航天飞机轨道器结构材料和热防护材料的应用现状_一_.pdf

1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/航天飞机轨道器结构材料和热防护材料的应用现状一韩鸿硕前决犷口目前,航天飞机已成为世界上一种倍受重视的新型航天器和航天武器。在美国,它已成为整个空间事业的研制 重点。,年,它 成功地进行了第一次水平着陆飞行试验,并将于,年进行第一次垂直发射和载人飞行试验。目前,苏联也已研制了航天飞机并进行了试 验一。作为一种发射飞行器,航天飞机将能够用于世界各国从近八十年代开始的各空 间计划的大部分活动内容。它不仅可以为各种近地轨道插入飞行和回收卫星提供 低成本运输,为建立太阳能空 间收集所需要的巨大结构和进行空 间环境零件加工所需要 的实验室设 备提供必要的便利 条件,而且能够用于侦察、拦击、反导等各种 军事目的。航天飞机最大的特点兼优点是可以多次重复使用,由此,它就能数十 倍降低发射和载人航天 的成 本。正是由于这种 重复使用 的特点和需要,对飞行器的整个外形结构特 别是热防护 系统就比以往 任何一种 一次使用宇宙飞行器都提出了更高 的要求。目前,由于美国航天飞机 现行方案为半重复使用方案,仅仅轨道飞行器在入轨和再入 后重复使用,另有助推器在发射后秒即与轨道器分离并回收,外贮箱则为一次使用。因此,真正辛本文分期连 载经历全部飞行过程和经受各种飞行环境的仅为载人和装载有效载荷进行各种空间活动的轨道飞行器,它 也是整个航天飞机 系统中最关键的主体部分【一。轨道飞行器在一次飞行循环中不仅要承受像火箭一样垂直发射后的气动加热环境,一而且要经受像飞船一样在空间航行时所遇到的高真空“毛和 温度交 变一一环境,特别 是还要经受再入大气层时的极其苛刻的气动加热环境。此外,当然也要经受在大气层中像普通飞机所遇到的亚音速水平着陆飞行环境。因而要求轨道器结构和热防护 系统能够 满足上述力学和热环 境的各种要求。另一方面,装 有各种有效载荷包括各种卫星、空 间实验设备、大型天文望远镜、宇宙探测器等的轨道器,要被送上一百多公里的高空入轨,进行各种 空间活动。运送这些有效载荷乃 是航天飞机最 根 本 的 任务。因此,为提高 有效载荷的重量,就必须有效地降低轨道器本身的重量,特 别是降低飞行器结构和热防护 系统的重量。所以,对于 结构系统设计,要求尽量选用比强度较高的材料,如铝合金,特别是 各种非金属和金属一非金属复合材料对于热防护 系 统 设计,也要求轻 重量、低成本,并要求高可靠性、重复使用性、易检修和 维修性 等对于密封系统的各种结构和材料也提出热防护、重复使用等特殊要求。鉴于上述种种 要求,美 国航宇局和轨道 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/飞行器研制 的主要承包商洛克威尔国际公司与数十家研究中心、公 司厂商签订 合 同,不惜动用巨大资金和大批科研技术人员,在轨道器结构和热防护系统领域内展开了大规模研制 活动。在长达十余年的研制进程中,从轨道器的外部形状到内部结构,从热防护材料到表面涂层,从密封设计到密封材料,几经改进,至今已初步 定型并制造出 两台成品,以交付飞行试验使用。本文仅就轨道飞行器结构系统、热防护系统以及密封热防护 系统的材料的研制和应用现状予以概括介绍,并对近期可能进行 的改进和今后动向加以适 当评介。一、结构系统材料一对结构材料的要求“一“、轨道器外形尺寸见 图十。轨道器长米,翼展打米,净重君吨,有效载荷重量有效载荷舱门。林一”二一州气色洛补一瑞,方向舫裁通饭轨道机动系统喧管反作用拄制 系统唯士翼爱”机”瞥辈二头部起落架一律翼升踌付夏主起落架图轨道器外形 尺寸吨。航天飞机起飞重量吨。