先進(jìn)復(fù)合材料在航天動力系統(tǒng)的應(yīng)用

先進(jìn)復(fù)合材料在航天動力系統(tǒng)的應(yīng)用發(fā)布日期：2008-02-22閱讀：63字體:大中小雙擊鼠標(biāo)滾屏1引言火箭發(fā)動機(jī)是發(fā)射各種彈道導(dǎo)彈和航天飛行器的主要動力，是發(fā)展航天產(chǎn)業(yè)的基礎(chǔ)?！鞍l(fā)展航天，動力先行”是航天系統(tǒng)工程的標(biāo)志之一，無論是固體火箭發(fā)動，還是液體火箭發(fā)動機(jī)，都是用飛行器自身攜帶的推進(jìn)劑作為工質(zhì)，通過能量轉(zhuǎn)換，把不同形式的能源中釋放的能量轉(zhuǎn)化為動能而產(chǎn)生推力⑴。因此，不斷提升能源物質(zhì)的能量和減輕發(fā)動機(jī)自身的重量成為航天動力系統(tǒng)發(fā)展的兩條主線，從而帶動了高性能復(fù)合材料技術(shù)的發(fā)展和在航天領(lǐng)域的應(yīng)用，包括高性能樹脂基結(jié)構(gòu)復(fù)合材料、高溫抗燒蝕復(fù)合材料等［槌。固體火箭發(fā)動機(jī)以其結(jié)構(gòu)簡單，機(jī)動、可靠、易于維護(hù)等一系列優(yōu)點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于武器系統(tǒng)及航天領(lǐng)域。而先進(jìn)復(fù)合材料的應(yīng)用情況是衡量固體火箭發(fā)動機(jī)總體水平的重要指標(biāo)之一。在固體發(fā)動機(jī)研制及生產(chǎn)中，盡量使用高性能復(fù)合材料已成為世界各國的重要發(fā)展目標(biāo)，目前己拓展到液體動力領(lǐng)域?？萍及l(fā)達(dá)國家在新材料研制中堅持需求牽引和技術(shù)創(chuàng)新相結(jié)合，做到了需求牽引帶動材料技術(shù)發(fā)展；同時，材料技術(shù)創(chuàng)新又推動了發(fā)動機(jī)水平提高的良性發(fā)展。目前，航天動力領(lǐng)域先進(jìn)復(fù)合材料技術(shù)總的發(fā)展方向是高性能、多功能、高可靠及低成本［2~4］。作為國內(nèi)固體動力技術(shù)領(lǐng)域?qū)I(yè)材料研究所，西安航天復(fù)合材料研究所在固體火箭發(fā)動機(jī)各類結(jié)構(gòu)、功能復(fù)合材料研究及成型技術(shù)方面具有雄厚的技術(shù)實力和研究水平，突破了國內(nèi)固體火箭發(fā)動機(jī)用復(fù)合材料殼體和噴管等部件研制生產(chǎn)中大量的應(yīng)用基礎(chǔ)技術(shù)和工藝技術(shù)難關(guān)，為國內(nèi)的固體火箭發(fā)動機(jī)事業(yè)作出了重要的貢獻(xiàn)，同時牽引國內(nèi)相關(guān)復(fù)合材料與工程專業(yè)總體水平的提高。建所以來，先后承擔(dān)并完成了通訊衛(wèi)星東方紅二號遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)、氣象衛(wèi)星風(fēng)云二號遠(yuǎn)地點(diǎn)發(fā)動機(jī)、多種戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈復(fù)合材料部件的研制及生產(chǎn)任務(wù)。目前，西安航天復(fù)合材料研究所正在研制多種航天動力先進(jìn)復(fù)合材料部件，研制和生產(chǎn)了載人航天工程的逃逸系統(tǒng)發(fā)動機(jī)部件。