日本火箭发动机喷管用CC复合材料

收稿日期: 2012-08-28 作者简介: 李崇俊,1969 年出生,博士,研究员,主要从事 C / C复合材料的研制及应用、高性能聚丙烯腈基碳纤维的工程化和产业化开发。 E- mail:chongjunli@ sohu. com 日本火箭发动机喷管用 C / C复合材料 李崇俊摇 摇 崔摇 红摇 摇 李瑞珍 (西安航天复合材料研究所,西安摇 710025) 文摇 摘摇 介绍了 C / C复合材料在日本固体火箭发动机喷管的应用情况,主要包括卫星远地点助推发动机 用螺旋形状碳布铺层的 2D-C / C扩张段、固体助推器及固体运载用 3D-C / C 喉衬。 2D-C / C 扩张段采用黏胶 丝基碳纤维成型,M-V 固体运载一级发动机 C / C 喉衬采用碳纤维三向正交圆筒编织结构,热等静压-石墨化 致密,外径 囟1 100 mm,密度达 1. 95 g / cm3。 C / C复合材料在固体及液体火箭发动机喷管延伸出口锥的应用是 未来的发展方向。 关键词摇 C / C复合材料,扩张段,喷管,火箭发动机 Application of C / C Composites in Rocket Engine Nozzles in Japan Li Chongjun摇 摇 Cui Hong摇 摇 Li Ruizhen (Xi爷an Aerospace Composites Research Institute, Xi爷an摇 710025) Abstract摇 The application state of C / C composites in solid rocket motor nozzle in Japan. The components in鄄 clude a rosetta carbon fabric laminated 2D-C / C exit cone for satellite apogee boost motor, and 3D-C / C throat inserts for solid rocket booster and launch vehicle. The rayon based carbon fiber is adopted to make the 2D-C / C exit cone. The 3D-C / C throat insert, used as the 1 st stage of M-V solid rocket launch vehicle, has a dimension of 囟1100 mm in outer diameter and a density of 1. 95 g / cm3 . The 3D preform is orthogonally weaved in a cylinder structure, and then densified by a repeating heat isostatic pressure鄄graphitization cycles. Applications of C / C composites in both solid and liquid rocket motor nozzle extendable exit cones are future development trend in this area. Key words摇 C / C Composites, Exit Cone, Nozzle, Rocket engine 0摇 引言 C / C复合材料是与碳纤维的工业化同步开发研 究的[1]。 1974 年 C / C复合材料首先在协和号超声速 飞机上搭载用作刹车材料,当前全世界 C / C 复合材 料消耗量的 80%用于飞机刹车盘[1]。 在飞行器方 面,抗氧化 C / C 复合材料最早用于美国航天飞机的 鼻锥、机翼前缘等耐热烧蚀部位。 近年来 C / C 复合 材料在工业领域,如热压模具、半导体的夹具、工业炉 的托盘等方面,用量呈逐年扩大的趋势。 在日本的固体火箭发动机(SRM)用 C / C 复合材 料方面,主要是卫星远地点助推发动机喷管 2D-C / C 扩张段以及固体助推器(SRB)和固体运载火箭喷管 用高密度 C / C喉衬材料。 