鉴 于轨道器的外形、尺寸 和特性要求,对该 结构系统的基本要求是保证飞行循环的完成 和安全,提供 足够的强度和刚度提高重量有效性,以降低对上升推进的要求和每次飞行成 本,增加 有效载荷的重 量保持在次 使用 期 限 内和所经历各种环境下 的结构完整性。为达到这些目标,对轨道器各种结构材料的主要要求是、具 有足够 的强度所选材料必须 保证结构在最大设计载荷下不破坏。对一般结构件的最大安全 系数要求为,对载人部分和压力容器则 要求达 到。由于轨道器在气动加热环境下结构 温度要求不大于,因此材料需在此温度 下具有一定的抗拉强度、抗压 强度、抗弯强度、抗缺口敏感性和断裂韧性等。特别是应该考虑到显著的温度偏差和热应力以及某些飞行阶段的飞行载荷。、具有足够的刚性材料在极限载荷下应具有足够刚性和可允许的挠曲变形。因而必须考虑到 防止 颤振、偏离等动力学不稳定性和结构与飞行控制系统的失谐,并保证控制表面、舱门和机械系统的正确活动。了、重量轻降低整个轨道器骨架、蒙皮及其它各种结构的重量 是一个值得格外关注的问题,选 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/用轻型、高比强度、高比刚度的材料是迫切需要 的。除一般用于飞机、飞船结构的铝合金、钦合金外,复合材料应用 于航天飞机的研制是极为重要的。、具有一定 的疲劳抗力为保持结构可靠性,必须防止疲 劳 损坏。为此,鉴定所取的疲劳寿命分散系数为。由于轨道器表面全部为热防护 系统所复盖,结构系统的周期检 查和疲劳损坏的发现有所不便,因而提高结构及材料的疲劳抗力比一般飞机更加重要。一定的疲劳抗力是达到 重复使用期 限的必要条件。、具有一定的耐蚀性在轨道器全部使用过程,包括发射前的准备阶段、飞行阶段和着陆后的维修阶段,会遇到各种湿度及 温度、载荷条件,受到潮气和盐雾侵蚀,尽管处于最外表面 的热防护系统包括 涂层有防水防蚀作用,仍要求结构材料具有一定的化学防蚀和抗应力腐蚀能力。、具有与热防护系统的相容性对于航天飞机轨道器结构系 统来说,所需要独特考虑的 问题尚有它与热防护系统的关系。为防止 因结构变形,包括蒙皮翘曲,引起热防护系统内应力加大,结构及其材料应具有足够 的刚性,并应在设计中注意排除和控制 变形。为防止热应力,对结构 与热防护材料的热膨胀系数差也需加以考虑。二结构材料的应用状况“、“一“轨道器的整个结构系统包括骨架结构和面板 蒙皮 结构为半壳式 结构方式,其概貌及所用材料如图所示,主要结构材料为铝合金,次为复合材料。位 于轨道器最外层 的热防护 系 统结构将在下一 章予以讨论。、机 身结构前部机身“、”轨道器前部机身包括头锥段 和 乘务员图轨道器结构概貌图中乘务员舱夕铝合金蒙皮析条面板和骨架,头锥段起落架,鼻锥帽碳一碳,前部机身铝合金蒙皮析条面板,有效载荷舱门石墨一环氧蜂窝,轨道机动系统舱石墨一环氧 蒙皮肋条面板,垂直尾翼铝合金整体机加工翼片,后部机身铝合金蒙皮析条面板,、襟翼铝合金蜂窝,升降副翼铝合金蜂窝,水平侧翼铝合金 蒙 皮析条盖板及腹板和析架梁,机翼前缘碳一碳,行后推力结构硼一环氧增 强一一钦 合金析架,主起落架,中部机身铝合金蒙皮朽架面板,硼一铝析架,机翼整 流罩舱,如图了所示。其结构将承受基本的机身弯曲载荷,支承头锥段反作用控制 系统舱及乘务员舱并承担头部起落架载荷。此外,头锥段上还装 有起落架 门。整个前部机身由铝合金蒙皮衍架面板、骨架和封头组成,各窗口肾架为机加工零件,与结构面板和骨架相接。乘务员舱结构是前部机身内的关键结 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/构,它装于机身骨架壳体里边,以与外面的再入气动加热隔离,从而为乘员和舱内设备提供一个适宜环境。该结构基本形状亦为锥形,前、后封头为平板,如图所示。