大尺寸碳纤维复合材料壳体结构隔热一体化成型基础问题

结题报告

项目介绍

AI项目解读

基本信息

批准号：
U1837601
项目类别：
联合基金项目
资助金额：
803.0万
负责人：
侯晓
依托单位：
航天动力技术研究院
学科分类：
E0205.无机非金属基复合材料
结题年份：
2022
批准年份：
2018
项目状态：
已结题
起止时间：
2019-01-01 至2022-12-31

项目参与者：
赫晓东；崔红；张承双；廖英强；何永祝；文立华；校金友；朱光明；冯喜平；
关键词：
共固化碳纤维复合材料壳体干法缠绕固体火箭发动机复合材料芯模

项目摘要

The solid rocket motor cases of China's new generation of launch vehicles have to meet rigorous technical requirements, including the diameter of 2600mm, weight deviation within 2.5%, dimensional tolerance less than 1mm, translation ratio of fiber strength higher than 0.9, etc. These tight requirements make it impossible to manufacture motor cases by using the China’s current filament winding processes. Breakthroughs are thus highly needed in the high-temperature (150-160℃) large-size reusable composite mandrel technology, dry winding processes with domestic carbon fibers, and the co-curing of the motor cases and the heat insulation layer. This project aims at deeply exploring the basic theories and technologies in these aspects. Specifically, a systematic structure-process integrated design method for high-temperature reusable large-size composite winding mandrel will be developed, and the main factors in determining the properties of the dry-winding process and the co-curing state between the case and the thermal insulation layer, as well as the influence mechanisms, will be explored. These theoretical and technical investigations will provide valuable guidance in upgrading manufacturing technology of China’s solid rocket motor.

为满足我国新一代航天运载器对Φ2600mm固体发动机碳纤维缠绕复合材料壳体高性能制造的技术需求，必须突破高温（150-160℃）条件下可重复使用的大尺寸复合材料芯模、国产碳纤维干法缠绕、复合材料壳体与绝热层共固化等关键技术。本项目通过开展大尺寸固体火箭发动机复合材料壳体结构隔热一体化成型基础问题研究，发展高温重复使用大尺寸复合材料芯模结构-工艺一体化设计方法，掌握大尺寸国产碳纤维干法缠绕复合材料壳体性能协调机理，探明大尺寸碳纤维复合材料壳体与绝热层共固化规律，突破我国现有固体火箭发动机复合材料壳体制造中的复合材料芯模设计和制造技术，解决碳纤维干法缠绕壳体性能难以精确控制，碳纤维复合材料壳体与绝热层共固化过程的相互作用机理不清楚等问题，为实现固体火箭发动机制造技术的跨越式发展奠定理论基础。

结项摘要

本项目面向我国新一代航天运载器对大尺寸固体火箭发动机复合材料壳体提出的高性能制造技术需求，围绕大尺寸碳纤维复合材料壳体制造过程中面临的尺寸精度差、重量波动大和质量一致性差等工程问题，从轻质高精度高温可重复使用复合材料芯模设计与制造方法、国产碳纤维干法缠绕复合材料壳体性能调控和碳纤维复合材料壳体与绝热层共固化机理3个方面开展基础研究与技术创新。提出了一种固体火箭发动机热塑性复合材料芯模结构设计与尺寸精度控制方法，揭示了CF/PEEK热塑性复合材料芯模/壳体在固化过程中的协调变形机理，阐明了高温重复使用力热条件下复合材料芯模结构刚度退化机制。首次在国内研制出可拆卸热塑性复合材料Φ480 mm芯模1套、Φ1000 mm芯模1套，使Φ1000 mm级复合材料壳体直径偏差从±3mm减小到±2mm，解决了新一代固体火箭发动机壳体尺寸精度差的问题。阐明了国产碳纤维与环氧树脂界面匹配增效机理，发明了一种国产碳纤维干法缠绕用热熔树脂配方，突破了国产碳纤维预浸丝束预固化反应调控技术，形成了碳纤维干法缠绕预浸丝束纤维损伤抑制方法，研发了碳纤维预浸丝束精密浸渍设备和高精度缠绕张力控制平台，实现了多轴碳纤维预浸丝束含胶量精细化控制，研制出国产T800碳纤维干法缠绕复合材料φ480mm壳体5台、Φ1000 mm壳体2台，使复合材料壳体重量波动降低1倍以上，解决了固体火箭发动机复合材料壳体重量波动大的问题。提出了树脂固化过程热物理参数动态测量方法，发明了一套热膨胀系数与固化收缩率测量装置和一套热扩散系数测量装置，获得了压力和纤维特性对复合材料壳体固化过程的影响规律，建立了复合材料壳体共固化过程中的流动-热-力耦合模型，形成了碳纤维复合材料壳体结构层与绝热层共固化工艺优化方法。显著提高了复合材料壳体的质量一致性，解决了大尺寸固体发动机复合材料壳体界面易脱粘的问题。研究成果在XX等战略型号、XX等战术型号和捷龙系列宇航运载型号中获得应用，为大尺寸固体火箭发动机复合材料壳体精准制造奠定了理论基础。