CMC 熱保護(hù)系統(tǒng)，未來可重復(fù)使用的運載火箭 摘要 ： 驗性再入實驗?zāi)Ｐ驮诎l(fā)展正在歐洲發(fā)展 ,目的在于增加技術(shù)快速反應(yīng)水平（ TRL）的技術(shù)適用于未來可重復(fù)使用的運載器。這其中有 Pre-X 程序，目前由法國國家空間研究中心，法國航天局發(fā)起，即將進(jìn)入開發(fā) B 階段，包括 IXV，未來的發(fā)射準(zhǔn)備程序由歐空局負(fù)責(zé)的。這類車輛所需的主要技術(shù)之一 -熱防護(hù)系統(tǒng)（ TPS），特別是陶瓷基復(fù)合材料（ CMC）為基礎(chǔ)的迎風(fēng) TPS。為了達(dá)到這一目標(biāo)，在法國空間研究中心的承包下， 2003 年初， SPS 發(fā)起活動名為“通用卵石”技術(shù)活動，以更完整的進(jìn)行瓦的通用設(shè)計的測試活動，為實驗性再入實驗?zāi)Ｐ驮跉W洲的決定做好準(zhǔn)備。這項活動的時間安排包括：設(shè)計，制作兩種 C/SiC 面板，有限元 模型的設(shè)計計算，測試從面板中萃取的技術(shù)樣品，面板的機械壓力，和附件系統(tǒng)的完整研究。額外的測試正在絕緣密封附件設(shè)備的環(huán)境下進(jìn)行，冷加工的代表部分，為了進(jìn)一步的評估其在相關(guān)環(huán)境下的表現(xiàn)。 這份論文將介紹這項活動自 2006 年這些模態(tài)特性，動態(tài)，聲學(xué)以及熱和熱機械測試上的預(yù)測和預(yù)備。 1 面板的作用 在 2001-2002 年 pre-x 實驗的準(zhǔn)備過程中，法國斯奈克瑪固體火箭推進(jìn)器，負(fù)責(zé) pre-x 迎風(fēng)側(cè)高熱再入面積，建議使用供 TPS 的 c/sic 纖維木瓦的設(shè)計。通用瓦的大量使用已經(jīng)引起了特別的注意。 為降低風(fēng)險，名為“通用瓦”的準(zhǔn)備程序由 CNES 確立，它根據(jù)設(shè)計大量瓦元素的設(shè)計，制造和測試確定。這些撐血的主要目的是證明這項改進(jìn)技術(shù)對所有c/sic 瓦元素的適用性，以及在適應(yīng)性再入運載器在迎風(fēng)側(cè)上使用的遠(yuǎn)見。為了支持這項證明，進(jìn)行了以下一些實驗項目： （ 1） 瓦和附件的設(shè)計 ，（ 2） 設(shè)計的分析確認(rèn) ，（ 3） 完整大的瓦的制造 ，（ 4） c/sic 面板特性的技術(shù)實驗 ，（ 5） c/sic 面板的振動和壓力測試 ，（ 6） 熱量測試 ，（ 7） 熱機械測試 。 圖 1 圖 2 2 瓦的概念說明 這一概念也被稱為 “ 掛牌 ” 分為兩個集合的元素 : （ 1） 具有機械功能 (機械外殼、緊固件及支架 ) （ 2） 具有散熱功能 (內(nèi)部絕緣層、密封和絕緣墊圈 )。 如圖 1 所示 ： 這是機械外殼所需的非常具有機械效率的材料，能夠使用在溫度非常高的環(huán)境下。但它的熱導(dǎo)率特性并不是最重要的。這是內(nèi)部絕緣和密封，不需要高的機械性能，可以由質(zhì)量小、靈活 ,和高性能絕緣材料組成。附件系統(tǒng)的面板到機身結(jié)構(gòu)必須能夠抵抗相對較高的溫度 , 使熱膨脹的面板 , 和傳遞出平面機械載荷之間的面板和冷卻結(jié)構(gòu)。 3、主瓦的 要求 面板是制造相同的一般要求，相同的 C/SiC 材料和同一進(jìn)程的可預(yù)見的 pre x 迎風(fēng)面瓦同樣需要。因此，這種需求是從 Pre-X TPS 系統(tǒng)中派生出來，并從這個中總結(jié)出來。 （ 1） 尺寸的面板不小于一個為 800 400 平方毫米的等效氣動表面 （ 2） 能夠有能力證明制造一個最小角為 15 度的非矩形傳感模式作為是必要的，在空氣動力流之間的線條和邊緣的帶狀瓦。在圖 2 中給出了近似幾何 （ 3） 區(qū)域目標(biāo)質(zhì)量為 15Kg 平方米，面板本身重量應(yīng)該小于 2.3 公斤。 （ 4） 當(dāng)固定在一個代表一個剛性結(jié)構(gòu)，迎風(fēng)面能夠經(jīng)受最嚴(yán)重的熱通量和機械載荷。可參考熱通量如圖 3 所示 （ 5） 進(jìn)化的通量在通用的瓦面派生的比例參考通量。這種進(jìn)化如圖 4 所示。在這個通量之下，這種結(jié)構(gòu)應(yīng)該保持在低于 150 度的環(huán)境下。 圖 3 圖 4 機械加載指定面板 : （ 1） 覆狀瓦的元素在返回大氣層是的內(nèi)外壓力差為 100 mbar到 -100 mbar. （ 2） 面板平面 10 g的加速度和 5 g正常飛機的面板是一樣的。 （ 3） 15 g的動態(tài)載荷做靜態(tài)加速度在面板平面猶如正常飛機表面 10g的加速度。聲頻譜源自阿麗亞娜 5 （ 4） 飛行負(fù)載 ,如采用熱力負(fù)荷和變形的冷結(jié)構(gòu) 4、面板設(shè)計 為了達(dá)到上述要求和考慮到制造過程，設(shè)計平面如圖 5和圖 6 已經(jīng)確定的加強筋需要考慮三個簡單的機械的公式。然而，本需要建立九個附著點通過采用有限元熱機械分析可以獲得。此外，已經(jīng)考慮到兩個相鄰的面板之間的接口設(shè)計。 （ 1） 步驟和間隙的減少，特別是由于相對熱機械位移 （ 2） 允許集成從外部訪問的能力和拆卸 這導(dǎo)致了一個兩瓦的概念設(shè)計，可以參考圖 7 最后，為了增加盡可能多的制造工藝驗證，設(shè)計已經(jīng)取得了進(jìn)展。這就是為什么制造的面板的皮膚由兩個單獨的紡織部分縫合在一起。為這個特定的面板的大小，這是沒有必要的，但較大的部件是需要這些的，這或許很有趣。此外，兩個紡織鏈接技術(shù)被用于組裝加強筋皮膚：編織和縫合。 圖 5 圖 6 圖 7 5。附件系統(tǒng)設(shè)計 為了將面板附加到車輛結(jié)構(gòu)，一種靈活附件系統(tǒng)已被設(shè)計。這系統(tǒng)能夠履行下列職能： （ 1） 機械性安裝面板到該結(jié)構(gòu)上 （ 2） 使擴張面板之間的差異結(jié)構(gòu)靈活的對接。 （ 3） 通過足夠的剛度，防止大的外模線變形。 （ 4） 參與熱保護(hù)的結(jié)構(gòu) （ 5） 在不看見的情況系，通過一個小孔安裝和拆卸而又不丟失零件。 （ 6） 從面板的結(jié)構(gòu)傳遞載荷。 為了滿足這些需求，用對峙的解決方案提供了兩個軸的靈活性特點的問題。然后，這 對峙機械地固定到結(jié)構(gòu)，同時盡量減少傳熱。這意味著需要熱墊圈部件。由于溫度。零件擴大不同時，彈性墊圈允許保持正確的擰緊。為了符合與輔助功能的需求，即使沒有能見度，所有的墊圈是一個系統(tǒng)，固定到其中一個零（面板或?qū)χ藕徒Y(jié)構(gòu)）在裝配前已經(jīng)被設(shè)計好。將所得配置顯示在圖 8. 6。面板組件制造 兩個面板在上述設(shè) 計的基礎(chǔ)上制造。一個被切斷，在特定的地方進(jìn)行測試，驗證這些特殊性，和進(jìn)一步完善設(shè)計的瓦。第二個保持完整并是目前用于測試。該制造過程說明如下。 開始生產(chǎn)制造的碳纖維碳前體增強執(zhí)行。這執(zhí)行根據(jù)上一層的多層機織物?？山M裝，編織，導(dǎo)致在一個自加筋板。這些面板的成型上的碳纖維 /環(huán)氧樹脂復(fù)合材料模塑的承受至少為所需要的溫度進(jìn)行硬化過程。