|
曾艳明，王海云，王 敏，王宇红，谢 欢，姚春臣 (江南工业集团有限公司 工艺技术研究所，湖南 湘潭 411207) 摘 要：为了提高固体火箭发动机衬管耐高温、耐冲刷的能力，解决发动机壳体烧蚀问题，对其复合材料衬管进行了热压罐成型工艺研究。优化其预浸料制备、缠绕预成型和热压罐固化成型等工艺过程及工艺参数，并对生产的衬管进行材料物理性能和力学性能检测，对装配发动机进行发动机使用性能的考核试验。试验结果表明，按热压罐成型工艺生产的复合材料衬管完全能够满足其材料性能要求和发动机的使用性能及质量要求，圆满解决了发动机耐烧蚀的关键技术问题。 关键词：复合材料；固体火箭发动机；衬管；热压罐成型 衬管是一种固体火箭发动机中的重要部件。固体火箭发动机内推进剂燃烧的火焰温度依其推进剂的不同而有所不同。常用固体推进剂燃烧的火焰温度一般高达2 260～3 600 ℃[1]。衬管作为发动机的燃气流通道，需承受推进剂燃烧产生的高温、高压和高速燃气的烧蚀及冲刷，工作条件非常恶劣；所以，衬管应具有良好的耐高温、抗瞬时烧蚀和抗冲刷能力，同时还应具有优良的隔热效果，以防止由于燃气流通道内的热量过快传递到发动机外壳而发生发动机壳体烧穿事故，导致产品失效。 某火箭发动机在试制中出现了壳体烧穿的问题，失效分析发现其原因为衬管抗燃气冲刷烧蚀和对壳体的保护能力不足。为了解决发动机耐烧蚀技术关键问题，开展了改进衬管材料和制造工艺的研究工作。 1 试验方案1.1 试验材料 衬管结构如图1所示。为了确保发动机工作的可靠性，杜绝烧穿事故，衬管内层选用了熔点高、抗烧蚀和抗冲刷性能好的聚丙烯腈基碳纤维布复合材料[2]作为衬管的耐烧蚀层，起抗高温气流的冲刷及烧蚀的作用；外层选用热导率低的高硅氧纤维布复合材料，作为衬管的隔热层，阻止衬管内的高温迅速传导到外壳。树脂体系均选用烧蚀材料用氨酚醛树脂。  图1 衬管结构示意图 1.2 工艺方案 目前，耐烧蚀隔热复合材料筒形件的成型工艺主要有2种：1)传统的模压成型；2)较先进的热压罐成型。 模压成型是先用预浸料缠绕成衬管形状后，再将缠绕坯件放入模具(见图2)中加热、加压固化。由于模具在合模加压时，产品在模具分模面处受压较小，导致产品飞边较厚，在分模面处出现皱褶(见图3)，最终产品形状不规则，性能不均匀，特别是在分模面处由于隔热层较薄，衬管的隔热效果达不到要求。  图2 衬管模压模具示意图  图3 模压成型衬管截面 热压罐成型则是将预浸料缠绕成衬管坯件后放入真空袋内，在对真空袋抽真空的同时利用热压罐内部的高温压缩气体对袋内衬管坯件进行加热、加压，使衬管固化成型。由于热压罐内温度、压力均匀一致，其成型的衬管形状规则、质量稳定、力学性能稳定可靠，且随着热压罐成型工艺辅材的国产化，工艺成本的不断降低，热压罐成型已成为发动机衬管的理想成型方法。 经过对上述2种工艺方法的对比分析，本试验确定采用热压罐成型的工艺方法。 2 通过试验改进的工艺在试验方案的实施过程中，根据试验件的材料性能和在发动机中运行试验的效果，对其工艺流程和工艺参数进行了优选和改进。 2.1 工艺流程 改进后的工艺流程如图4所示。  图4 衬管热压罐成型工艺流程图 2.2 工艺参数 2.2.1 预浸料的制备 制备预浸料是用氨酚醛树脂浸渍纤维布的过程。在预浸料制备前，对纤维布进行烘布处理，以去除纤维表面的水分和部分上浆剂，提高纤维布的浸润性。同时，为保证预浸料的质量稳定性，树脂与布的配比、树脂黏度等参数也需控制。预浸料的主要指标见表1。 表1 预浸料主要性能指标 (%)  挥发分含量树脂含量可溶性树脂含量碳纤维布/酚醛6.5137.2590.47高硅氧纤维布/酚醛6.9938.6692.15 预浸料的质量决定着衬管的性能，若挥发分含量太高，产品的孔隙率高，衬管力学性能降低；反之，则预浸料偏干，不利于缠绕。若树脂含量太高，衬管容易出现树脂聚积；反之，则容易出现分层、缺胶等问题。可溶性树脂的含量则直接影响树脂的流动性，对衬管性能也有较大的影响。 2.2.2 缠绕预成型 缠绕预成型是将预浸料裁剪成一定宽度后，再将2种预浸带均匀缠绕到芯模上，缠绕过程中主要控制的工艺参数包括缠绕温度、缠绕张力[3]。在缠绕前，对芯模进行预热，预热温度控制在约80 ℃，便于预浸胶布带软化，同时使胶布带中的树脂具有一定的流动性，以利于胶布带之间的粘接。缠绕张力控制在300 N，使缠绕布层之间结合更紧密，产品结构更致密，增强制品的力学性能。 2.2.3 热压罐固化成型 衬管经缠绕预成型后放入真空袋内密封，抽真空并放入热压罐内，升温、加压固化成型。在固化成型过程中，主要发生树脂流动、热传递、预压实和树脂固化等物理和化学过程，因此压力和温度是热压罐成型工艺主要控制的工艺参数。由于氨酚醛树脂的固化特性(90～110 ℃为粘流阶段[4]，且固化过程中有水蒸气等小分子挥发物)，加压时温度选在100～110 ℃，成型压力≥1.5 MPa。热压罐固化的温度、压力和真空度曲线分别如图5～图7所示。  图5 热压罐固化温度曲线  图6 热压罐固化压力曲线  图7 热压罐固化真空度曲线 在热压罐固化衬管的过程中，升温速率、加压时机的把握以及成型压力的大小都非常重要，直接影响产品的内部质量。