低溫復(fù)合材料貯箱關(guān)鍵技術(shù)研究應(yīng)用進(jìn)展*

武湛君，陳 鐸，李世超，崔運(yùn)廣，李娟子，袁玉環(huán)，王宏宇，劉 新

（1.大連理工大學(xué)航空航天學(xué)院，大連 116024；2.大連理工大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院，大連 116024）

隨著星際旅行與深空探測概念的興起，進(jìn)一步提升運(yùn)載火箭的結(jié)構(gòu)效率成為航天領(lǐng)域的熱點(diǎn)話題[1–2]。低溫燃料貯箱作為推進(jìn)系統(tǒng)中重量和體積占比最大的部件，其輕質(zhì)化水平是衡量運(yùn)載火箭結(jié)構(gòu)效率的核心因素。研究表明，復(fù)合材料的應(yīng)用可使貯箱結(jié)構(gòu)減重20%～40%，并且隨著貯箱尺寸增大，減重效果愈加明顯[3–4]。以美國私人商業(yè)航天公司Space X的Falcon 9 火箭發(fā)射報(bào)價(jià)為例，發(fā)射1kg有效載荷至地球同步轉(zhuǎn)移軌道（GTO）的價(jià)格約為7500美元[5]。因此，開展運(yùn)載火箭低溫復(fù)合材料貯箱的應(yīng)用研究具有顯著的經(jīng)濟(jì)效益和社會效益。

20世紀(jì)90年代，美國的DC–XA亞軌道飛行器首次采用復(fù)合材料液氫貯箱，并進(jìn)行了4次飛行試驗(yàn)[6]。在同一時期，美國洛·馬公司為X–33無人飛行器設(shè)計(jì)了復(fù)合材料液氫貯箱，但是在后續(xù)試驗(yàn)過程中貯箱內(nèi)部面板產(chǎn)生裂紋，液氫滲漏導(dǎo)致最終項(xiàng)目失敗[3]。 2006年，美國發(fā)布的《高超聲速發(fā)展規(guī)劃》中把可重復(fù)使用低溫復(fù)合材料貯箱技術(shù)列為關(guān)鍵技術(shù)之一。2008年美國發(fā)布的《2030年前太空探索規(guī)劃》把復(fù)合材料和低溫介質(zhì)貯存列為首要突破的八大關(guān)鍵技術(shù)之一。2014年NASA 制造出直徑5.5m的復(fù)合材料低溫貯箱樣件，并被評為2014年NASA十大科技進(jìn)展[3–4]。2016年，美國Space X公司制造出了航天歷史上最大的復(fù)合材料低溫貯箱[7]。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[8]。表1列舉了國外具有代表性的低溫復(fù)合材料貯箱基本情況。與國外相比，國內(nèi)復(fù)合材料低溫貯箱的工程開發(fā)和應(yīng)用較少。2018年，國家科技部發(fā)布的國家重點(diǎn)研發(fā)計(jì)劃變革性關(guān)鍵科學(xué)技術(shù)問題專項(xiàng)中將“大型復(fù)合材料航天運(yùn)載器貯箱一體化制造基礎(chǔ)”作為優(yōu)先支持的項(xiàng)目之一[9]。

表1 部分先進(jìn)復(fù)合材料貯箱基本情況Table 1 Basic information of some advanced composite tanks

由于聚合物基體和增強(qiáng)纖維的熱膨脹系數(shù)不匹配，在超低溫環(huán)境下聚合物基復(fù)合材料內(nèi)部會產(chǎn)生比較大的熱應(yīng)力，較高的熱應(yīng)力導(dǎo)致復(fù)合材料內(nèi)部出現(xiàn)微裂紋。并且，在超低溫環(huán)境下復(fù)合材料抵抗裂紋擴(kuò)展的能力較弱，在熱應(yīng)力和機(jī)械應(yīng)力作用下，裂紋擴(kuò)展導(dǎo)致貯箱滲漏，造成復(fù)合材料貯箱失效。對于面向液氫、液氮、液態(tài)甲烷等低溫液體的復(fù)合材料低溫貯箱，面對的突出問題是超低溫條件復(fù)合材料貯箱抗?jié)B性和結(jié)構(gòu)可靠性；對于面向液氧的復(fù)合材料貯箱，除了滿足低溫盛裝性能外，還需要滿足液氧相容性[1，3，7–10]。獲得低熱膨脹系數(shù)、高韌性以及液氧相容性的樹脂基體是解決上述問題的關(guān)鍵，并且材料的工藝性也決定了復(fù)合材料貯箱的成型工藝。實(shí)際上對于復(fù)合材料產(chǎn)品包括運(yùn)載火箭復(fù)合貯箱，材料和制造工藝起到?jīng)Q定性作用。與傳統(tǒng)金屬材料貯箱不同，低溫復(fù)合材料貯箱需要重點(diǎn)關(guān)注低溫下復(fù)合材料裂紋擴(kuò)展導(dǎo)致貯箱滲漏,以及考慮合適的結(jié)構(gòu)形式，實(shí)現(xiàn)貯箱結(jié)構(gòu)功能一體化制造。