舱内容积,米”,共分为三 层。整个结构需要装载乘务人员所需设备用具、食物准备和卫生设备、航空电子技术设备、环境控制 和生 命维持分系统 及其 它分 系统。全舱由前部机身结构上的四个触点来支撑。舱体结构全部由”铝合金板制 成,为刚性衍 条和内部骨架组合结构,且为焊接 结构,从而形成一个压力密封舱室。各窗口、舱口为玻璃 密封 结构。中部机身中部机身是轨道器的主 要承载结构,需要支承有效载荷舱和机翼结构载荷。有效载荷舱全长米,宽不米,容积约为米“。整个中部机身结构包括形结构和有效载荷舱门,如图所示。形结构由构架以及有效载荷舱衬里和机翼承载结构组成。其中,构架又 由铝合金面板与加强筋析 架结构中间 段铆 接或机加工整体结构组成。需 要指出的是,目前在中部机身结构中设计、研制和采用 了硼一铝管 析 架结构,如 图所示“一。其中,析 架元件用作主要骨 架和肋条析架支杆及骨架稳 定拉杆,支杆末端采用一一钦合金端部接头,采用电子束焊焊到复合材 料套管 上,详见下节所述。机翼承载结构是机身与机翼 的连接承载结构,也是直接涉及到轨道器结构完整性的关键部位,其 整个结构设计示意图如图所示。其中,机身下表面后纵梁由钦合金 制造,栓接 到机翼 上去。有效载荷舱门原设计为带框架结构的铝蜂窝蒙皮 结构,共分前、后两段,均与形结构上的纵梁相铰接,而 由电子机械装置启闭,如图所 示。而现设计有效墨墨墨图夕轨 道器前部机身斟机加 工铭奴折什架星跟徽窗口前教图乘务员抢结构载皮主起落架支挥件整流草图中部机身结构 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/图中部机身硼一铝管结构图机翼承 载结构载荷舱门为石墨一环 氧 蜂 窝夹 层 结构【卜。这种舱 门共分为八扇,每两扇为一组一起作动。每扇门长米,曲线跨距,米。在门的边部与机身结构 之间以及各门端部彼此之间的连接处装有一系 列剪切销杆又称膨胀接头,作用是避免机身结构图石墨一环氧有效载荷舱门壳体骨架了剪切销杆力矩盒铰链的弯曲载荷和 轴向纵 向力,从而使舱门能够抵抗结构的挠 曲变形,也大大增加了轨道器中部机身的抗扭刚度,同时显著降低了机身上靠近门边部蒙皮面板中的剪切应力和不均 匀弯曲应力。舱门的实物如图所示,详细材料应用情况于后 述。最 近的载荷分析试验数据表明,轨道器“哥伦比亚号”的中部机身结构必须显著增强,才能承担更重载的有效荷【“。第一次载人轨道飞行再入的最大限 度为,正常再入决不会超过此值 但希望结构承重能达 到龙。此外,尚须考虑着陆载荷。大约在第五次飞行时,轨道器将成为重 负荷 的使用飞行器,要求具有全能力结构。为此,需要对结构进行某些改进,包括在析架上加置增强件。估计最大可能是 在第一次再入飞行后再逐步进行改进。后部机身后部机身支承垂直尾翼、再入配平襟翼、主推进系统和轨道机动 系统 反作用控制系统舱,同时也提供支撑机翼大梁的机翼承载结构 基本部分,并提供与外贮箱相接 的主要 结构界面。其结构如图,所示。其中,壳体与底 面 结构为整体加强铝合金结构,具有组装的铝骨架,铝蜂 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/窝面板与铝侧 壁相接前封头则由机加工铝骨 架节和点焊加强金属腹板组成,它提供机翼承载结构并装载机械和航空电子元件。组翎厄条梁灰加工封头典型 骨 架后部机身 内的关键结构则是 用来支承三个主发动机及其推力矢量控制作动器、推进剂进给管和涡轮泵的推力机 构,它 由若干经机加工或扩敞连接钦梁和硼一环氧增强钦析架组成析架网,主要分为上、下两架,它们分别承 受来自上部一个主发动机的约吨和下部两个主发动机的约吨 的推力,而且还要承受作动器载荷和涡轮泵推力。