CMC 熱保護系統，未來可重復使用的運載火箭 摘要 ： 驗性再入實驗模型在發(fā)展正在歐洲發(fā)展 ,目的在于增加技術快速反應水平（ TRL）的技術適用于未來可重復使用的運載器。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，即將進入開發(fā) B 階段，包括 IXV，未來的發(fā)射準備程序由歐空局負責的。這類車輛所需的主要技術之一 -熱防護系統（ TPS），特別是陶瓷基復合材料（ CMC）為基礎的迎風 TPS。為了達到這一目標，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”技術活動，以更完整的進行瓦的通用設計的測試活動，為實驗性再入實驗模型在歐洲的決定做好準備。這項活動的時間安排包括：設計，制作兩種 C/SiC 面板，有限元 模型的設計計算，測試從面板中萃取的技術樣品，面板的機械壓力，和附件系統的完整研究。額外的測試正在絕緣密封附件設備的環(huán)境下進行，冷加工的代表部分，為了進一步的評估其在相關環(huán)境下的表現。 這份論文將介紹這項活動自 2006 年這些模態(tài)特性，動態(tài)，聲學以及熱和熱機械測試上的預測和預備。 1 面板的作用 在 2001-2002 年 pre-x 實驗的準備過程中，法國斯奈克瑪固體火箭推進器，負責 pre-x 迎風側高熱再入面積，建議使用供 TPS 的 c/sic 纖維木瓦的設計。通用瓦的大量使用已經引起了特別的注意。 為降低風險，名為“通用瓦”的準備程序由 CNES 確立，它根據設計大量瓦元素的設計，制造和測試確定。這些撐血的主要目的是證明這項改進技術對所有c/sic 瓦元素的適用性，以及在適應性再入運載器在迎風側上使用的遠見。為了支持這項證明，進行了以下一些實驗項目： （ 1） 瓦和附件的設計 ，（ 2） 設計的分析確認 ，（ 3） 完整大的瓦的制造 ，（ 4） c/sic 面板特性的技術實驗 ，（ 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。但它的熱導率特性并不是最重要的。這是內部絕緣和密封，不需要高的機械性能，可以由質量小、靈活 ,和高性能絕緣材料組成。附件系統的面板到機身結構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構。 3、主瓦的 要求 面板是制造相同的一般要求，相同的 C/SiC 材料和同一進程的可預見的 pre x 迎風面瓦同樣需要。因此，這種需求是從 Pre-X TPS 系統中派生出來，并從這個中總結出來。 （ 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)域目標質量為 15Kg 平方米，面板本身重量應該小于 2.3 公斤。 （ 4） 當固定在一個代表一個剛性結構，迎風面能夠經受最嚴重的熱通量和機械載荷?？蓞⒖紵嵬咳鐖D 3 所示 （ 5） 進化的通量在通用的瓦面派生的比例參考通量。這種進化如圖 4 所示。在這個通量之下，這種結構應該保持在低于 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） 飛行負載 ,如采用熱力負荷和變形的冷結構 4、面板設計 為了達到上述要求和考慮到制造過程，設計平面如圖 5和圖 6 已經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，已經考慮到兩個相鄰的面板之間的接口設計。 （ 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 這導致了一個兩瓦的概念設計，可以參考圖 7 最后，為了增加盡可能多的制造工藝驗證，設計已經取得了進展。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。附件系統設計 為了將面板附加到車輛結構，一種靈活附件系統已被設計。這系統能夠履行下列職能： （ 1） 機械性安裝面板到該結構上 （ 2） 使擴張面板之間的差異結構靈活的對接。 （ 3） 通過足夠的剛度，防止大的外模線變形。 （ 4） 參與熱保護的結構 （ 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） 從面板的結構傳遞載荷。 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構，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，固定到其中一個零（面板或對峙和結構）在裝配前已經被設計好。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 計的基礎上制造。一個被切斷，在特定的地方進行測試，驗證這些特殊性，和進一步完善設計的瓦。第二個保持完整并是目前用于測試。該制造過程說明如下。 開始生產制造的碳纖維碳前體增強執(zhí)行。這執(zhí)行根據上一層的多層機織物?？山M裝，編織，導致在一個自加筋板。這些面板的成型上的碳纖維 /環(huán)氧樹脂復合材料模塑的承受至少為所需要的溫度進行硬化過程。這允許減少熱模具和零件之間的膨脹系數不匹配，可以出現金屬模具。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涂層（圖 9） 紅外無損檢測技術應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期。 圖 8 圖 9 壓實效率的改進模具和較高的整體密度將實施在未來的生產。 采購的附件系統，基于設計這里提出上述。絕緣為市售現成的殼二氧化硅 /氧化鋁。該在面板周圍的密封件的基礎上填充到二氧化硅 /氧化鋁 Nextel的封套內，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構，為了能夠正確的與測試設施接口，和其余的代表真正的冷散熱片結構的熱測試，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進行了。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測 已執(zhí)行的測試和系數為 1.3的負載應用程序上被認為是必要的，以具有代表性的航班，飛行機械負載。 可以預見校準到 50 mbar時，測試應用 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。 它會導致的結論是觀察到的氣流通過的材料孔隙率在校準過程中，在測試過程中可能達到 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，由于固有的磁導率的材料。此磁導率有助于減少在飛 行中的重入壓力差，因此，它的值的測量可以幫助評價與當前的設計方面的設計裕度的增加。 后人為間擰緊系統與內部增量加載應用程序進行到 130毫巴， 100毫巴代表性在飛行中的柔性膜（圖 11） 經過測試無故障的面板進行了觀察。本地損害被觀察到約 90毫巴，這是與前階段進行的測試一致。然而，分析是保守的，相比試過程中的全局行為。 測得的位移低于預測的和測得的應變也較低，如圖 12和 13所示 圖 10 圖 11 圖 12 圖 13 例如，預期這將發(fā)生在約 35毫巴的局部損傷，觀察到在 90毫巴，和損壞，這是預計在大約 107毫巴，并沒有出現。 此外，測試結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。檢測后的數據進行分析，預期在飛行中的皮膚的最大撓度是不超過 3.7毫米的與當前的幾何形狀，對應于約 2的波度。導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，設計活動，將需要額