2國內(nèi)外技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀分析2.1國外技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀分析SRM發(fā)展至今，其殼體和噴管的基本設(shè)計原理一直未變［3,4］。固體火箭發(fā)動機(jī)的殼體作為一個薄壁壓力容器，里面裝有絕熱層和固體推進(jìn)劑。殼體材料的設(shè)計取決于它所承受的載荷、推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)生的內(nèi)壓，及它表面承受的慣性力和空氣動力。而發(fā)動機(jī)的噴管與殼體聯(lián)接，把燃燒室中的高溫、高壓、高速燃?xì)鉄崮苻D(zhuǎn)變?yōu)閯幽芏a(chǎn)生所需推力。由于發(fā)動機(jī)的噴管更多的暴露于熱環(huán)境，噴管區(qū)的設(shè)計必須能夠承受推進(jìn)劑燃燒產(chǎn)生的高溫。40年前，噴管的溫度僅有540?1100°C，而今天的噴管溫度已高達(dá)3300~3700°C以上。與發(fā)動機(jī)殼體的設(shè)計不同，噴管材料的設(shè)計更注重材料經(jīng)受劇烈溫度波動的能力，而不是材料本身的基本強(qiáng)度。由于新材料、新工藝以及新制造技術(shù)的發(fā)展，SRM的性能及用途取得了飛速進(jìn)步°SRM殼體及噴管材料的研制根據(jù)不同的應(yīng)用向以下兩個方向發(fā)展：殼體材料的輕質(zhì)化和噴管材料的抗燒蝕性能提高。圖1簡要說明了先進(jìn)復(fù)合材料在國外典型戰(zhàn)略武器固體火箭發(fā)動機(jī)中的應(yīng)用。IT田級噴管炭彳炭擴(kuò)張段*延伸IT田級噴管炭彳炭擴(kuò)張段*延伸椎三級噴管炭/炭復(fù)臺材料喉襯圖1先進(jìn)復(fù)合材料在戰(zhàn)略導(dǎo)彈固體火箭發(fā)動機(jī)中的應(yīng)用2.1.1結(jié)構(gòu)復(fù)合材料國外發(fā)動機(jī)殼體材料采用先進(jìn)的復(fù)合材料，主氣要方向是采用炭纖維纏繞殼體，使發(fā)動機(jī)質(zhì)量比有較大提高。如美國“侏儒”小型地地洲際彈道導(dǎo)彈三級發(fā)動機(jī)(SICBM-1、SICBM-2、SICBM-3)燃燒室殼體由IM-7炭纖維/HBRF-55A環(huán)氧樹脂纏繞制作，IM-7炭纖維拉伸強(qiáng)度為5300MPa，HBRF-55A環(huán)氧樹脂拉伸強(qiáng)度為84.6MPa,殼體容器特性系數(shù)(pv/W)N39km;美國的潛射導(dǎo)彈“三叉戟II(D5)”第一級采用炭纖維殼體，質(zhì)量比達(dá)0.944，殼體特性系數(shù)43km,其性能較凱芙拉/環(huán)氧提高30%。國外炭纖維的開發(fā)自20世紀(jì)80年代以來，品種、性能有了較大幅度改觀，主要體現(xiàn)在以下2個方面：(1)性能不斷提高。在20世紀(jì)70~80年代，主要以3000MPa的炭纖維為主，90年代初普遍使用的IM7,IM8纖維強(qiáng)度達(dá)到5300MPa，90年代末T1000纖維強(qiáng)度達(dá)到7000MPa，并己開始工程應(yīng)用。(2)品種不斷增多。以東麗公司為例，1983年生產(chǎn)的炭纖維品種只有4種，到1995年炭纖維品種達(dá)21種之多。