對發(fā)動機質(zhì)量比要求的提高，殼體設(shè)計的剛度要求亦不斷提高，玻璃纖維的應(yīng)用就受到了限制。

2.2 有機纖維

用于固體火箭發(fā)動機殼體的有機纖維主要有兩類：聚芳酰胺纖維和聚苯并二噁唑纖維。

聚芳酰胺纖維主要包括美國的Kevlar系列、俄羅斯的Apmoc和我國的芳綸系列。這類纖維具有高強度（3.45GPa以上）、高模量（120GPa以上）、低密度（小于1.47g·cm-3）、高比強度（Kevlar-49纖維和Apmoc纖維的比強度分別達到2.66GPa·(g·cm-3)-1和3.0GPa·(g·cm-3)-1以上）、耐高溫等優(yōu)點，是較理想的發(fā)動機殼體增強材料[14]，Kevlar-49/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料殼體的/提升到了26～36km[7]。常用的聚芳酰胺纖維性能見表1[7，11]。

表1 聚芳酰胺纖維性能

美國在七十年代就將Kevlar-49纖維復(fù)合材料用作三叉戟Ⅰ（C4）導(dǎo)彈的三級發(fā)動機、三叉戟Ⅱ（D5）導(dǎo)彈的Ⅲ級發(fā)動機、戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈“潘興Ⅱ”的兩級發(fā)動機殼體結(jié)構(gòu)材料；俄羅斯將APMOC纖維復(fù)合材料用作SS-24，SS-25及白楊M（即SS-27）等洲際固體導(dǎo)彈三級發(fā)動機殼體結(jié)構(gòu)材料。

聚苯并二噁唑纖維（PBO纖維）的基本性能見表2，其優(yōu)點是具有優(yōu)異的力學(xué)性能（拉伸強度達到5.8GPa）的同時具有較低的密度（1.56g·cm-3），比強度達到3.7GPa·(g·cm-3)-1，美國布倫斯維克（Brunswick）公司使用5.5GPa級PBO纖維纏繞成型6臺250mm的球型高壓容器，并進行了綜合實驗，測得容器爆破壓強為91MPa，纖維應(yīng)力為4.73GPa，纖維強度轉(zhuǎn)化率為86%，復(fù)合材料殼體的/高達65.2km[3]。PBO纖維的缺點是與基體樹脂界面粘結(jié)性能較差，復(fù)合材料壓縮強度低[11]。因此，PBO纖維復(fù)合材料在上面級固體火箭發(fā)動機殼體研制方面有良好的應(yīng)用前景。

表2 PBO纖維性能

有機纖維的主要缺點除了與基體樹脂的界面結(jié)合性較差、抗壓性能低之外，其耐紫外線輻照、耐濕性等也較差。

2.3 碳纖維

用于固體火箭發(fā)動機殼體的碳纖維主要為高強中模型碳纖維，幾種高性能碳纖維性能如表3所示[15]。其中，IM7碳纖維的比強度為3.27GPa·(g·cm-3)-1，比模量為152GPa·(g·cm-3)-1，T1000碳纖維比強度能夠達到4.0GPa·(g·cm-3)-1，比模量為167GPa·(g·cm-3)-1。碳纖維與高強玻璃纖維相比，比模量高3～5倍；與Kevlar49纖維相比，碳纖維的比模量高1.5～4倍。碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料壓力容器的/達到41～50km[7]，因此，碳纖維在先進武器固體火箭發(fā)動機殼體上得到廣泛應(yīng)用[15～20]。

表3 碳纖維性能

日本的M-5火箭發(fā)動機殼體使用了IM-7碳纖維。H-2A火箭助推器使用T1000碳纖維；美國三叉戟Ⅱ（D5）導(dǎo)彈的I、II級發(fā)動機殼體使用了IM7碳纖維。STARS箭靶第三級發(fā)動機（Orbus1發(fā)動機）使用了T800碳纖維，纖維強度轉(zhuǎn)變率為87.4%，殼體的/為49km，與相同尺寸的Kevlar纖維殼體相比輕37.5%，與鈦合金殼體相比輕83%。美國陸軍研發(fā)的小型動能導(dǎo)彈（CKEM）的殼體使用了T1000 /環(huán)氧樹脂復(fù)合材料；法國M51導(dǎo)彈發(fā)動機殼體使用了IM7碳纖維復(fù)合材料；歐空局研制的織女星火箭，Ⅰ級發(fā)動機P80殼體使用了IM7碳纖維，Ⅱ級發(fā)動機Zefiro23以及Ⅲ級發(fā)動機Zefiro9的殼體使用的是T1000G纖維/UF3325樹脂復(fù)合材料[21，22]。我國T700級碳纖維已經(jīng)完成工程化研究并開始進行應(yīng)用研究，150mm壓力容器的/為37.5km；T800級碳纖維處于工程化研究階段，并取得技術(shù)性突破；T1000級碳纖維開展相關(guān)的基礎(chǔ)研究工作[23～25]。