這允許減少熱模具和零件之間的膨脹系數(shù)不匹配，可以出現(xiàn)金屬模具。這也使增加其低重量的使用的容易性。 然后，由液體的路由將預(yù)成型體硬化。講 CVI致密化添加到碳化硅基中，在一個簡單的石墨框架持 有的部分。粉碎后，內(nèi)緣翻邊加工和鉆孔的孔，在 SiC CVI致密化過程中被再次執(zhí)行。如果有必要，也可以將添加的氧化保護(hù)涂層（圖 9） 紅外無損檢測技術(shù)應(yīng)用于檢測任何潛在的缺陷。如圖 10所示 除了在局部缺乏的預(yù)成型體的密實，沒有遇到缺陷。雖然略顯不足，整體密度的部分是正確的預(yù)期。 圖 8 圖 9 壓實效率的改進(jìn)模具和較高的整體密度將實施在未來的生產(chǎn)。 采購的附件系統(tǒng)，基于設(shè)計這里提出上述。絕緣為市售現(xiàn)成的殼二氧化硅 /氧化鋁。該在面板周圍的密封件的基礎(chǔ)上填充到二氧化硅 /氧化鋁 Nextel的封套內(nèi)，并且被專門制造的瓦的幾何形狀。 最后，采購各種試驗所需的金屬支撐結(jié)構(gòu)，為了能夠正確的與測試設(shè)施接口，和其余的代表真正的冷散熱片結(jié)構(gòu)的熱測試，和一個比較剛性的動態(tài)測試。 7。面板的機械試驗 在面板與其他組件上，一個機械壓力測試已經(jīng)進(jìn)行了。此測試的目的是驗證下單獨面板的行為代表性加載。靈活的附件是不是包括但被認(rèn)為是一個無限剛性的條件。 為了考慮到測試的具體的有限元預(yù)測 已執(zhí)行的測試和系數(shù)為 1.3的負(fù)載應(yīng)用程序上被認(rèn)為是必要的，以具有代表性的航班，飛行機械負(fù)載。 可以預(yù)見校準(zhǔn)到 50 mbar時，測試應(yīng)用 cability的面板材料，從而作出一個初步的沉降。然后，加載要緩慢，增量上升到 130毫巴的壓力差在飛行中的 100毫巴代表性。 它會導(dǎo)致的結(jié)論是觀察到的氣流通過的材料孔隙率在校準(zhǔn)過程中，在測試過程中可能達(dá)到 130毫巴。泄漏的一個重要部分是從局部缺乏壓實前討論。為未來的面板，因此可以減少這種泄漏。然而，正常的材料的總表面也參與泄漏，由于固有的磁導(dǎo)率的材料。此磁導(dǎo)率有助于減少在飛 行中的重入壓力差，因此，它的值的測量可以幫助評價與當(dāng)前的設(shè)計方面的設(shè)計裕度的增加。 后人為間擰緊系統(tǒng)與內(nèi)部增量加載應(yīng)用程序進(jìn)行到 130毫巴， 100毫巴代表性在飛行中的柔性膜（圖 11） 經(jīng)過測試無故障的面板進(jìn)行了觀察。本地?fù)p害被觀察到約 90毫巴，這是與前階段進(jìn)行的測試一致。然而，分析是保守的，相比試過程中的全局行為。 測得的位移低于預(yù)測的和測得的應(yīng)變也較低，如圖 12和 13所示 圖 10 圖 11 圖 12 圖 13 例如，預(yù)期這將發(fā)生在約 35毫巴的局部損傷，觀察到在 90毫巴，和損壞，這是預(yù)計在大約 107毫巴，并沒有出現(xiàn)。 此外，測試結(jié)果顯示分析高估在皮膚和角度的變形，甚至非線性行為的材料范圍。檢測后的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析，預(yù)期在飛行中的皮膚的最大撓度是不超過 3.7毫米的與當(dāng)前的幾何形狀，對應(yīng)于約 2的波度。導(dǎo)致面板皮膚的安全邊際大于 0.86?？蚣芙菂^(qū)域，安全邊際是一個保守的做法，將是積極的。只有附件區(qū)角的 小框架局部顯示了一個非常消極的安全邊際：確定后，設(shè)計活動，將需要額