基于此，本文綜述了國內(nèi)外低溫聚合物（熱固性樹脂、熱塑性樹脂、液氧相容性樹脂）和基于先進(jìn)復(fù)合材料成型工藝（纏繞、自動鋪放）的復(fù)合材料低溫貯箱制造研究進(jìn)展，并對未來低溫環(huán)境用聚合物和貯箱制造技術(shù)與評價(jià)技術(shù)進(jìn)一步展望和討論。

超低溫環(huán)境用聚合物研究進(jìn)展

1 熱固性樹脂

熱固性樹脂通常是多官能度的液體或固體，能夠通過加熱等方式，在固化劑或促進(jìn)劑的作用下形成具有三維網(wǎng)狀交聯(lián)結(jié)構(gòu)的材料。常用的熱固性樹脂有環(huán)氧樹脂、聚酯樹脂、酚醛樹脂和雙馬樹脂等。熱固性樹脂的這種交聯(lián)網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)使其具有優(yōu)異的力學(xué)性能和熱穩(wěn)定性[11]，但是在低溫條件下，這種高度交聯(lián)結(jié)構(gòu)將會降低聚合物的斷裂延伸率和抵抗裂紋擴(kuò)展的能力[1，12]。由于聚合物基體和增強(qiáng)纖維的熱膨脹系數(shù)不匹配，在超低溫環(huán)境下聚合物基復(fù)合材料內(nèi)部會產(chǎn)生比較大的熱應(yīng)力，較高的熱應(yīng)力導(dǎo)致復(fù)合材料內(nèi)部出現(xiàn)微裂紋。Yang等[13]基于雙酚F樹脂低溫力學(xué)性能，利用有限元分析軟件分析了在–180℃碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料內(nèi)部熱應(yīng)力分布規(guī)律，并且得出兩個相鄰的纖維之間的熱應(yīng)力較高（圖1）。

圖1 超低溫下樹脂與纖維的應(yīng)力分布Fig.1 Residual stress distribution in fibers and matrix at cryogenic temperature

因此，為了提高熱固性聚合物的低溫性能，研究人員通過采用摻雜剛性納米材料（碳納米管（CNT）、石墨烯（Graphene）、二氧化硅（silica）、納米黏土）、柔性材料（熱塑性樹脂、納米橡膠（NR））以及降低聚合物交聯(lián)度的方法來提高聚合物在低溫下的斷裂伸長率和抗裂紋擴(kuò)展能力[14–21]。

在低溫下，對于樹脂中添加的剛性納米材料而言，由于添加的剛性的納米材料如碳納米管、二氧化硅等的熱膨脹系數(shù)差別比較大，聚合物收縮與納米填料之間產(chǎn)生比較強(qiáng)的界面結(jié)合作用。這個界面將有利于更好地將載荷通過樹脂基體傳遞到剛性較大的納米材料，從而提高復(fù)合材料的力學(xué)性能[20]。同樣，由于樹脂和填料之間熱膨脹系數(shù)差別較大導(dǎo)致的較強(qiáng)界面強(qiáng)度，可以誘導(dǎo)裂紋偏轉(zhuǎn)，從而提高材料的低溫性能[22]。但是通過摻雜納米材料來提高聚合物力學(xué)性能關(guān)鍵是提高納米材料在樹脂基體中的分散性。