两个架子通过一种端头有球形轴承的附加支杆连到后部机身骨架上。这种推力结构如图所示。后部机身上的轨道动系统舱已试验采用与有效载荷舱门一样的石墨一环氧结构,应用蜂窝夹层 壳体的蒙皮及中间肋条帽状件,日上封头微杆上推力结,构连接件淞推力扣尾冀 支承主倾李捐 架外瀚主连瓣入升降付 灭舫鹅构主黝彰青构下部图后部机 身结构全貌扩狱接姗坏氧舰狱件柳工铁 件焊接穿孔硼一环 氧增强 执件扩缸接姗一环氧增强弘件柳旺铭件整 译机加 工铭掌皮机加工杖 件扩散连接狄 件扒桩铁锻件辉接和李孔葫协氧增强研机加工铁件细部图硼一环氧增强铁析 架推力结构 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/如 图门所示。最 近的结构载荷分析也表明,该舱结构需要显著增强。梁为刚性拉伸腹板,提供密封,重负荷的机内翼梁端部亦为腹板结构。机翼前梁为一般铝蜂窝结构。机翼上 的主 起落架门为铝合金波纹板夹层结构。升降副翼升降副翼装在水平侧翼 的尾部。为避免与机翼的铰接约束和相干作用,每侧副翼分成两片,每片由三个铰链 与机 翼相连,也如图枪所示。副翼的结构为具有铝蜂窝盖板的力矩盒,其后 缘为全深度蜂窝楔形板而位 于铰链和作动器支杆处的翼梁和肋条均为普通 刚性对角线拉伸腹板。了垂直尾翼垂直尾翼装在后部机身上方,分为垂图轨道机动系统抢结构机冀结构水平侧 翼航天飞机轨道器仅有一双三角形后掠水平侧翼,前缘平均后掠角“。侧 翼 与中、后部机身相连。包括机身宽度在内的翼展米,最大厚度米,总面 积阳夕米。其结构为铆接铝合金蒙皮 析条面板,如图所示。方向舵涯速扳前 接桌后接臭图,垂直尾冀结 构蒙皮衍条面 扳图水平侧冀结构它分为上、下两盖,分别栓接到中、后部机身的连 续盒 式承载结构上。与轮子相连 的翼是直翼片和方 向舵 减速板两部 分,其 结构如图行所示。垂直翼片为一双梁、多肋刚性蒙皮箱式组件,亦采 用本铝合金蜂窝结构,其前、后翼梁与后部机身相连。方 向舵减速板则分上、下两段,每段又各分为两片,也是多梁、多肋刚性蒙皮,采 用普通铝合金蜂窝结构。机身襟翼机身襟翼装 在后部机身后 下方,其结构也是铝合 金 蜂窝面 板,整个截面为楔形,后缘为全 深度蜂 窝,如 图所示。1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/三结构材料的分类和性能铝蜂高蒙 皮面扳隔 热 砖金属材料铝合金如上所述,铝合金在航天飞机轨道器结构上得到最广泛的应用,其主要原因是比强度、比刚度高,研制和使用历史长,可靠性较高等。用于轨道器结构的铝合金为、和,其主 要成分和性能比较 见表一。图机身襟翼结构表,应用 于软道器结构的铝合金一,一嘴宜一汀一一一、刀夕一叮心了勺一尹叮、一一一,口比,自一,日月“一户矛甘一。一嘴召一一月月一沪一八汀八”一八”八”了一护,一“护一户护月一八”一谁,一一门络,一才份才兮矛扫护阶刀峥矛卜了一可提、一碗万雨君痴一一。,户到二荆口月省苛二合金牌号县 十撼小朔扁断应力】腐压知杯、中筱盆轰盆一笠层 八俩蒸力不 言“孺的应用邵位习 氏协乙找多之夕之之,刁乡岑七甘车曰,只日勿林又】二之、仁二二斗决士爪杏二】召分,目尸人护】声刊二肋门、户认口气声乙犷夕到之刀小户声到,确一】认 匆玉卜谧犷、,叹、碑丫、,、山上,幻一,它一一异翌士 夏兰斗竺干兰竺户斗共丝斗竺材呈胖 件 钊二孤兀、一即郁恻封 家二丫丫福 器 犷 洋 肾 门 骂 哭是辱羚黛。,短横稍低较好高较差 较好】占盆探 篆岑口斗全,当全二已,八,多万夕石卜卜甲月 少茹,一牛田左,瓦垂直尾翼、,乖、。赢,了好奸商严局汁对汁票二初秦 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/口主要 用于前 部机身蒙皮析条面板、水平侧翼蒙皮 析 条面板和升降副翼、机身襟翼蜂窝面板结构。