若升温过快，产品内外温差过大，容易出现聚胶等缺陷；反之，则影响生产效率。若加压过早，产品容易出现分层、胶含量不足和内表面不光滑等缺陷；反之，产品则容易出现聚胶。若成型压力太小，酚醛树脂固化产生的小分子挥发物无法排除，在衬管内部形成孔隙及气泡，产品不够致密；反之，则树脂挤出过多，容易出现分层、缺胶等缺陷。 3 质量考核及改进效果为考核工艺改进后生产的衬管性能，对制品进行了力学性能和物理性能试验，其结果见表2。 表2 衬管的力学性能和物理性能  项目碳纤维布/酚醛实测值指标值高硅氧纤维布/酚醛实测值指标值拉伸强度/MPa157≥2935.1≥25压缩强度/MPa94.1≥5552.9≥50剪切强度/MPa16.2≥1427.3≥14密度/g·cm-31.44≥1.381.65≥1.64氧乙炔烧蚀率/mm·s-10.039≤0.100.128≤0.15线膨胀系数(室温～50℃)×10-6/℃-12.7≤59.9≤12 经各项技术指标的考核试验证实，热压罐工艺参数生产衬管的力学性能和物理性能完全能够满足有关产品的产品图及验收规范的要求。碳纤维布/酚醛的性能明显优于其技术指标要求。 将衬管装配于发动机进行静止点火试验。发动机工作完成后，衬管内表面烧蚀情况如图8和图9所示。其碳布层烧蚀约2 mm，内表面烧蚀平整均匀，未见沟槽及鼓泡，外层高硅氧布层完整，制品完全满足产品质量要求。  图8 衬管点火后内表面情况  图9 衬管点火后截面情况 4 结语通过对复合材料衬管热压罐成型工艺的研究及成型衬管性能的试验分析，可以得出如下结论。 1)在热压罐成型工艺中，预浸料的质量、缠绕坯料的密实度以及热压罐固化参数的选择对产品的质量都有明显影响，合理地选择工艺参数能减少产品内部缺陷，提高产品质量。 2)按改进后的热压罐成型工艺生产的衬管的力学性能、物理性能均能满足有关产品的技术和质量要求，其耐高温烧蚀、抗燃气冲刷和隔热性能均能满足其产品使用性能和质量可靠性要求。 参考文献： [1] 姚春臣，吴志伟，吕学敏，等.无损检测技术在固体火箭发动机制造中的应用[C]//首届中国泛西部无损检测学术年会论文集.重庆：重庆市机械工程学会无损检测分会，2015. [2] 王春齐，等.火箭发动机喷管耐热内衬的制备[J].玻璃钢/复合材料，2002(2):30-31. [3] 王建华. 某战术产品发动机扩散段绝热层缠绕成型工艺改进[J].上海航天, 2006(4)：58-60. [4] 陈小军,郭丽婷.高硅氧-碳纤维增强酚醛树脂复合模压制品工艺研究[J].纤维复合材料，2009(2):42-44. 责任编辑 郑练 Study of the Autoclave Molding Technology for Composite Engine Liner ZENG Yanming, WANG Haiyun, WANG Min, WANG Yuhong, XIE Huan, YAO Chunchen (Jiangnan Industries Group Co., Ltd., Institute of Technology, Xiangtan 411207, China) Abstract：In order to improve the thermostability and erosion of the solid rocket engine liner, and solve the problem about the ablation of the engine case, the autoclave molding technology is studied through the composite liner. The process and parameters such as preparing materials, winding and autoclave molding were optimized. At the same time, the liner on production was tested by physical and mechanical property, and then the liner assembled on the engine is assessed by the performance of engines. The results show that the liner produced by the autoclave molding process can completely meet the quality and performance of the engine. The research solves the key technical issues of the ablative engine. Key words：composite, solid rocket engine, liner, autoclave molding 中图分类号：TB 332 文献标志码：A 作者简介：曾艳明(1983-)，男，大学本科，工程师，主要从事复合材料成型工艺技术等方面的研究。 收稿日期：2016-09-25 |
|
|