對于添加柔性材料如納米橡膠、熱塑性樹脂、聚氨酯、功能化聚硅氧烷等來說，柔性材料的柔性鏈段或者官能團(tuán)將會導(dǎo)致材料內(nèi)部裂紋尖端應(yīng)力和分子間作用力松弛，從而提高熱固性樹脂的斷裂韌性[18–20]。同時，納米橡膠以及熱塑性樹脂形成的微觀相通過剪切屈服變形的方式吸收更多的能量，從而提高熱固性樹脂的斷裂延伸率以及抗裂紋擴(kuò)展能力[21]。同樣的，納米橡膠改性聚合物需要考慮納米橡膠的分散性問題。但是，引入柔性材料通常會降低復(fù)合材料的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度。另外熱塑性樹脂（PES等）改性熱固性樹脂體系中，雖然在初始階段熱塑性樹脂與熱固性樹脂具有良好的相容性，但是隨著樹脂交聯(lián)固化，熱塑性樹脂與熱固性樹脂出現(xiàn)相分離現(xiàn)象。不同的熱塑性樹脂含量和材料類型將會導(dǎo)致不同的相結(jié)構(gòu)（互穿網(wǎng)絡(luò)、海海、海島等），從而影響聚合物的低溫力學(xué)性能。

除了通過在熱固性樹脂中引入第二相來提高材料的低溫性能外，還采用引入長鏈反應(yīng)型化合物如聚醚胺、超支化聚合物（H30）、縮水甘油醚和聚乙二醇以及降低固化劑用量來降低熱固性樹脂交聯(lián)度的方法，提高熱固性樹脂的斷裂伸長率和斷裂韌性。較低的交聯(lián)度導(dǎo)致裂紋尖端應(yīng)力釋放，從而提高材料的低溫性能。雖然采用降低交聯(lián)度的方法會顯著降低材料的強(qiáng)度和模量，在低溫條件下由于樹脂分子收縮，分子鏈段被凍結(jié)，分子運(yùn)動能力下降，樹脂的強(qiáng)度和模量會有一定的提高[23–26]。因此，通過平衡內(nèi)部熱應(yīng)力與強(qiáng)度損失之間的關(guān)系是可以獲得滿足使用需求的樹脂體系。Chen等[27]比較了文獻(xiàn)中報(bào)道的不同改性方法對熱固性樹脂的室溫和低溫性能的改性效果，結(jié)果表明，與未改性熱固性聚合物相比，不同的改性方法對聚合物低溫下的拉伸強(qiáng)度和模量改性效果是不一樣的（圖2），其中，二氧化硅對低溫下聚合物拉伸強(qiáng)度提升效果最好，聚醚砜對低溫下聚合物模量的提升效果最好。

圖2 與未改性聚合物相比，不同改性劑對聚合物室溫/低溫拉伸強(qiáng)度和拉伸模量的影響效果Fig.2 Effect of different modifiers on the tensile strength and tensile modulus of modified polymer composites compared with unmodified polymers at room and cryogenic temperature

2 熱塑性樹脂

和熱固性樹脂相比，熱塑性樹脂為線性分子，加熱可以熔融流動，并且可以反復(fù)使用，具有很大應(yīng)用前景。由于熱塑性樹脂獨(dú)特的線性結(jié)構(gòu)，熱塑性樹脂的斷裂延伸率以及斷裂韌性比熱固性樹脂高幾到幾十倍，并且熱塑性樹脂幾乎不存在儲存問題[28]。通常情況下，熱塑性復(fù)合材料的成型工藝主要為模壓、擠出、注塑等，這些成型工藝不適用于制造大型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件，尤其是具有回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料壓力容器。但是，隨著復(fù)合材料自動鋪放成型工藝的發(fā)展，已經(jīng)可以利用熱塑性復(fù)合材料快速制造具有復(fù)雜構(gòu)型的復(fù)合材料制品，因此熱塑性復(fù)合材料的研究與應(yīng)用具有廣闊的前景[29]。