这是一种铝一镁一锰 系合金,其特点是比强度较高,抗应力腐蚀性能较好,机加工性能较好,但压力加工和焊接性能较差。因此宜用子上述整体机加工面板结构。则主要用于中、后部机身面板骨架结构和垂直尾翼翼片结构。该合金亦为铝一镁一锰系合金,但与合金相比,硅、铁含量更低,却加入 少量钦。其拉伸性能与相似,疲劳抗力也相近,断裂 韧性,。却优于,抗应力腐蚀性能较好。对一到铝合金厚板的研究表明,它在室温和下的平均最大强度和屈服强度及延伸率均与一合金 相 当,唯试样短横 向塑性较差,仅为,室温和,其平滑试样疲劳 性能稍低于一合金,但缺口试样疲劳性能和疲劳裂纹增长速度却与之相同其短横向上的应力腐蚀抗力也很高,在,氯化钠溶液环境中在,。下试验小时未破坏其断裂韧性。值在室温和下均同样高,并显然高于一合金,这是它获得特别应用的一个重要原因。班用于乘务舱析 条、构架结构。旅合金为铝一铜一锰系合金,一它不汉具定的比强度、比刚度,主要是综 合性能优良,其韧性、低温性能、抗应力腐蚀性能加工和焊接性能均较好,因此材料具有较高 的应用可信性,从而在要产高度可靠性、结构完整性和焊接密封性的乘务员舱上得到了满意的应 用。钦合金钦合金具有 良好的高温强度,可用 于,的高温。由于 其强高,可靠性高,选用于承受重结构载荷 的中部机身析架端接头底部后大梁和后部机身内的推力结构析架元件。一一用于中部机身析架硼一铝管的套管和端部接头。该合金为日双相合金,它在招以下具有良好的冶金稳定性、较高的强度、良好的可焊性、丫定的抗腐蚀和抗应力腐蚀性能等,由复合材料增强后作为支撑结构材料更具有高强度低成本的优点。其在此项应用中的设计和分析性能数据见 表,。、复合材杆复合材料不仅具有高比强度、高比刚度表卜一设计 性能性能在 电子束焊接头处的最大拉伸和压缩许用应力最大拉伸和压缩许 用应力退火材料弹性模量数据公斤 毫米“”“,低成本的共同优点,而且某 些复合材料兼有独特优点,如硼一铝材料可以焊接、耐蚀性好等。其使用 温度一般又可达,符合航天飞机结构材料的要求而且当轨道器遇到极限 温度环境时,它的结构挠曲变形又 明显低于 铝。因而它在轨道 器结构系 统中 得到相 当可观 的应用,据估计目前用于航天飞机结构 的复合材料 达公斤以上。这些复合材料 包括石墨一环氧、硼一环氧、凯芙拉一环氧、硼一铝等,它们在轨道器上的典型应用状况如图所示。下面分另就 上述各种材料的特性和典型 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/应用做简要介绍气图各种 复合 材料在轨道器结构上的典型应 用图中硕一环乳增强铁后推力结构诩一铝中命机身拚架管,石墨一环乳有效载荷舱门才石墨一环乳轨道机动系统舱蒙皮面板芙凯拉一环载压 力容器石墨一环氧毛石墨一环氧布和单向带用于中部机身上的有效载荷魔门和后部机身上的轨道机动系统舱。么种复合材料的环氧基体与飞行 器最高使用 温度,。己相符合、由于它 的高比强度、高比刚度,诚如煎述,它的应用可以使结构重量大幅度降低。比如,石 墨一环氧有效载荷舱门总重量夕公斤奋约比等效铝结构轻公斤左右。此外,其热膨胀系数较小,从而可以使舱门在轨道上敞开时的热 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/挠曲变形减至最小。在有效载荷舱门上共使用 了夕公斤石墨一环氧布和单向带,占舱 门 总重量 的,这也是复合材料 在航天飞机上的最大应用。该结构已由洛克威尔国际公司的坦耳萨分部等负责研制。如前所述,其主 要结构为在石墨布内、外蒙皮中间夹有芳香 聚酸胺蜂窝芯部组成壳体,并 由帽形中间骨架予以增强,如 图所示。壳体除接近于舱后端的一小段 之外,均有一种简单曲率。