T1000等高性能碳纖維是固體火箭發(fā)動機復(fù)合材料殼體性能優(yōu)異的增強材料。

3 復(fù)合材料基體樹脂的研究進展

固體火箭發(fā)動機殼體復(fù)合材料作為結(jié)構(gòu)材料，從以承載為主要功能向承載與耐熱兼顧的結(jié)構(gòu)功能一體化方向發(fā)展，以適應(yīng)新型先進導(dǎo)彈、火箭技術(shù)的發(fā)展需求?；w樹脂的性能對復(fù)合材料的成型工藝性、耐熱性、耐老化性及耐化學(xué)腐蝕性等性能有決定性的影響[3]。提高殼體復(fù)合材料的耐熱性目前主要通過提高基體樹脂的耐熱性來實現(xiàn)?；趶?fù)合材料殼體纏繞成型工藝的特點，用于固體火箭發(fā)動機殼體復(fù)合材料研究與應(yīng)用的基體樹脂主要有環(huán)氧樹脂、氰酸酯樹脂、雙馬來酰亞胺樹脂和聚三唑樹脂。

3.1 環(huán)氧樹脂

環(huán)氧樹脂固化物具有優(yōu)異的力學(xué)性能、良好的成型工藝性、配方設(shè)計的靈活性及多樣性等優(yōu)點[19]，是固體火箭發(fā)動機殼體復(fù)合材料的主要基體樹脂。表4是美國開發(fā)的一些固體火箭發(fā)動機殼體復(fù)合材料所用濕法纏繞環(huán)氧樹脂配方的組成、基本性能及其應(yīng)用情況[3，26]。

表4 典型環(huán)氧樹脂體系及其澆注體性能

環(huán)氧樹脂還廣泛用于美國民兵3導(dǎo)彈Ⅲ級、MX導(dǎo)彈、侏儒導(dǎo)彈發(fā)動機殼體，俄羅斯布拉瓦導(dǎo)彈殼體，法國M51導(dǎo)彈殼體，歐洲織女星火箭Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ級發(fā)動機殼體（UF3325環(huán)氧樹脂）以及我國的各類固體火箭發(fā)動機復(fù)合材料殼體等。

環(huán)氧樹脂的主要缺點是耐熱性較低，空間環(huán)境適應(yīng)性差，尺寸穩(wěn)定性不好，力學(xué)性能隨環(huán)境溫度升高出現(xiàn)較大程度的衰減等[27～29]。

3.2 氰酸酯樹脂

氰酸酯樹脂具有良好的力學(xué)性能、較高的耐熱性（固化物的玻璃化溫度在240～290℃）、優(yōu)良的尺寸穩(wěn)定性、優(yōu)異的介電性能、與環(huán)氧樹脂相近的成型工藝性等優(yōu)點[3]，在耐高溫結(jié)構(gòu)復(fù)合材料基體樹脂的應(yīng)用方面潛力很大[30]，可應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域[31～35]。美國陸軍飛航導(dǎo)彈研究開發(fā)工程中心（AMRDEC）為了改進纖維纏繞導(dǎo)彈殼體結(jié)構(gòu)的熱性能以適應(yīng)導(dǎo)彈制造計劃，研制了粘度適中、適于室溫濕法纏繞技術(shù)的高溫氰酸酯樹脂配方，制備了T1000GB/氰酸酯762mm復(fù)合材料壓力容器，最高固化溫度為260℃。復(fù)合材料容器的水壓爆破壓強分別為33.3MPa和36.7MPa，T1000GB碳纖維環(huán)向發(fā)揮強度分別為4900MPa和5500MPa，強度轉(zhuǎn)化率分別為78%和86%，破壞部位都在筒身段。國內(nèi)趙凱等[36]開發(fā)的氰酸酯樹脂配方可在室溫下濕法纏繞成型。按照雙酚A型氰酸酯樹脂（CY-1）:雙酚E型氰酸酯（CY-9）=50:50配比制得的氰酸酯樹脂，在25℃下的粘度為800cps，且有較長的試用期，適合濕法纏繞工藝。利用該配方濕法工藝纏繞制備出的T700復(fù)合材料NOL環(huán)的拉伸強度為2220MPa，單向板的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度為267.8℃，200℃高溫下的強度保留率達到60.4%。