理論上高韌性的熱塑性樹脂非常適用于低溫工程領(lǐng)域，但是受限于較為復(fù)雜的成型工藝，關(guān)于熱塑性聚合物在低溫工程領(lǐng)域的研究報(bào)道較少。1990年，Ahlborn[30]研究了碳纖維（CF）增強(qiáng)聚醚醚酮和聚碳酸酯（PC）復(fù)合材料在5K和77K下的力學(xué)性能。在低溫下，CF/PEEK的層間剪切強(qiáng)度高于CF/PC，并且CF/PC的層間剪切強(qiáng)度高于CF/EP的層間剪切強(qiáng)度。Flanagan等[31]利用熱壓罐工藝制備CF/PEEK復(fù)合材料，并研究了其在低溫下的滲漏率。Grogan等[32]研究了利用自動鋪帶工藝得到的CF/PEEK復(fù)合材料在低溫下的力學(xué)性能和損傷機(jī)理，并且建立有限元分析模型預(yù)測復(fù)合材料低溫貯箱在低溫環(huán)境下的損傷演化機(jī)理。Li等[33]研究了聚醚砜樹脂以及改性聚醚砜樹脂在低溫下的力學(xué)性能。除了高性能熱塑性工程塑料，部分學(xué)者也探究了通用熱塑性樹脂如聚碳酸酯、聚丙烯、ABS樹脂、超高分子量聚乙烯樹脂等在低溫下的力學(xué)性能[34–36]。與高性能工程熱塑性樹脂基復(fù)合材料相比，通用熱塑性樹脂基復(fù)合材料的彎曲和層間性能相對較低。Takeda 等[36]研究發(fā)現(xiàn)碳納米管可以提高聚碳酸酯復(fù)合材料在77K溫度下拉伸和疲勞性能。

3 液氧環(huán)境用聚合物

液氧（LOX）是運(yùn)載火箭推進(jìn)系統(tǒng)中重要的低溫氧化劑，因此，應(yīng)用于液氧環(huán)境中的復(fù)合材料除了滿足低溫力學(xué)性能要求外，還需要確保與液氧化學(xué)相容[3，37]。與LOX的相容性是一種相對概念，是指當(dāng)材料在液氧環(huán)境中受到外界能量作用時，能否發(fā)生劇烈的化學(xué)反應(yīng)，由材料與氧氣反應(yīng)的容易程度決定。眾所周知，許多材料在接觸外界刺激如機(jī)械沖擊、碰撞、摩擦或靜電時，會在氧氣存在下燃燒或爆炸。機(jī)械沖擊是最常見的潛在著火機(jī)制之一[38]。由于機(jī)械沖擊試驗(yàn)容易進(jìn)行，沖擊能量也可以控制，沖擊試驗(yàn)被研究者廣泛采用來表征材料與LOX的相容性[39]。自20世紀(jì)50年代以來，這種試驗(yàn)方法產(chǎn)生了大量的數(shù)據(jù)，同時美國材料測試協(xié)會對試驗(yàn)設(shè)備、參數(shù)和步驟進(jìn)行了標(biāo)準(zhǔn)化（ASTM D2512、ASTM G86）。根據(jù)ASTM標(biāo)準(zhǔn)，將材料試樣放在裝滿液氧的鋁杯底部，將平頭鋼銷放在試樣上，然后從1m高處下落10kg，撞擊鋼銷。在測試過程中，任何爆炸、燃燒、火花或焦痕都被認(rèn)為是一種反應(yīng)。在98J沖擊能量作用下，如果在20個單獨(dú)的試樣中沒有發(fā)生任何反應(yīng)，則該試樣可以在液氧環(huán)境下使用。或者在20個獨(dú)立試驗(yàn)中出現(xiàn)一個反應(yīng)，繼續(xù)重復(fù)40次獨(dú)立試驗(yàn)，在重復(fù)的40次獨(dú)立試驗(yàn)中，沒有出現(xiàn)任何現(xiàn)象，也可認(rèn)為材料液氧相容[40–42]。

