再入式及高超声速飞行器的材料与工艺研究进展

工艺与材料

再入式及高超声速飞行器的材料与

工艺研究进展

图1　T 型加筋钛基复合材料面板

表1　绝热系统要验证的目标特性性　能

目　标可工作温度/℃

-253～150重复使用性

经历几个热2机械循环后性能下降

可控。在-253℃～150℃性能稳定。

密闭小室

(cell )含量/%

>90

密度kg/m 3

40～110热导率/W /m ・K 室温时<0.035

热膨胀系数/K <50×10

-6

抗压强度M Pa

外绝热层>0.1

内绝热层>0.3

最大延伸率

(低温时)/%>2

发泡剂不含氯氟烃(CFC )

摘　要　描述了为满足未来再

入式及高超声速飞行器的使用要求,意大利阿列尼亚空间公司在材料与工艺方面的最新研究进展以及进行地面试验的验证器情况。

关键词　可重复使用运载器材料 工艺 摩擦搅拌焊

A l 2L i 合金 Ti 2A l 合金 热防护

系统 低温贮箱

引　言

未来再入式及高超声速飞行器的开发对热机械部件提出了更高的要求。主要热机械部件如贮箱、热结构件、主结构件及热防护系统(TPS ),必须以最小质量满足这些要求,同时耐机械载荷和热载荷。对可重复使用运载器(RLV )而言,重复使用及工作成本也是主要目标。传统材料和现有工艺难于满足这些特殊要求。为此,意大利阿列尼亚空间(Alenia S pazi o )公司在下列材料与工艺领域进行了多年研究:1)金属基复合材料;2)低温绝热材料;3)Al 2Li 合金摩擦搅拌焊(FS W );4)Ti 2Al 合金的超塑成型/扩散连接(SPF 2DB );5)主动冷却部件。另

外,选择如下验证器以进行地面试

验:1)Al 2L i 合金低温贮箱;2)可重复使用金属结构件;3)先进结构组件(翼段)。现对这些研究进展进行描述。

1　材料与工艺1.1　金属基复合材料

开发钛基复合材料(T MC ),目的是替代可重复使用运载器中陶瓷材料,开发用于高温环境的先进热防护系统及热结构件,使可重复使用运载器质量更轻。金属热防护系统是与陶瓷瓦和毡完全不同的一种设计理念。对于金属热防护系统,外部金属面板能将动态载荷和热载荷传递给可重复使用运载器主要结构件,结构件与金属热防护系统机械紧固,面板下面的绝热层可起绝热作用。这种设计不仅能使系统质量减轻,同时保证飞行器能在中等温度区域工作。

通过调整复合材料性能及纤维层取向来获得钛基复合材料面板所需强度和刚度。现阶段工作目标是在基本材料制备以及用该材料设计和制造结构件方面增加信心度,尤其是要考虑加劲面板部件成型工艺。制造的T 型加筋钛基复合材料面板见图1。1.2　低温绝热材料

开发A l 2L i 合金贮箱的低温绝热层,使贮箱能在-253℃工作。目前工作是在欧盟市场选择最有前景的材料,以满足带绝热层的液氢金属贮箱的热2机械要求和物理2化学要求。表1为绝热系统要验证的目标特性。

2004年中期,开始选择最佳

绝热材料。首先研究泡沫和气溶

胶。已进行了选择最佳预粘接系统的初步试验。粘接方法取决于泡沫与A l 2L i 合金贮箱之间的相对错配度。选择最佳粘接剂的准则是泡沫与A l 2L i 合金贮箱之间热膨胀系数(CTE )差异最小,同

表2　2195A l 2L i 合金力学性能对比

试　样

屈服强度/M Pa

断裂强度

/MPa

变极性等离子弧焊工艺

226～228316～320摩擦搅拌焊工艺260～270390～400T8P4基本合金

480～580

523～600

图2　金属前缘蒙皮温度构型

图3　A l 2L i 合金低温贮箱验证器

时能在-253℃～150℃温度范围工作。1.3　A l 2L i 合金的摩擦搅拌焊(FS W )阿列尼亚空间公司采用摩擦搅拌焊工艺制造低温A l 2L i 合金贮箱,与变极性等离子弧焊(VP 2P A )工艺相比,总体性能有所提高,见表2。由于屈服强度和断裂强度显著提高,可以获得更有效的接头设计。1.4　Ti 2A l 合金的超塑成型/扩散连接(SPF 2DB )研究用超塑成型/扩散连接工艺制造Ti 2A l 合金的热防护系统盖板。Ti 2A l 合金材料来自于P LANSEE 公司,为第三代产品,能耐900℃高温。目前在I A BG 2Munchen 试验台对采用不同加筋方式的面板进行试验,目的是探索在极端温度和载荷下材料的行为和连接质量,以获得设计经验。1.5　主动冷却部件

在可重复使用飞行中由于陶

瓷基复合材料(C MC )在受反复热波动影响和冲击损坏时,具有因产生裂纹失效的风险,因此研究用内部冷却沉降法代替陶瓷基复合材料前缘的可行性。如果陶瓷基复合材料前缘被金属前缘代替,金属前缘在返回时热峰值由一内部辅助冷却装置来限制,由于缩短了检查时间同时降低了制造成本,预计可以使成本显著下降。

在主动冷却前缘候选方案

(如热管、发汗、内部冷却通道)中,阿列尼亚空间公司正在研究一种并行通道的概念,即用两股水流来保持金属(TZ M 合金,即Ti 2Zr 2Mo 合金)前缘在最高温度1040℃工作。

对应于驻点,滞止热载荷为

750k W /m 2

,(对应于图2的节点109)返回时瞬态经历最高温度约1000℃,可以用TZ M 合金作前缘。用SI N DA 2F LUENT 软件进行热模拟。预计用氢、甲烷作冷却剂,能使性能进一步改进。其它研究包括模拟在翼段背部突然释放冷却剂及低温氢的性能。2　技术验证器

2.1　A l 2L i 合金低温贮箱

在未来先进空间运输技术框架下,阿列尼亚空间公司正开发液氧用2195A l 2L i 合金低温贮箱验证器。贮箱直径1.3m ,高

2.2m ,由两个封头(采用旋压成

型技术制造)及面板构成的筒体组成,见图3。对于纵向和周向接头焊接采用摩擦搅拌焊。

A l 2L i 合金低温贮箱验证器也用于低温绝热材料的开发工作。2004年中期目标是选择一种绝热系统与A l 2L i 合金低温贮箱和可重复使用运载器从地面到再入阶段典型工作环境相匹配。

在未来先进空间运输技术计划框架下,技术开发工作集中在选择、研究、定性一种能耐-193℃～150℃,50周循环后仍

保持力学性能的粘接剂。在欧洲航天局计划框架下,未来先进空间运输技术计划以找到工作温度范围更宽(-253℃～150℃)、耐