不同種類、不同性能的炭纖維滿足了不同的需要，為炭纖維復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用提供了堅實的基礎(chǔ)。芳綸纖維是芳族有機(jī)纖維的總稱，典型的有美國的Kevlar、俄羅斯的APMOC均已在多個型號上得到應(yīng)用，如前蘇聯(lián)的SS-24、SS-25洲際導(dǎo)彈。俄羅斯的APMoC纖維生產(chǎn)及其應(yīng)用技術(shù)相當(dāng)成熟，APMOC纖維強(qiáng)度比Kevlar高38%、模量高20%,纖維強(qiáng)度轉(zhuǎn)化率己達(dá)到75%以上。PBO纖維是美國空軍1970年開始作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料而著手研究的產(chǎn)品，具有剛性極強(qiáng)的線形伸直鏈結(jié)構(gòu)。美國Bruswick公司用抗拉強(qiáng)度為5.5GPa級的PBO纖維進(jìn)行纏繞容器的綜合研究，內(nèi)徑為250mm的球形高壓容器，實測平均爆破壓強(qiáng)91MPa,纖維強(qiáng)度轉(zhuǎn)化率86%,容器特性系數(shù)65.2km，與抗拉強(qiáng)度為5.65GPa的T-40炭纖維纏繞容器相比(pv/W值為45.2km)，PBO性能要高31%。此外，復(fù)合材料以其質(zhì)輕的優(yōu)勢替代傳統(tǒng)的金屬材料獲得廣泛應(yīng)用，典型的有復(fù)合材料發(fā)射筒、網(wǎng)格結(jié)構(gòu)及各種壓力容器。國外復(fù)合材料導(dǎo)彈發(fā)射筒在戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)型號上廣泛采用，如美國的戰(zhàn)略導(dǎo)彈MX導(dǎo)彈、俄羅斯的戰(zhàn)略導(dǎo)彈“白楊M”導(dǎo)彈均采用復(fù)合材料發(fā)射筒。由于復(fù)合材料發(fā)射筒相對于金屬材料而言，結(jié)構(gòu)重量大幅度減輕，使戰(zhàn)略導(dǎo)彈的機(jī)動靈

活成為可能。在戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈領(lǐng)域，復(fù)合材料導(dǎo)彈發(fā)射筒的應(yīng)用更加普遍。網(wǎng)格結(jié)構(gòu)的研究早在20世紀(jì)70年代就己開始，目前己有多種類型網(wǎng)格結(jié)構(gòu)在航空航天領(lǐng)域用作戰(zhàn)略導(dǎo)彈級間段，空間飛行器艙體、箭與衛(wèi)星的對接框等不同部件，如1997年美國空軍菲利普實驗室以自動化纏繞技術(shù)制作網(wǎng)格結(jié)構(gòu)承力部件應(yīng)用于飛機(jī)改制，加州復(fù)合材料中心將復(fù)合材料網(wǎng)格應(yīng)用于航空噴氣發(fā)動機(jī)，日本研制的炭/環(huán)氧復(fù)合材料網(wǎng)格結(jié)構(gòu)作為第三級發(fā)動機(jī)與旋轉(zhuǎn)平臺的級間段結(jié)構(gòu)成功地應(yīng)用在H1火箭上，見圖2和圖3。圖W阿里安5助推發(fā)動機(jī)炭絳維充體iq復(fù)泠材料網(wǎng)措級間段莫斯秒廣電塔iq復(fù)泠材料網(wǎng)措級間段莫斯秒廣電塔圖3典型的網(wǎng)格結(jié)構(gòu)復(fù)合材料構(gòu)件從20世紀(jì)60年代末開始，航天領(lǐng)域中以S玻璃和凱夫拉-49纖維復(fù)合的金屬內(nèi)襯輕質(zhì)壓力容器逐漸取代傳統(tǒng)的全金屬壓力容器。