除了部分含氟聚合物如聚四氟乙烯、全氟烷氧基樹脂等，絕大部分聚合物是液氧不相容的。國防科技大學(xué)進(jìn)行了聚合物與液氧的相容性機(jī)理，制備出了液氧相容性較好的環(huán)氧樹脂，但該材料體系未通過98J液氧沖擊測試[41]。哈爾濱工業(yè)大學(xué)開展了樹脂基體及其復(fù)合材料的液氧相容性和低溫力學(xué)性能研究，通過向環(huán)氧樹脂中引入抗氧劑、苯并噁嗪、雙酚A型氰酸酯來改善樹脂的液氧相容性[42]。大連理工大學(xué)武湛君團(tuán)隊(duì)通過向環(huán)氧樹脂中引入特種元素，利用多種分析表征方法研究沖擊過程中聚合物與液氧的交互作用機(jī)理。并且研究了不同種類與含量的樹脂、固化劑、阻燃級、納米材料等對聚合物液氧相容性的影響，首先制備出了通過98J液氧沖擊試驗(yàn)的環(huán)氧樹脂體系[40]。同時根據(jù)ASTM D2512測試標(biāo)準(zhǔn)，利用商用有限元分析工具對熱固性聚合物在沖擊試驗(yàn)中的瞬態(tài)斷裂模式和能量轉(zhuǎn)換過程進(jìn)行了定性分析。結(jié)果表明在試驗(yàn)過程中，大約25%的動能（98J）轉(zhuǎn)化為滑動能，其余的轉(zhuǎn)化為內(nèi)能（圖3（a）和圖3（b））[40]。理論模擬與試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果表明，提高材料阻燃性、熱穩(wěn)定性與低溫韌性可以顯著改善聚合物的液氧相容性。提高聚合物低溫韌性，材料可以通過變形吸收更多的外部能量；引入阻燃官能團(tuán)，可以阻斷局部熱點(diǎn)導(dǎo)致產(chǎn)生的鏈?zhǔn)阶杂苫磻?yīng)（圖3（c）），提高熱穩(wěn)定性可以提高材料的燃點(diǎn)等，從而改善材料的液氧相容性[40–51]。

圖3 液氧相容性沖擊測試過程模擬及樹脂液氧相容性機(jī)理Fig.3 Simulation of liquid oxygen compatibility impact test and the liquid oxygen compatibility mechanism of modified epoxy

基于纏繞成型工藝的低溫復(fù)合材料貯箱

纏繞成型工藝是將連續(xù)纖維浸漬樹脂膠液后按照一定的纏繞規(guī)律（纏繞角、切點(diǎn)數(shù)、鋪層方式、層數(shù)）纏繞到芯?；騼?nèi)膽上，經(jīng)固化、脫模等后處理工藝得到相應(yīng)的復(fù)合材料制品的過程[52]。纏繞成型具有自動化程度高、可靠性高、成本低的優(yōu)點(diǎn)，并且可以根據(jù)受力工況合理設(shè)計(jì)纏繞規(guī)律，充分發(fā)揮增強(qiáng)纖維的性能，尤其適合于回轉(zhuǎn)體結(jié)構(gòu)壓力容器的制造。但是，纏繞成型工藝對樹脂基體的黏度、適用期以及揮發(fā)分等有較高的要求，并且纏繞成型工藝不適合復(fù)雜形狀復(fù)合材料制品的成型。

研究表明，在采用液氫/液氧推進(jìn)劑組合方案的航天飛行器中，采用熱氦氣給液氧貯箱加壓的方案可以顯著降低飛行器的重量。其中將氦氣增壓貯箱放置在超低溫環(huán)境下，給定的貯箱可以盛裝的氦氣可以比室溫多14倍[53]。在美國X–33飛行器中，采用了氦氣增壓的技術(shù)方案，其中氦氣瓶放置在液氫燃料箱內(nèi)。美國的Michoud Operations 公司利用濕法纏繞成型工藝制備了鈦合金內(nèi)襯的超低溫復(fù)合材料高壓氦氣貯箱，該貯箱通過了低溫、高壓測試。NASA 在新一代運(yùn)載火箭（ARES–1）計(jì)劃中提到在火箭的上面級中，放置10個低溫復(fù)合材料高壓氦氣貯箱。該復(fù)合材料貯箱為碳纖維增強(qiáng)鈦合金內(nèi)襯復(fù)合材料貯箱，通過濕法纏繞成型工藝得到，相同條件下可以比同等規(guī)格的鈦合金貯箱減重75%[54–55]。在歐盟的“Cryogenic Hypersonic Advanced Tank Technologies”計(jì)劃中，德國的DLR公司利用低黏度環(huán)氧樹脂和碳纖維基于纏繞成型工藝制備了聚乙烯內(nèi)襯的復(fù)合材料低溫貯箱（圖4（a）），并且進(jìn)行了液氮加壓測試（圖4（b））[56]。由于設(shè)計(jì)的復(fù)合材料壓力容器的爆破壓力為1.2MPa，并且在液氫溫度下，低溫貯箱上纖維的最大應(yīng)變?yōu)?.13%，完全在碳纖維的許用應(yīng)變范圍內(nèi)。因此，荷蘭的ALE公司利用日本東麗的T700纖維，利用纏繞工藝制備了不含聚合物的聚乙烯內(nèi)襯復(fù)合材料貯箱（圖4（c）），并且在液氮加壓循環(huán)試驗(yàn)中（圖4（d）[56]），該復(fù)合材料貯箱沒有出現(xiàn)明顯損傷。美國的Space X公司在獵鷹9火箭的液氧貯箱中，也安放利用纏繞成型制造盛裝過冷液氦高壓復(fù)合材料壓力貯箱，但后期因發(fā)射過程中由于復(fù)合材料液氧不相容出現(xiàn)爆炸事故，最后更換了加壓方案。2020年4月，美國的ICT公司利用日本東麗的T800纖維和環(huán)氧樹脂，開發(fā)出了無內(nèi)襯的低溫復(fù)合材料貯箱（圖5）[57]。該球形低溫貯箱通過引入納米材料提高樹脂基體韌性和優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、降低低溫液體加注時的溫度梯度的技術(shù)方案，解決了低溫下復(fù)合材料高壓容器微裂紋的問題。