2D-C / C 扩张段及外径达 囟1 100 mm的高密度 C / C 喉衬是由石川岛播磨重工 (IHI)研制的[1-5]。 本文叙述日本 C / C 复合材料在 ABM喷管扩张段、大型 3D-C / C 喉衬等航天领域的 研制及应用状况。 1摇 C / C复合材料的使用背景 C / C复合材料在 2 000益以上的高温非氧化环境 气氛下具有轻质、高强度的特征,因此使用于火箭发 动机喷管,如图 1 所示的日本 H-1 运载火箭发射卫 星的 ABM 喷管以及第三级火箭发动机喷管[1,6-7]。 图 1 中 ABM发动机采用钛合金发动机壳体、C / C 扩 张段,发动机质量比高达 0. 95,用于 550 kg的地球静 止同步轨道卫星的太空变轨。 SRM部件为了抵制住高温、高压燃气的冲刷,采 用了具有烧蚀特性的材料。 在材料热导率低的情况 下,为了防止一定时间内材料面的气化潜热引起喷 —31—宇航材料工艺摇 2013 年摇 第 2 期 管部件的温度升高,高硅氧纤维 /酚醛、碳纤维 /酚醛 防热复合材料用于喷管烧蚀部位,它们烧蚀后退速率 较低,具有延迟喷管部件温度升高的功能。 在这种场 合下喷管最初设计的壁厚,必须同时满足烧蚀层厚度 (已消失)。 由于温度升高而导致的强度下降层厚 度、结构层厚度三个方面的要求[1,7]。 图 1摇 日本卫星用远地点助推发动机 ABM[1] Fig. 1摇 Satellite apogee boost motor in Japan[1] 黏胶丝基碳布 /酚醛防热材料具有低热导率和可 预测炭化层厚度的特点,在 SRM喷管和再入式热防护 方面具有显著优势[7]。 欧洲Ariane V运载火箭的所有 喷管烧蚀防热材料均使用北美人造纤维公司(NARC) 的黏胶丝基碳纤维复合材料,俄罗斯的 SRM喷管也大 量使用黏胶丝基碳纤维 /酚醛复合材料[7-8]。 石墨材料在高温燃气流下烧蚀量小,可用作喷管 喉衬材料。 但是采用石墨加工大型薄壁构件(扩张 段)困难;同时由于其具有较大的脆性,更不能在振 动、冲击载荷条件下工作。 C / C复合材料可以解决以 上石墨材料在 SRM 应用时遇到的问题,和石墨材料 相比,强度提高数倍,对于薄壁及钟形构件的成型、加 工比较容易,表面的缺陷大致在碳纤维织物的纱线间 隙以下。 C / C复合材料在高温燃气流下烧蚀量很小, 并且伴随着温度的升高强度上升,因此作为结构部件 设计要求的必要厚度减小,在最小厚度的要求下可以 加工成薄壁型。 在图 1 所示卫星 ABM 喷管扩张段部件上采用 CFRP(碳纤维增强树脂基复合材料)防热材料会伴 随着一定量的烧蚀,若要抵抗 3 000益 以上高温, CFRP厚度必须在 10 mm 以上。 而用耐热性优异的 C / C复合材料,扩张段部件厚度仅在 3 ~ 4 mm 就可 满足烧蚀要求,这可实现推力精度的大幅度提高[1]。 2摇 C / C扩张段制备工艺过程及性能 碳纤维采用密度较低的 1. 40 g / cm3左右的黏胶 丝(Rayon)基碳纤维,碳布浸渍酚醛树脂形成预浸 料,经螺旋形状(Rosetta)碳布铺层成型并固化,得到 CFRP。 通过炭化、石墨化处理,采用沥青浸渍-炭化 工艺致密。 最终 C / C 产品为保持一定的气密性,通 过 CVD法沉积一薄层碳,2D-C / C 扩张段具体制造 工艺如图 2 所示[1]。 表 1 列出了其材料性能[1]。 图 2摇 日本远地点助推发动机喷管 C / C扩张段制造工艺流程[1] Fig. 2摇 Fabrication process of C / C exit cone in Japanese ABM nozzle[1] 摇 摇 对于图 2 说明以下两点: (1)增强材料碳纤维选择依据,采用黏胶丝基碳 纤维,它具有比聚丙烯腈(PAN)基碳纤维低的密度。 更重要的是美国曾采用 PAN 基碳纤维织物制作了 SRM喷管 C / C扩张段,但在发动机试验中发生了喷 管扩张段破损事故,受此影响决定选用黏胶丝基碳纤 维[1]; (2) C / C 扩张段成型工艺上的考虑,一是在 CFRP固化成型后,在初期炭化、石墨化过程中,要防 止层间分层及变形技术,二是为了降低 C / C 扩张段 的透气性,最终产品采用了表面 CVD工艺涂层处理, 这并不显著增加 C / C扩张段的质量。 