氰酸酯樹脂的主要缺點是易結(jié)晶，樹脂單體熔融溫度（80～120℃）較高。這對復(fù)合材料的制備帶來困難，需進行改性研究以提升氰酸酯樹脂的適用性。

3.3 雙馬來酰亞胺樹脂

雙馬來酰亞胺（BMI）樹脂具有耐高溫、耐濕熱等優(yōu)點，已廣泛應(yīng)用于制備耐高溫復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)[37]。美國雷錫恩導(dǎo)彈系統(tǒng)公司（RASC）選用BMI樹脂研制超聲速巡航導(dǎo)彈，就是利用BMI樹脂的加工性，優(yōu)于聚酰亞胺樹脂的可重復(fù)性，相對較低的成本，在濕環(huán)境下連續(xù)使用溫度超過204℃，最大承受溫度超過427℃等優(yōu)點，可滿足超音速AIM導(dǎo)彈短期、瞬間溫度高于316℃的使用要求。采用RTM和纖維纏繞工藝制成了CF/BMI復(fù)合材料彈體。國內(nèi)惠雪梅等[38]通過改性雙馬樹脂得到一種液態(tài)、無溶劑型雙馬樹脂體系，適用于纖維濕法纏繞工藝。利用該改性雙馬樹脂體系濕法纏繞工藝制備出的T700碳纖維復(fù)合材料層壓板的縱向拉伸強度為1668MPa，縱向彎曲強度為1590MPa，層間剪切強度為73.3MPa。該研究為雙馬樹脂作為固體火箭發(fā)動機殼體復(fù)合材料的基體材料提供了新的研究方向。

雙馬來酰亞胺樹脂的主要缺點是低沸點溶劑中溶解性差，甚至不溶解，導(dǎo)致制備的預(yù)浸料流動性、鋪敷性和黏性較差，改善雙馬樹脂的溶解性是目前國內(nèi)外研究的一個重點。此外，雙馬來酰亞胺樹脂固化成型時需施加一定的壓力和較高的溫度，這限制了該樹脂作為殼體復(fù)合材料的應(yīng)用。

3.4 聚三唑樹脂

聚三唑樹脂是華東理工大學(xué)近年開發(fā)的一種可纏繞成型的，在較低溫度固化，具有較高耐熱性的樹脂[39]。例如牌號為PTA2的聚三唑樹脂具有良好的溶解性，80℃就開始固化，玻璃化轉(zhuǎn)變溫度為250℃，熱分解溫度為350℃。T700碳纖維增強PTA2樹脂單向復(fù)合材料的彎曲強度和彎曲模量分別為1690MPa和136GPa。180℃的彎曲強度和模量保留率分別為64.6%和90.4%，表現(xiàn)出良好的耐熱性。T700碳纖維增強PTA2樹脂復(fù)合材料150mm容器的爆破壓強達到37.9MPa，/為41.7km。480mm容器的爆破壓強達到20.0MPa，/為38.5km[40]?？梢姡廴驑渲型米髂透邷氐暮教旖Y(jié)構(gòu)復(fù)合材料構(gòu)件，如高速飛行器的殼體及耐高溫發(fā)射筒等[41～45]。

4 結(jié)束語

殼體是固體火箭發(fā)動機的重要組成部分，采用高比強度、高比模量、可纏繞成型的復(fù)合材料研制高性能殼體，是提高固體發(fā)動機性能的有效途徑。新型輕質(zhì)高強纖維的開發(fā)與應(yīng)用研究和高力學(xué)性能、高耐熱性、良好成型工藝性的結(jié)構(gòu)功能一體化基體樹脂的研究與應(yīng)用是固體火箭發(fā)動機殼體復(fù)合材料的一個重要發(fā)展方向。

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43 劉鋒，周恒，趙彤. 高性能樹脂基體的最新研究進展[J]. 宇航材料工藝，2012，42(4)：1～6

44 Xue Lian, Wan Liqiang, Hu Yanhong, et al. Thermal stability of a novel polytriazole resin[J]. Elsevier B.V., 2006, 448(2)：147～153

45 Ye Lvyuan, Wan Liqiang, Huang Farong. A new high performance novolac-based polytriazole resin[J]. SAGE Publications, 2018, 30(1)：109～115

Progress of Composite for Solid Rocket Motor Case

Li Yingxin Mo Ji’an Wang Xiuyun Guo Yalin

(Xi’an Aerospace Composites Research Institute, Xi’an 710025)

The progress of reinforced fibers and matrix resins for composite of solid rocket motor case is introduced in this paper. The reinforced fibers include glass fiber, aramid fiber and carbon fiber; the matrix resins include epoxy resin, cyanate ester resin, bismaleimide resin and polytrizole resin.

case；composite materials；solid rocket motor(SRM)

李瑩新（1996），碩士在讀，材料科學(xué)與工程專業(yè)；研究方向：樹脂基結(jié)構(gòu)材料及制造。

2020-07-07