? 碳纤维复合材料在运载火箭及导弹领域的应用Carbon Fiber High-speed Strain Tensile Tester

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碳纖維復合材料在運載火箭及導彈領域的應用Carbon Fiber High-speed Strain Tensile Tester

作者 Ming 瀏覽 發布時間 20/07/13
碳纖維復合材料顯著的性能優勢和潛在的輕量化能力,使其在運載火箭和導彈領域獲得廣泛應用,航天飛行器重量每減少1公斤,可使運載火箭減輕 500公斤,因此,碳纖維復合材料成為目前航天飛行器結構應用范圍最廣、技術成熟度最高的材料。碳纖維復合材料是運載火箭和導彈結構輕量化、功能化的關鍵原材料。目前航天器結構用碳纖維主要為PAN基碳纖維,導彈發動機大多采用T高強中模系列碳纖維,導彈支架、支座或托架等結構采用MJ高強高模系列碳纖維。
  在運載火箭領域,碳纖維復合材料用于制造固體發動機殼體結構、箭體整流罩、儀器艙、級間段、發動機噴管喉襯、衛星支架、低溫貯箱等部件。碳纖維復合材料在運載火箭應用的典型代表為發動機殼體。當發動機運轉工作時,殼體除了承受來自內外部的壓力外,會要面臨軸壓、彎曲、扭轉及橫剪等外部載荷,因此發動機殼體所用的碳纖維大多為強度5.5GPa以上、模量290GPa左右的高強中模碳纖維,如日本東麗T800、T1000和美國赫氏IM7等。hrjtest;中國長征火箭(CZ-2C、CZ-2E、Z-3A)的衛星接口支架和有效載荷支架(前后端框、環框、殼段、彈簧支架、井字形梁)也采用了碳纖維增強環氧樹脂基復合材料。
   在導彈領域,碳纖維復合材料通常可應用在彈體、彈體整流罩、彈翼、尾翼、支架、儀器艙、達罩、進氣道、誘餌艙和發射筒等主次承力結構部件等。導彈固體火箭發動機第三級結構質量每減少1kg,可增加有效射程16km。美國新一代空面巡航導彈 ACMI58-JASSM為了大幅度地降低成本、減輕彈體重量,不僅彈翼、尾翼、進氣道采用復合材料,整個彈身全部艙段都采用了碳纖維復合材料,全彈減重30%,成本降低50%。中國戰略導彈發射筒也采用了部分碳纖維復合材料筒段,相比鋁合金部件,重量降低28%。
導彈在空氣中飛行時,速度接近甚至會超過聲速,由于高速下氣動加熱,因此導彈蒙皮溫度會快速升高。
根據駐點溫度計算公式,初步設定導彈環境溫度為220K,當導彈飛行速度達4~10赫時,表面溫度范圍達445~3173℃,而且隨著馬赫數的提高,表面溫度急劇上升,普通金屬合金難以滿足要求。因此碳纖維增強陶瓷基復合材料成為了最好的選擇,美國X-47B高超聲速飛行器使用了碳纖維陶瓷基復合材料用來防熱,最高耐熱溫度可達1700℃。
洲際導彈在最后攻擊階段需高速再入大氣層,其溫度在極短的時間內零下160℃急驟絕熱壓縮,氣動加熱到1700℃左右,碳碳纖維復合材料(C/CFRP)不僅具有優異的熱力學性能,而且在燒蝕過程中燒蝕率低、燒蝕均勻和燒蝕對稱,保持了良好的氣動外形,因此C/CFRP是制造洲際彈道導彈的鼻錐和發動機噴管等最好選材。現役主流洲際導彈彈頭鼻錐多采用 C/CFRP 材料,利用其氧化、分解和升華過程帶走大量熱;同時生成的多孔碳層起到隔熱體的作用,阻止熱量向內部傳遞,起到熱防護作用。C/CFRP材料彈頭表面流向內部的熱量僅為總熱量的1-10%左右,從而保障彈頭功能完好。發動機噴管要承受高達 3500 ℃高溫,由于沒有冷卻系統,噴管必須能夠承擔高溫氣體沖擊,特別是喉襯部分。60年代美國開始研制并使用 C/CFRP喉襯。先進國家航天飛行器結構系統正朝著全復合材料化方向發展,旨在進一步突出結構減重的應用目標。中科院碳纖維及其復合材料實驗室;大國利器-碳纖維。
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