表 1摇 日本 2D-C / C扩张段复合材料的性能[1] Tab. 1摇 Properties of two鄄dimensional C / C exit cone in Japan[1] 体积密度 / g·cm-3 表观密度 / g·cm-3 表观气孔率 / % 拉伸强度 / MPa 拉伸模量 / GPa 拉伸断裂 延伸率 / % 压缩强度 / MPa 压缩模量 / GPa 层剪强度 / MPa 1. 53 ~ 1. 60 1. 72 ~ 1. 75 9. 7 ~ 11. 2 39. 2 ~ 68. 6 14. 7 ~ 18. 6 0. 46 ~ 0. 50 34. 3 ~ 49. 0 13. 0 ~ 17. 6 8. 0 ~ 11. 5 摇 摇 H-1 火箭发射卫星时,ABM 喷管扩张段采用了 前述的 C / C 复合材料,然而在后续的 H-2 火箭发射 时并未采用 C / C复合材料作为喷管扩张段。 所以对 于 SRM喷管 C / C 扩张段部件,日本自 ABM 以来再 无实际应用的实例[1]。 从提高 SRM 性能的观点出发,由于 C / C 材料轻 —41— 宇航材料工艺摇 2013 年摇 第 2 期 质且在超高温下高强度的特征,是火箭发动机喷管唯 一的材料选择。 C / C 材料已在欧美的液体火箭喷管 延伸出口锥方面得到实际应用。 法国 SEP 公司开发 的 Novoltex 针刺 C / C 材料三级延伸锥应用于美国 Delta芋 / 郁运载火箭上面级 RL10B-2 发动机,C / C材 料出口锥出口直径是 2 136 mm,膨胀比达 285;而改 进型 Naxeco 针刺 C / C 材料用于 Ariane V 上面级 Vinci发动机,包括 C / C固定锥及两级 C / C 材料延伸 锥,出口直径达 2 150 mm[7,9]。 对于大型薄壁 C / C 材料出口锥部件,制造过程 中的防止变形及裂纹、密度从小端到大端梯度过渡、 内外型面的精确机加是非常关键的工序。 采用石墨 模具防止变形、CVD 致密化过程中通过工装改变气 体碳源的浓度或压力是行之有效的方法。 C / C复合材料在固体、液体两种火箭发动机喷管 出口锥上的应用是未来的发展方向。 3摇 大型 3D-C / C喉衬制备 目前日本已确立了密度达 1. 95 g / cm3水平的大 型高密度 3D-C / C材料的稳定制造技术[2,5,10]。 日本 的 H 系列运载火箭是液体火箭,但捆绑使用固体助 推器 SRB。 H-2 火箭采用两个由美国公司制造的 囟1. 8 m伊23 m的 SRB,发动机壳体是金属材料,喷管 喉衬是石墨材料。 在 H-2 火箭以后,从提高可靠性 的观点出发,H-2A 火箭在第一次发射时 SRB-A 的 喉衬就更换为 3D-C / C材料[1-2]。 H-2A火箭固体助 推器 囟2. 5 m伊15 m,T1000GB碳纤维复合材料壳体, 3D-C / C喉衬外径约 600 mm,推进剂质量 64. 9 t,高 压型燃烧时间 98 s[6]。 日本 M-V三级固体运载火箭从第五次发射开始, 一级及三级喷管喉衬材料由石墨变更为 3D-C / C 材 料,二级发动机喷管采用 3D-C / C 材料整体喉衬入口 (ITE) [1,6]。 报道 M-V一级发动机 C / C喉衬预制体采 用 r(径向)、c(环向)、z三向软纱编织[5],外径达 1 100 mm,喉径约 600 mm,高约 350 mm[ 1,2,5]。 3D-C / C 材 料喉衬具有平行排列的环向纱和竖直排列的 z 向纱, 可推断此预制体结构是圆筒型 3D 正交编织,如图 3 所示 C / C喉衬实物。 IHI公司在 2003 年以前的 囟1 100 mm C / C喉衬 开发初期,由于不具备大型热等静压设备,采用常规 的常压沥青浸渍-炭化致密化工艺,经过 10 个周期 后 3D-C / C的密度仅 1. 65 g / cm3,不能满足要求。 后 采用改性的高分子量沥青,提高沥青常压炭化残碳率 至 80%以上,经约十个周期常压浸渍-炭化后 3D-C / C的密度在 1. 85 g / cm3以上[2]。 