圖4 纏繞成型復(fù)合材料低溫貯箱制造與測試Fig.4 Manufacturing and testing process of winding composite cryogenic tank

圖5 無內(nèi)襯球形復(fù)合材料低溫貯箱Fig.5 Linerless spherical composites cryogenic tank

基于自動鋪放工藝的低溫復(fù)合材料貯箱

自動鋪放技術(shù)是采用預(yù)浸料并由多軸機(jī)器臂自動完成鋪放位置定位，然后由鋪絲/帶頭完成預(yù)浸料的輸送、裁剪以及鋪放等工序，最后經(jīng)熱壓罐固化完成復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造的自動化生產(chǎn)技術(shù)[58–59]。自動鋪放技術(shù)自動化程度高、生產(chǎn)效率高、鋪放角度靈活、鋪放精度高，非常適合于生產(chǎn)具有復(fù)雜結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件，在航空航天高性能復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造中應(yīng)用較為廣泛，如波音787的復(fù)合材料蒙皮、F22戰(zhàn)機(jī)的S形進(jìn)氣道等。根據(jù)所用預(yù)浸料的不同，自動鋪放技術(shù)又可以分為自動鋪絲技術(shù)和自動鋪帶技術(shù)。自動鋪帶采用的預(yù)浸料較寬，適用于大面積、小曲率結(jié)構(gòu)的快速成型；自動鋪絲采用多股預(yù)浸絲，適用于復(fù)雜結(jié)構(gòu)制品的成型制造。

復(fù)合材料低溫貯箱的研究最早開始于1987年，麥道公司首先解決了聚合物復(fù)合材料液氫滲漏和低溫力學(xué)性能問題。NASA在此基礎(chǔ)上，利用IM7/8552增韌預(yù)浸料，采用自動鋪絲技術(shù)為DC–XA航天飛行器制造了直徑2.43m的復(fù)合材料液氫貯箱，該復(fù)合材料貯箱通過了地面以及飛行試驗(yàn)[6]。洛·馬公司為X–33航天飛行器設(shè)計(jì)了帶蜂窩夾層的多瓣雙裂葉錐體液氫貯箱，其中液氫貯箱的筒身段利用IM7/977–2預(yù)浸料，通過自動鋪絲工藝制造。在后續(xù)的液氫加壓循環(huán)測試試驗(yàn)過程中，由于復(fù)合材料內(nèi)部出現(xiàn)微裂紋使得液氫滲透到蜂窩夾層中，同時外殼與蜂窩夾層間的黏合力不滿足設(shè)計(jì)要求，導(dǎo)致試驗(yàn)以失敗告終[3]。2011年NASA聯(lián)合波音、ATK、洛·馬和Northrop Grumman公司開展大直徑的復(fù)合材料低溫貯箱的概念設(shè)計(jì)工作，目標(biāo)是比NASA的鋁鋰合金貯箱減重30%，成本降低25%，承受不超過5000個微應(yīng)變，最終NASA采用了波音的“fluted core sandwich Wall”方案。2014年，波音在NASA的支持下開展了直徑2.4m和直徑5.5m低溫復(fù)合材料貯箱的原理樣機(jī)的驗(yàn)證試制工作，其中直徑2.4m和直徑5.5m（圖6（a））的復(fù)合材料貯箱殼體均是通過自動鋪絲工藝制造，并且引入了超薄預(yù)浸料來提高貯箱的抗?jié)B性[4]。低溫復(fù)合材料貯箱的模具為組裝的可拆卸復(fù)合材料模具，貯箱固化完成后復(fù)合材料模具兩端從極孔位置處取出（圖6（b））。復(fù)合材料貯箱的頂蓋也是利用自動鋪絲工藝制備（圖6（c）），固化后的頂蓋在極孔位置處通過嵌接的方式與貯箱筒體連接在一起。貯箱外部的裙襯與貯箱殼體通過“Y–joint”的連接方式膠結(jié)在一起，其中外部帶矩形夾芯壁的裙襯主要用來承擔(dān)軸向載荷（圖6（d）[4]）。