美國在1975年開始了輕質(zhì)復(fù)合材料氣瓶研制，采用S-玻纖/環(huán)氧、KeVlar/環(huán)氧纏繞復(fù)合材料氣瓶。隨著炭纖維性能提高及成本大幅度下降，炭纖維與低成本鋁內(nèi)襯制造技術(shù)相結(jié)合，使得費(fèi)用低、質(zhì)量輕、性能高、可靠性好的高壓容器的生產(chǎn)變?yōu)楝F(xiàn)實。2.1.2結(jié)構(gòu)/功能一體化材料在國外動力系統(tǒng)噴管部件已趨向全炭/炭化，入口段與喉襯采用整體式多維炭/炭編織物，出口錐用炭/炭材料或炭布帶纏繞制成，延伸噴管技術(shù)相當(dāng)成熟。喉襯材料方面，國外高性能慣性頂級固體發(fā)動機(jī)、星系固體發(fā)動機(jī)、戰(zhàn)略導(dǎo)彈固體發(fā)動機(jī)，幾乎全部采用3D、4DC/C復(fù)合材料喉襯。炭/炭擴(kuò)張段主要應(yīng)用于宇航發(fā)動機(jī)及戰(zhàn)略導(dǎo)彈上面級發(fā)動機(jī)。如美國研制的Star系列宇航發(fā)動機(jī)炭/炭擴(kuò)張段，及MX導(dǎo)彈第三級采用炭/炭擴(kuò)張段和二維延伸的炭/炭延伸錐，三叉戟D5潛地戰(zhàn)略固體導(dǎo)彈第二級采用了可延伸的炭/炭延伸錐。法國研制的炭/炭擴(kuò)張段應(yīng)用于西歐遠(yuǎn)地點(diǎn)助推發(fā)動機(jī)MageII號。俄羅斯炭/炭擴(kuò)張段出口直徑達(dá)1.5m,出口厚度2.8mm,己應(yīng)用于“起點(diǎn)一號”運(yùn)載火箭上面鈕等眾多型號發(fā)動機(jī)。80年代中期，法國SEP公司開發(fā)了厚度方向有炭纖維增強(qiáng)的在Novoltex炭/炭擴(kuò)張段、延伸錐技術(shù)。美國侏儒導(dǎo)彈第三級的炭/炭擴(kuò)張段和延伸錐、雅典娜(Athena)運(yùn)載火箭慣性頂級發(fā)動機(jī)Orbus21HP、波音公司運(yùn)載火箭Delta-III的第二級(RL1OB-2)和Ariane4運(yùn)載火箭上面級液氫/液氧發(fā)動機(jī)HM7使用了SiC涂層的Novoltex炭/炭擴(kuò)張段，見圖4~圖6。圖4BoeingDelta-III!R射器RL1QB-2頂級發(fā)動機(jī)噴管炭，炭延伸錐圖5空向飛行器炭/度延伸誰

圖6阿里安5液怵運(yùn)載火箭LR袖整體喉襯出口錐表1列出了國外先進(jìn)戰(zhàn)略導(dǎo)彈武器中C/C復(fù)合材料的應(yīng)用情況［4?12］。果1復(fù)合材料在國外先進(jìn)導(dǎo)彈的典型應(yīng)用導(dǎo)彈型號使用部位材料結(jié)構(gòu)戰(zhàn)斧巡航導(dǎo)彈助推器噴管喉封4D炭/炭近程攻擊導(dǎo)-彈助推器嗔管喉襯3D炭/炭、4D炭/炭蕭神睡彈助推器嶙管喉襯4D炭威反潛導(dǎo)彈助推器噴管喉襯40麴炭a$at導(dǎo)彈助推麝磺管喉襯4D炭/炭RECOM導(dǎo)彈助錨福蜓管喉襯40炭/炭—民兵II］\fK-12A鼻錐、發(fā)動機(jī)噴管喉襯3D或4D發(fā)，炭三叉戟IIMK-5鼻她、發(fā)動機(jī)噥管喉村3D或4D炭/炭［發(fā)動機(jī)蜓管擴(kuò)悵段2D或3D炭/炭MX系列iMK-I2A鼻錐、發(fā)劫機(jī)噴管喉襯3D或4D滎溉發(fā)動機(jī)噴管擴(kuò)張段「延伸錐2?；?D湘炭侏偶MK-21A鼻理、發(fā)動機(jī)噴管喉襯3D或4D炭演受劫機(jī)噴管擴(kuò)哌段、延伸錐2D或3D熟炭Peacekeeper發(fā)動機(jī)頃管喉襯3D湘海SS-N系列?