2007 年报道 M-V 一级发动机 3D-C / C喉衬采用热等静压(HIP)-石墨 化循环致密,高压炭化压力小于 98 MPa,经 10 个周 期 C / C 喉衬密度可达到为 2. 0 g / cm3、孔隙率小于 5%的水平,其致密化过程密度变化示于图 4(a) [5]。 图 3摇 M-V一级发动机喷管大型 3D-C / C喉衬实物[1,5] Fig. 3摇 First stage engine C / C throat insert in Japanese M-V launch vehicle[1,5] M-V一级发动机 3D-C / C 喉衬材料的另一特点 是在 r、c、z三个方向的 CTE 非常接近,如图 4(b)所 示,即 3D-C / C材料表现出无实质性的各向异性;表 2 列出了此 3D-C / C喉衬的部分性能[5]。 (a)摇 大型 3D-C / C热等静压致密化周期 (b)摇 3D-C / C三个方向 CTE与温度的关系 图 4摇 M-V一级发动机喷管 3D-C / C 喉衬致密化周期及 CTE[5] Fig. 4摇 Densification cycles and CTE in 3D-C / C throat insert in first stage engine of M-V launch vehicle[5] —51—宇航材料工艺摇 2013 年摇 第 2 期 在 IHI 公司其他文献报道中研制两种 3D-C / C 材料试验件,一种是 PAN基碳纤维软纱编织预制体, 三个方向的纤维体积分数(Vf)为 16% ;另一种是沥 青基碳纤维碳棒三向正交编织,三个方向的 Vf都是 12% 。 同时采用煤焦油沥青通过 HIP 致密化,高压 炭化压力大于 50 MPa,其工艺过程及性能见表 2[10]。 表 2摇 日本 3D-C / C材料工艺过程及性能汇总 Tab. 2摇 Properties of 3D-C / C composites in Japan IHI corporation 类别 碳纤维 预制体 结构 纤维 / vol% 高压炭化 压力 / MPa 石墨化 温度 / 益 密度 / g·cm-3 拉伸强度 / MPa 拉伸模量 / GPa 剪切模量 / GPa 剪切强度 / MPa 泊松比 CTE / 10-6K-1 M-V一级 3D-C / C 喉衬[5] - 圆筒型 三向 - 臆98 - 1. 95 - 60 - - - -0. 7(RT) 2. 0(2000益) 3D-C / C 试验件[11-12] 东丽 T-300 软纱 三向 48 (三向各 16) - 2500 1. 93 - - - - - - 3D-C / C 试验件[10] PAN基 CF 软纱三 向正交 48 (三向各 16) 逸50 - 1. 94 225 85 1. 5 17. 1 0. 05 - 3D-C / C 试验件[10] 沥青基 CF 碳棒三 向正交 36 (三向各 12) 逸50 - 2. 0 151 116 0. 89 18. 4 -0. 05 - 摇 摇 日本另有资料表明,3D-C / C 材料采用东丽公司 T300 级 PAN基碳纤维编织成型,三个方向的 Vf都是 16% ,计算出预制体密度约是 0. 85 g / cm3(碳纤维密 度 1. 76 g / cm3),HIP致密,石墨化温度 2 500益,最终 材料密度是 1. 93 g / cm3,3D-C / C 部分性能列于表 2[11-12]。 3D-C / C涡轮盘研制中,采用三向正交结构预制 体,在 x、y、z三个方向的 Vf分别是 40% 、10% 、5% ,可 达到 x向拉伸强度在 500 MPa 以上的要求[3]。 对于 热交换器的圆筒 3D-C / C,采用 r、兹、z三个方向编织, 三个方向 Vf分别是 20% 、20% 、3% [3]。 另一报道在 3D-C / SiC研制中,采用 Petoca 公司的沥青基碳纤维 HM40(密度 2. 15 g / cm3),三向正交编织结构为 x 颐y 颐 z=2 颐2 颐1,总 Vf是 36% [13]。 