壳体外蒙皮长米,宽无米内蒙皮八块,每 块尺寸为米米。内、外蒙皮均由上、下两层单向带纵向层每层厚毫米左右和夹于其间的石墨布层层厚括毫米左右组成,其中石墨布层与舱的长度方向成“。蜂窝芯部厚毫米,密度克厘米。帽形骨 架由厚。”毫米的石墨一环氧布构成,环氧布按,。方向倾斜排列,以提供该处腹板的剪切强度。在帽形中间的 凸出增厚部分和帽形下面两边均用带材加强,从而达到所需要的刚度和强度。该骨架是在外螺纹车床上进行预先加工后机械固定连接到壳体上的。此外,在外蒙皮之外还施加一层厚毫 米的轻 重量外部雷击防护层,该层 由铝丝网构成。其它附件还包括位于 门枢处的盒式梁、位于边部和骨 架位置上的蜂窝夹层石墨一环氧凹型启闭件以及可伸缩的和固定的剪切销杆支撑结构。壳体组件的固化方法是在蒙皮粘接到芯部以前进行预固化,外部雷击防护层则与外蒙皮一起共固化,而凹型启闭件和位于骨架连接处的石墨布加强部分均 与蜂窝蒙皮粘接件共固化。在轨道机动系统舱 上使用的石墨一环氧布和带共重”公斤,用于壳体和中间的帽状肋条。壳体蒙皮为层状结构,各层方向如图和表,所示。该结构由麦克唐纳道格拉斯公司负责研制。图轨道机动系统 抢石墨一环氛蒙皮各层排列方 向此外,航天飞机遥控操作器机械手也采用石墨一环氧作悬臂材料“。表,石一环 级旅皮材 料各 层方向区域材料各层方向度士才,织物,户织物夕织物,土,织物,织物、,口织物,士才,织物,织物,硼一环氧硼一环氧用于轨道器后部机身内的主发动机推力结构,材料共重约。公斤,搪估计可节约重量了公斤,这在对于飞行 器重量起关键作用 的尾端部是很有意义的。该结构巳由洛克威尔国际公司空间分部负责研制。这种硼一环氧增 强钦杆推力结构采用方型和园型两类撑杆,其实物如图所示,其中方型撑杆结构如图所示。硼一环氧材料各层方向均垂直于撑杆。在硼 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/瓶的金属衬里为一一。容器工作压力为刀一,打公斤厘米,直径分别为一米,重量分别为一了公 斤。总重量为公斤,其中公斤为复合材料。由于采 用复合材料,可节省重量”公斤。此外,乘务员舱中贮存各种物品的容器也 由凯芙拉一环氧制造。贯穿整个轨道器的净化系统导管是采 用凯芙拉一环氧材料的又一典型。管径,一毫米,管壁由层复合材料组成,总厚组装件卜卜一一一 一一一一户一尸,尸一 一一一刁刁日卫汗汗印印印【山山山山山山土一田田田田弓月尸廿二七一巴二二一与二舀,一一扩扩一丝一二二舀自二曰。己 之二二纽州州。,叫一万二李。,介井置翼口气卜“,卜一一一“,己 直带单位 毫米一截 面八一截面银方型撑杆结构图硼一环乳增强伙杆一环氧和钦之间为合成橡胶改性酚醛树脂粘接剂,胶层厚万毫米左右,该胶层 与硼一环氧共固化。如 图招中一所示,钦杆为锥形件。杆上的硼一环氧共分成层,方向为。“,各层成阶梯状重叠排列,阶距毫米。了凯芙拉一环氧凯芙 拉一环氧主要 用于航天飞机上个球形压力容器的金属衬里增强 包皮。用于氧瓶的金属衬里为招,用于氮、氦度毫米。一硼一铝硼一铝用于中部机身的骨架和肋条析架支杆、骨架稳定拉杆和前部机身的鼻锥段起落架、阻力拉杆撑杆等。一“。在第一批三个轨道器上,每一个均已安装了衫根这样的衍架管。该管由通 用动力公司康维尔宇航分公司负责研制,曾进行了材料和结构的各种试验和分析。硼一铝管的设计和分析数据列 于 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/表。用于中部机身上的重负荷、以模量为临界值的长支杆,不仅性能超过了所有特性要求,且比原设计铝挤压件节省重量朽公斤约。其中,最长的管子长达米,直径,毫米,重量,刀公斤,最大镶计载荷为吨。