；璖S系列陸基戰(zhàn)略導(dǎo)彈鼻錐、發(fā)劫機(jī)嘖管喉襯、擴(kuò)張段3□或4D炭/炭白楊耳錐、發(fā)動機(jī)噴管琳村3D或4D炭，炭發(fā)動機(jī)項管擴(kuò)攬段2D炭成布拉瓦鼻錐、發(fā)動機(jī)咬管喉襯3D或瞭如找-發(fā)動機(jī)頃「管擴(kuò)按段2D炭/旎近年來，C/C復(fù)合材料在可重復(fù)使用再入及高超飛行器、特種發(fā)動機(jī)的熱結(jié)構(gòu)上應(yīng)用前景廣泛，如航空渦輪噴氣發(fā)動機(jī)中的渦輪盤、葉片、燃燒室、噴油桿和尾噴管調(diào)節(jié)片等，航天飛機(jī)上的鼻錐和機(jī)翼前緣，沖壓發(fā)動機(jī)的燃燒室內(nèi)襯和噴管。當(dāng)航空發(fā)動機(jī)推重比達(dá)到15?20時，其工作溫度高達(dá)2000°C，要求材料的比強(qiáng)度比目前高5倍，而發(fā)動機(jī)的重量在推重比10的基礎(chǔ)上再降50%。在如此苛刻的條件下，目前除了C/C復(fù)合材料外的其他材料都己無能為力［13?戚美國F22、F100、F119軍機(jī)和俄羅斯航空發(fā)動機(jī)上已經(jīng)采用炭/炭制作航空發(fā)動機(jī)燃燒室、導(dǎo)向器、內(nèi)錐體、尾噴管魚鱗片和密封片及聲擋板等。法國幻影2000飛機(jī)發(fā)動機(jī)上己采用炭/炭制作的噴油管、隔熱屏、魚鱗片。此外，德國、俄羅斯和日本也試制了整體炭/炭渦輪葉片或渦輪盤，但這些航空發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)動件尚未進(jìn)入實際應(yīng)用階段。此外，20世紀(jì)90年代初，美國已在實施將C/C復(fù)合材料用于超高速飛行器的飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料的計劃，以實現(xiàn)飛行器全C/C復(fù)合材料主結(jié)構(gòu)的設(shè)計與制造。高速、高超聲速飛行器及可重復(fù)使用，運(yùn)載器（RLV）是當(dāng)前世界各軍事大國的研究熱點(diǎn)，從一次性運(yùn)載火箭到部分重復(fù)使用的航天飛機(jī)，再到完全重復(fù)使用的航天運(yùn)載器是未來發(fā)展的必由之路，軍事和商業(yè)用途前景顯著。美國、日本、歐空局都制訂和陸續(xù)實施了各自的發(fā)展計劃，如美國從20世紀(jì)60年代開始了X系列先進(jìn)飛行器的驗證試驗；歐空局1994年開始相繼啟動了未來歐洲航天運(yùn)輸研究計劃（FESTIP）和未來運(yùn)載技術(shù)計劃（FLTP），發(fā)展和驗證研制新一代歐洲運(yùn)載器所需的技術(shù)；俄羅斯和印度也在積極進(jìn)行研究和試驗來確定未來高超聲速飛行器和可重復(fù)使用運(yùn)載器的發(fā)展方向。新型航天器要實現(xiàn)高超聲速飛行及可重復(fù)使用，結(jié)構(gòu)輕質(zhì)化及有效的熱防護(hù)系統(tǒng)（TPS）是必須解決的關(guān)鍵性問題，這些關(guān)鍵技術(shù)的突破都與復(fù)合材料技術(shù)密切相關(guān)。如NASA航天試驗驗證機(jī)X-33的鼻錐、面板等熱保護(hù)系統(tǒng)采用抗氧化C/C復(fù)合材料，在高于2500C的條件下試驗80s；X-38飛行器襟翼采用全陶瓷復(fù)合材料，在迎風(fēng)面整體溫度達(dá)到1650C，在兩個襟翼之間的縫隙處溫度峰值可達(dá)1830C，X-38的緊急剎車盤和鼻錐也采用抗氧化炭/炭材料。