汇总以上日本 3D-C / C的文献资料,结合工程研 制经验,对 M-V一级发动机 3D-C / C 喉衬在碳纤维 选择、预制体结构、致密化工艺等方面形成以下观点: (1)碳纤维是 PAN基高强碳纤维,如 T300 级; (2)预制体采用三向圆筒软纱正交编织,r、c、z方 向的 Vf都是 16% ,预制体密度约是 0. 85 g / cm3; (3)初期采用残碳率达 80%的沥青常压浸渍-炭 化,3D-C / C 喉衬密度在 1. 85 g / cm3以上;后发展了 HIP-石墨化致密化工艺,炭化压力 50 ~ 98 MPa,石墨 化温度 2 500益,喉衬密度在 1. 95 g / cm3以上。 M-V一级发动机 3D-C / C喉衬与 Ariane V助推 发动机 Novoltex针刺 C / C 喉衬外径约 1 100 mm,织 女星固体运载一级发动机 P-80 Naxeco 针刺 C / C 喉 衬的外径约 1 000 mm,都属于大型高密度 C / C 复合 材料喉衬[7]。 但 M-V一级发动机喉径约 600 mm, P -80 发动机喉径 496 mm,而 Ariane V 助推发动机喉 径 900 mm。 相应的发动机推力及推进剂质量也不 同,M-V一级发动机 囟2. 5 m伊14. 46 m,推进剂质量 70 t,P-80 是 囟3 m伊10. 5 m,推进剂质量 88 t,二者较 接近;而 Ariane V助推发动机 囟3 m伊27 m,推进剂质 量 238 t[6-7,9]。 4摇 喷管 C / C复合材料的发展启示 日本的远地点助推发动机 2D-C / C 扩张段应用 于 1987 年,这与当时国际上 C / C 出口锥技术发展有 关。 美国于 1967 年首次在 Star系宇航发动机上进行 了 2D-C / C扩张段的成功飞行;1979 年公开发表了 螺旋形状碳布铺层成型 C / C 出口锥工艺[14]。 西欧 远地点助推发动机 MAGE-2 号于 20 世纪 70 年代末 期飞行成功,其采用了 SEP 研制的螺旋形状碳布铺 层 2D-C / C扩张段。 其后这种结构的 2D-C / C 扩张 段在美国应用于 MX 导弹第三级及三叉戟 II-D5 第 三级。 前苏联也开发了黏胶丝基碳布螺旋铺层的 2D —61— 宇航材料工艺摇 2013 年摇 第 2 期 -C / C出口锥,应用于运载火箭上面级发动机。 20 世纪 80 年代中期 SEP 公司开发了 Novoltex 针刺 C / C 材料,并于 90 年代中期开发了改进型的 Naxeco 针刺 C / C 材料[7,9]。 Novoltex 针刺 C / C 扩张 段在美国应用于侏儒导弹第三级,Naxeco 针刺 C / C 扩张段应用于美国从 2000 年开始的代替民兵 3 的先 进第三级发动机(A3S) [15]。 A3S 作为下一代陆基洲 际战略导弹,于 2010 年 3 月通过了装有 FMI 公司的 4D-C / C整体喉衬入口( ITE)和 Naxeco C / C 扩张段 的全尺寸发动机热试车。 C / C扩张段材料的发展表明在 20 世纪 80 年代 中期以前主要是螺旋形状碳布铺层的 2D-C / C,而法 国 SEP公司开发的针刺 C / C材料代表了世界先进水 平,是 C / C扩张段的发展方向。 另一方面,美国并未 研制针刺 C / C喷管材料,而是由法国购买,说明其技 术诀窍之高。 由于黏胶丝基碳纤维具有低的模量(约 40 GPa) 和低的工艺热应力[8],从日本、美国及俄罗斯采用黏 胶丝基碳布成型 2D-C / C扩张段的观点来看,在发展 国产针刺 C / C扩张段材料时采用黏胶丝基碳布及网 胎针刺成型可能是一个方向选择[16]。 借鉴日本在发展大型高密度 C / C 喉衬方面的经 验,在研制常压炭化残碳率达 80%以上的改性沥青 的同时适时建立制备直径在 囟1 000 mm以上的 C / C 喉衬的热等静压机、石墨化炉等研制手段。 参考文献 [1] 山内宏. 宇宙猪直置秩用炭素繊維強化 /炭素複合材 料 [J]. 只珠诌置织止, 2007, 42(12): 964 [2] Yamauchi H,Suzuki S. 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