表硼一铝管设 计数据性能数据拉伸模量“公斤 毫米“剪切模量口“公斤 毫米泊松比管壁应力,拉伸、压缩最大许用应力公斤毫米粘接接头应力,拉伸、压缩最大许用应力公斤毫米么最大管径一厚度比最大长度一半径比。万,口。了这种管 子 由硼纤维增 强的一铝合金板料制成,板料被加固成多层管,最多可达层。硼纤维直径毫米,钨芯,不涂复,提供形式为单层、扩散连接板或带,宽毫米,长,米,厚一毫米,纤维计数士厘米。硼纤维含量为士体积。劝体积、单 向增强硼一铝板的典型性能列于表。在管子研制过程中,进行 了选材可行性论证,试 验结果如下弯折试验临界长度细长比上限为左右。强度试验拉伸强度一”口公斤毫米“,压缩强度了一招 扔 公斤毫米,设计最大连接 强度公斤毫米“。所试验个管子中,仅一个为粘接破坏,其余皆为拉裂拉伸状态和接头表面断裂压缩状态。疲劳试 验在室 温和二一极限载荷招公斤毫米“下管子均成功地经过了次循环在和一”之间经过了次循环。缺口效应试验所有深缺口管子在拉伸和压缩试验中,均 在管壁最大静强度许用应 力以上破坏。经过次疲劳循环的同种管子也在静态试验中破坏。尽管破坏发生在接近最天载荷处,但管子强度还是低到足以表明不应允许有粗大的表面 缺口型缺 陷存在。腐蚀试验涂有环氧底漆的两个管子在印。小时盐雾喷射后几乎观察不到腐蚀迹象。值得注意的是,在环氧底漆下涂有一层表面处理剂。经过腐蚀完全暴露 出宽阔环形纤维带的管子,在静态和疲劳试验中表现出很高的强度,表明外部铝表面的损坏并不影响管子的完整性,但对暴露的纤维仍应涂漆防止腐蚀损坏。上述各种试 验证 明,硼一铝复合材料管是颇能耐损伤的,且在所要求限度内不受热循环影响。静态 拉压试验表明,破坏载荷为最大设计载荷的一了倍,且经疲劳循环后破坏的载荷表明对强度没有影响。应 该注意的是,管子表面不应存在较大缺口型缺陷。1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/表单 向强翻一铝板典型宣沮性熊肠行的“才乍“了百甘拉伸强度公斤 毫米“拉伸模量“公斤毫米泊松比压缩强度公斤 毫米“压缩模量欠“公斤 毫米“剪切 强度公斤 毫米“剪切模量口公斤毫米名支承强度奉公斤毫米“突出部位处的疲劳强度公斤毫米。吕。了夕,在和公斤毫米“下的蠕变总应变平均为每功。小时写甘过热 膨胀系数一一一一了了。了大卡公斤克厘米“。一 一热度比密巡皇一,“口该公司所研究的专利制管加工方法如图所示,其工艺流程简介如下,厂一了甚岛尸内抽真空 管捍接环金挥越子歹一丫接焊接内部心轴扣外邵套管裂黔门。髓 箕鱼一片饮短二二几一一一刀图夕硼一铝管制造工 艺过程扩散 廷 接端部接 头二健更二二二卫抽真空、加热、密封曝二一一习抓加工除去斗 部 套管大部 分扁傲冻去心轴和 套营利 东 部分暄芍崔草一自一丁了、挥接 端部接 失、钻扎、抹层 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/将硼一铝加强带平铺、切边,形成梯形带,从而可以在一个退火中碳钢薄壁内部心轴上滚制 成螺形带,在端部安装上一一钦合 金端部套管,并将该组件插入一个内表面经机加工 的钢制厚壁外部套管 内,采 用端部焊接环将组件密封,然后再焊上抽真空管,进行氦氮泄漏试验,抽空、加热排出污染物在和”公斤厘米的高 温高压下,在长米、直径米的热压罐中进行扩散连接,由于此时薄壁内部心轴呈塑性,从而把所加载荷传给硼纤维带和接近熔化状态的铝基体,并因而使复合材料本身之间和与端部套管 钦合金之间均达到扩散连接,组件出罐后,再将外部套管机加工至与内部心轴大约同样厚度,然后将组件浸入硝 酸溶液,使 内部心 轴和外部套管均被溶蚀掉,所余即成品硼一铝管,对管子和端部套管进行超声检验,然后用电子束焊把一一。钦合金端部配件焊到套管 上,并 对接头进 行光检验在管 子内、外表上依次涂加表面处理剂和具有环氧底漆的涂层。