歐洲空間組織（ESA）的HERMES、MSTP,ARD、FESTIP、GSTP等空間飛行器項目以及德國超音速技術(shù)項目的再入飛行器防熱/隔熱系統(tǒng)大都采用了抗氧化CIC復(fù)合材料。CIC復(fù)合材料技術(shù)的關(guān)鍵性和先導(dǎo)性已成為美、俄、法等軍事大國開展戰(zhàn)略武器研制的基本共識，C/C復(fù)合材料的發(fā)展與現(xiàn)代宇航工業(yè)和空間技術(shù)的發(fā)展息息相關(guān)，由于其軍事用途十分明顯，又處于材料科學(xué)前沿，近四十年來，關(guān)于材料、工藝、性能和應(yīng)用研究的工作從未間斷。性能表征和評價方法、工藝控制方法等共性基礎(chǔ)問題一直是CIC復(fù)合材料發(fā)展的研究重點(diǎn)，美國空軍材料實驗室的科學(xué)家DOnald.L.Schmidt指出，“CIC復(fù)合材料點(diǎn)燃了材料科學(xué)家和工程師們把它作為一種未來高性能材料的想象力。然而，要把這種材料作為方案引入各種實際應(yīng)用仍然是一種嘗試性的富有挑戰(zhàn)性的土作”。隨著C/C復(fù)合材料在國防上的不可替代性日益突出和應(yīng)角領(lǐng)域日益拓寬，己經(jīng)成為先進(jìn)國家在高科技材料領(lǐng)域競爭的焦點(diǎn)之一。表2列出了ClC復(fù)合材料在航天飛機(jī)等先進(jìn)飛行器上的應(yīng)用

表2C/C復(fù)合材料在航天飛機(jī)等先進(jìn)飛行器上的應(yīng)用國家飛機(jī)名禰使用區(qū)域具體部件功能美國Shuttle最高溫區(qū)C/C復(fù)合材料溥殼熱結(jié)構(gòu)抗氧化"防然較高溫區(qū)防熱瓦C/C復(fù)合材料機(jī)頭錐抗氧瓦防熱NASP最高溫區(qū)C/C復(fù)合材可薄壁熱結(jié)構(gòu)抗秘化，防熱較高溫區(qū)C/C復(fù)合材料血板抗氧化，防熱X-43a熱防護(hù)系統(tǒng)鼻錐帽、控制面前緣、機(jī)身大面積防熱等抗亂化炭/C/SiCr防熱前蘇聯(lián)暴鳳雪號最高溫區(qū)C/C合材料結(jié)構(gòu)防熱瓦抗軾化，防熱歐洲Hermes最商溫區(qū)C/C復(fù)合材料薄殼熱結(jié)構(gòu)抗瓶化『防熱日本Hope最而溫區(qū)C/C復(fù)合材料薄光熱結(jié)構(gòu)抗氧化,防熱較高溫區(qū)C/C復(fù)合材料支座式面板抗氧化，防熱英國Kotel最高溫區(qū)C/C復(fù)合材料薄殼熟姑構(gòu)抗氧化?防熱成高溫區(qū)C/C復(fù)合材料面板抗瓶化，防熱2.2國內(nèi)技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀分析2.2.1結(jié)構(gòu)復(fù)合材料國內(nèi)固體發(fā)動機(jī)殼體已成功采用玻璃纖維及芳綸纖維。西安航天復(fù)合材料研究所還配合有關(guān)部門進(jìn)行了國產(chǎn)芳綸纖維初步性能研究，有待于進(jìn)一步加強(qiáng)工藝應(yīng)用研究，在炭纖維復(fù)合材料殼體研究方面進(jìn)行了大量的預(yù)先研究工作，進(jìn)行了014OOmm>02OOOmm炭纖維殼體研制。在PBO纖維應(yīng)用研究方面，西安航天復(fù)合材料研究所進(jìn)行了初步的探索性研究，在PBO纖維表面處理、PBO纖維適應(yīng)的樹脂配方研究等工作都已取得了較大的進(jìn)展，見圖7和圖8。