圖6 波音公司的5.5m直徑復(fù)合材料低溫貯箱Fig.6 5.5m diameter composite cryogenic tank manufactured by Boeing company

2016年 美國Space X 公司利用自動鋪絲工藝制造出了直徑12m的復(fù)合材料液氧貯箱，該貯箱通過了低溫加壓測試[7]。2021年1月，中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院利用自動鋪絲工藝制造出國內(nèi)首個直徑3.35m復(fù)合材料低溫貯箱原理樣機(jī)（圖7（a））[60]。同期，大連理工大學(xué)的武湛君教授團(tuán)隊(duì)，利用自主開發(fā)的液氧環(huán)境用預(yù)浸料，通過自動鋪絲工藝制備的直徑3.35m的復(fù)合材料液氧貯箱樣件（圖7（b））也順利下線，目前正在開展相關(guān)的測試工作。

圖7 國內(nèi)自動鋪絲工藝制造的3.35m復(fù)合材料低溫貯箱Fig.7 3.35m composite cryogenic tanks of China manufactured by automatic wire laying process

結(jié)論與展望

聚合物基復(fù)合材料應(yīng)用于運(yùn)載火箭貯箱可以顯著降低運(yùn)載火箭重量，提高火箭發(fā)射效率，并降低發(fā)射成本。國外在低溫復(fù)合材料體系研制、貯箱結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、制造工藝、貯箱整體結(jié)構(gòu)低溫性能評價(jià)以及工程驗(yàn)證方面起步較早，并取得了很大的成就。我國雖然在這方面起步較晚，但是在材料低溫力學(xué)性能、材料液氧相容性研究以及復(fù)合材料成型裝備等方面也取得了很大進(jìn)展，并且成為了為數(shù)不多掌握大直徑復(fù)合材料低溫貯箱制造技術(shù)的國家。結(jié)合我國復(fù)合材料低溫貯箱研究現(xiàn)狀，以下問題仍需要進(jìn)一步開展研究：

（1）完善液氧相容性的測試表征方法，建立材料試樣液氧相容性與工程樣件液氧相容性的關(guān)聯(lián)機(jī)制，確保復(fù)合材料液氧貯箱的安全應(yīng)用；

（2）進(jìn)一步研究極端低溫下聚合物基復(fù)合材料裂紋萌生與演化機(jī)理，為復(fù)合材料貯箱的設(shè)計(jì)制造提供技術(shù)支持；

（3）開發(fā)并制訂低溫復(fù)合材料貯箱低溫性能測試評價(jià)方法與標(biāo)準(zhǔn)，如抗?jié)B性、液氧相容性等；

（4）研發(fā)適用于非熱壓罐固化的低溫環(huán)境用預(yù)浸料，降低未來5～10m直徑復(fù)合材料低溫貯箱生產(chǎn)成本；

（5）開展復(fù)合材料低溫貯箱無損檢測和全壽命結(jié)構(gòu)健康監(jiān)測技術(shù)，為可重復(fù)使用航天器的工程化應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。