目前,这种硼一铝析架管已大量制造,并成功地用于轨道器结构上。此外,为了进一步研究硼一铝材料的广泛应用可能性,该公司还 曾设计、研制和试验了可用于航天飞机结构 的刚性腹板“。该结构 由士。的热处理硼一铝材料制造,经试验,腹板性能 超过设计要求,且分别比全 铝和全钦结构节省重量介和。该公司认为,硼一铝材料的性 能与一般金属材料不相上下,在要求高特性、高可靠性的宇航结构上,可以考虑选用这种材料。石墨一聚酞亚胺目前,对于聚酞亚胺为基体的复合材料如石墨一聚酞亚胺开展了研究工作,拟用于轨道器升降 副翼、垂直 尾翼、机身襟翼等结构以取代铝结构,如此可以提高结构使用温度,从而降低外部热防护材料的厚度和重量,同时,这些材料的应用也将降低结构重量。石墨一聚酞亚胺的最大使用温度为,而石墨一环氧为,铝结构在轨道上的使用温度也是。其重量节省情况列于表。表复合材料机皿结构重节省比较数据重量降公斤低一部件名 称原重量公斤石墨一环 氧石墨一聚酸亚 胺了除了上述机翼结构可应 用石墨一聚酞亚胺等材料外,目前还已对下列各部件进 行了复合材料应用研究和试验主起落架门和鼻锥段起落架门,鼻锥起落架支撑结构,可拆卸的顶棚面板电子设备前、后支架翼梁承载帽形构件翼套整流罩中部机身线路板 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House.All rights reserved.http:/可焊合金展望陈长治费福贵石劫敏前任了口半个世 纪以来,由于航空、火箭和宇航事业的发展,有不少铝合金系列已先后进入了它 的黄金 时代。然而,可焊合金却是近廿年来才得到大力开发和广泛应用的。因此,从这种意义上讲,它还是一个年轻的合金系列。之所以这样,主要是该合金系的应力腐蚀 问题没有得到及 时的解决。合金应力腐蚀研究工作主要 是 二次世界大战之后才开展起来的,特别是近廿年围绕这一问题进行了大量的工作,取得了重天进展,终于使得应力腐蚀问题得到了相应的解决,奠定了这类合金以工业规模生产和应用 的 基础。迄今,可焊合金 的 研究工作依然方兴未艾,在世界上各发 达国家和地区,如北美、西欧和 日本等一直都 十分重视,正在大力组织开发和推广 应用。在日本,年才注肠的好合金,仅住友轻工一家,年产挤压材就高达吨之多。六十年代以来,这类合金的应用范围愈来愈广,并且七十年代还在大型运载火箭上被选作贮箱结构材料“一“。国外生产和使用的经验证明,不论从使用价值还是从经济观点看,都 是 令 人 满意的。由此看来,可焊合金在民用和国防工业中,都有希望发展成十分有用的材料,值得大力开发、生产和推广应 用。合金的特征和应用在本合金系 中,国外的典型牌号有、,、,、和等见表国内有夕,和一。合金的强度约在一必公斤毫米之间,大部分在公斤毫米“左右。它们具有优越 的低温性能、相当高的比强度、良 好的可焊鼻锥段反作用控制 系统舱。此外,波音宇航公司 曾为兰利研究中心研制过拟 用于航天飞机的纤 维复合材料增 强的金属机身骨 架结构及其制造加工方法“、“。据 理论研究表明,复合材料增 强 金属结构设计可节省重量。在结构元件上的试验表 明硼一环氧增强铝材料符合轨道器静载荷和循环载荷设计条件,使用 温度可达硼一环氧增 强钦材料也符合上 述要求,使用 温度可达刃硼一聚酸亚胺增 强钦材料在室 温和下获得一点成绩,但仍需进一步开展研究。增强零件和缩比模型骨架也成功地试制出来,从而显示出用于复杂 的轨道器骨 架的可行性。综上所述,复合材料在航天飞机轨道器上得到了相 当程度 的应用。而且,从航天飞机研制 的发展趋势来看,特别是在未来的全重复使用航天飞机上,将会有更多的现用金属结构材料为复合材 料所代 替。上述石墨一聚酞亚胺材料就在节省重量方面具有巨大潜力,是用于航天飞机以及其它再入飞行器的颇有前途的结构材料。