7系列芳輪纖維宴合材料殼體圖8炭纖維復(fù)合材料殼體國內(nèi)在輕質(zhì)復(fù)合材料應(yīng)用上也開展了相關(guān)研究。在復(fù)合材料發(fā)射筒研究方面，西安航天復(fù)合材料研究所及哈爾濱玻璃鋼制品研究所進(jìn)行了某型號導(dǎo)彈發(fā)射筒的研制，己成功地進(jìn)行了多種地面試驗和實彈發(fā)射考核。在飛航導(dǎo)彈復(fù)合材料發(fā)射筒研制方面，航天科工集團(tuán)三院研制了長5.45m，內(nèi)徑5O2mm的導(dǎo)彈貯運(yùn)發(fā)射筒。西安航天復(fù)合材料研究所、哈爾濱玻璃鋼制品研究所等單位進(jìn)行了網(wǎng)格結(jié)構(gòu)材料初步應(yīng)用研究，西安航天復(fù)合材料研究所同時針對網(wǎng)格結(jié)構(gòu)纏繞成型的特點(diǎn)開發(fā)了纏繞軟件。上述工作為大型主承力網(wǎng)格結(jié)構(gòu)實際應(yīng)用奠定了良好的基礎(chǔ)?？傮w來說，目前國內(nèi)對網(wǎng)格結(jié)構(gòu)的研究主要集中于理論方面，需加強(qiáng)復(fù)合材料主承力網(wǎng)格結(jié)構(gòu)應(yīng)用技術(shù)研究，以提高國內(nèi)空間飛行器的性能，縮短在該技術(shù)上與國外的差距，見圖9。

(a)(b)圖9網(wǎng)格結(jié)構(gòu)西安航天復(fù)合材料研究所多年來一直從事復(fù)合材料壓力容器研究工作，從早期的玻璃纖維壓力容器，Kevlar-49壓力容器到F-12芳綸纖維及炭纖維壓力容器，性能一直處于國內(nèi)先進(jìn)水平，S-II玻璃纖維壓力容器的PV/W值達(dá)到20km，F(xiàn)12芳綸纖維pV/W為38km，T700炭纖維pV/W為40km。2.2.2結(jié)構(gòu)/功能一體化材料喉襯材料一直是固體火箭發(fā)動機(jī)材料應(yīng)用研究的重點(diǎn)和關(guān)鍵。近20年來，ClC復(fù)合材料喉襯的研制和應(yīng)用取得了很大的進(jìn)展，西安航天復(fù)合材料研究所于70年代末期建立起了X650mm的氈基炭/炭喉襯研制生產(chǎn)線，80年代初又掌握了4D炭/炭喉襯研制工藝技術(shù)，通過工藝攻關(guān)，基本具備了大在金屬內(nèi)膽壓力容器研制方面打成功地進(jìn)行了DFH-4衛(wèi)星平臺用50L炭纖維高壓復(fù)合材料氣瓶纏繞研制工作，己進(jìn)入正樣階段。此外，西安航天復(fù)合材料研究所還成功研制了宇航員生命保障系統(tǒng)用容器和多種環(huán)形及異形容器，在上述研究的基礎(chǔ)上，將相關(guān)產(chǎn)品已應(yīng)用到衛(wèi)星、運(yùn)載火箭和軍用飛機(jī)上，具有十分重要的意義，見圖10。(a)折指容賢(3球形容據(jù)(d)宇航員生命保障系統(tǒng)用容器(a)折指容賢(3球形容據(jù)(d)宇航員生命保障系統(tǒng)用容器圖10新型結(jié)構(gòu)復(fù)合材料枸件環(huán)形矜塘型戰(zhàn)略導(dǎo)彈SRM各級發(fā)動機(jī)喉襯預(yù)成型體編織，CVD均熱法、熱梯度法，高壓浸漬炭化，高溫石墨化工藝的研制條件。西安航天復(fù)合材料研究所研制了與國際水平同步發(fā)展的各種類型炭/炭喉襯材料，其中4種炭/炭喉襯材料性能已達(dá)到同類材料的國際先進(jìn)水平［1幻噴管擴(kuò)張段、防熱環(huán)技術(shù)是國內(nèi)SRM技術(shù)中與國外差距最大的項目，大約落后20年左右，嚴(yán)重制約著國內(nèi)戰(zhàn)略、戰(zhàn)