CFRP 模块减轻了火箭设计的重量

当谈到航天工业降低航天运输成本的目标时，“雄心勃勃”可能是一个低调的特征。例如，美国国家大气和航天局（美国国家航空航天局，华盛顿特区）报告说，其目标之一是将有效载荷送入地球轨道的成本从今天的 10,000 美元/磅降低到 25年，40 年内每磅几十美元。在大西洋彼岸，目标也很远大：例如，欧洲航天局（ESA，巴黎，法国）已经表明了其对 Ariane 6 的意图 火箭以匹配或超过 SpaceX（美国加利福尼亚州霍桑）的每公斤有效载荷成本Falcon 9 ，估计地球同步转移轨道（大多数卫星所在的位置）低于 7,500 美元/公斤，低地球轨道低于 3,000 美元/公斤。

因此，许多航天工业组织都在追求火箭结构的轻量化，或者在这些努力中展示了复合材料，这也就不足为奇了。这些追求的成功最初取决于找到实现轻量化目标的方法，同时符合为基准金属部件制定的标准，包括零件几何形状和热机械性能。

令人高兴的是，这些限制并没有阻止慕尼黑工业大学（德国慕尼黑工业大学）碳复合材料主席超过早期估计的研究火箭科学有效载荷模块重量可能减少 30%。事实上，TUM 在大学生火箭实验 (REXUS) 计划下设计和建造的第一个此类碳纤维增强聚合物 (CFRP) 模块实现了超过 40% 的减重，主席研究助理 Ralf Engelhardt 报告说碳复合材料。这种重量减轻为任务带来了许多节省成本的选择：更重的有效载荷、更高的远地点或减少燃料消耗。

在边界条件下设计

TUM 的火箭模块包括 REXUS 研究火箭的一部分，该火箭由德国航空航天中心（德国科隆 DLR）、瑞典国家航天局（SNSA，瑞典斯德哥尔摩）和欧洲航天局资助，并资助欧洲各地的大学项目. REXUS 研究火箭每年发射两次，以便在亚轨道飞行期间进行大学实验。它们飞行的最大高度为80-100公里，最大垂直速度约为1,200 m/s，最大加速度约为20G。科学有效载荷模块的基线结构为铝，外径为 356 毫米，长度为 300 毫米。 TUM CFRP 模块专为 REXUS Mission 23 设计，目前预计发射日期为 2019 年初。

虽然 REXUS 计划通常支持在内部进行的大学科学项目 科学有效载荷模块，TUM 项目的独特之处在于实验的主题是复合模块 本身—— 其设计、制造、性能和飞行资格。 “我们的主要目标是用 CFRP 代替铝，这不是典型的任务，”Engelhardt 强调说。

该模块由一个圆柱形 CFRP 外壳组成 - 直径为 356 毫米，长为 300 毫米，与原来的铝一样 - 和两个热塑性复合径向轴向（radax）载荷输入环，一个公头和一个母头，提供与相邻模块的螺栓连接. CFRP 设计旨在满足特定的几何和热机械性能要求，这是必要的，因为该模块必须按照与火箭其余部分一致的标准运行。因此，模块的几何形状是预先定义的，包括与铝制版本的壁厚相匹配的要求。该模块还必须达到与铝制版本相同的刚度。最不灵活的模块特征是模块负载输入环的几何形状和机械特性，它们必须相对于所连接的模块保持位置和完整性。

TUM 模块由碳纤维/聚醚醚酮 (PEEK) 材料制成，与铝相比，该材料具有较高的机械和热性能，以及更高的比强度和刚度。在最后的组装过程中，软木层被粘合到外壳上以提供隔热。除了预期的 30% 重量减轻之外，TUM 还追求高效的制造方法。最初的设计包括一个制造概念，其中 radax 环由长纤维热塑性 (LFT) 颗粒压制成型，脱模并准备集成；然后使用热塑性自动纤维铺放与原位固结 (TP-AFP) 铺设完整模块。

当然，由于模块本身作为主要的“实验”，TUM 有机会在模块内部加载二次实验所需的设备。该团队选择使用嵌入式光纤传感器 (FOS) 测量复合结构内部的温度。 Engelhardt 解释说，选择 FOS 而不是热电偶是因为它们的细直径和纤维形状导致 CFRP 外壳的机械性能的降低最小，并且因为光信号不容易在火箭遇到的电磁场中受到干扰。四个 FOS——特别是胶囊光纤布拉格光栅 (FBG) 传感器——在 TP-AFP 制造过程中嵌入层压板内的不同位置和深度，然后连接到操作传感器的模块内的测量系统。测量系统收集和管理数据，并提供到地面站的下行链路。

两步制造过程

为了制造模块，TUM 团队首先形成环。 Victrex plc (Lancashire, UK) PEEK 450CA30 LFT 颗粒（包含长度为 2-3 毫米的碳纤维）被压制成型为环形模具。压力机被加热到 390˚C，在增加的力水平 (50-200 kN) 下压实，然后在 100˚C 下冷却和脱模。

外壳由帝人（日本东京）Tenax 单向碳纤维/PEEK 预浸带在 AFPT GmbH（德国 Doerth）的 TP-AFP 设备上制成。 TP-AFP 工艺能够在室温下将热塑性胶带原位固结到 CFRP 载荷输入环上。不需要高压釜固结，并且固结到先前制造的环上无需额外的机械紧固件或粘合剂。 Engelhardt 对这个两步过程的结果感到满意。 “这是一种新的组合，”他指出。 “使用热塑性胶带进行原位固结始终是一个挑战，但在这里，我们成功地将胶带放置在厚的整体环上。”

Engelhardt 还对 FOS 集成感到满意，这是一项新的技术挑战。 TUM 有在纯树脂中使用 FOS 的经验，但没有在复合层压板中使用 FOS，也没有使用热塑性 AFP 工艺。该团队迎接了这一挑战并取得了飞行资格。

最后，该模块包含一个单独的隔板，用作测量设备的安装板。隔板由与模块圆柱体相同的碳纤维/PEEK 材料组成的扁平有机片材热成型为圆顶形状。

设计到资质

为了获得飞行资格，TUM 通过完整的测试、模拟和评估过程推进了该项目。首先，材料在室温和最高使用温度 135˚C 下的试样水平上进行了表征。子组件测试有助于确保环和壳之间界面的层间剪切性能可接受，以及用于连接火箭模块的紧固件具有足够的拉拔强度。来自初始测试的数据为模拟和设计提供了输入。

有限元结构分析帮助团队优化层压板铺层。圆柱体的结果是 34 层对称叠层（0˚/±15˚/±45˚/90˚）。模块制造完成后，TUM 进行了全面测试。为满足飞行资格要求，该模块在 0.083 g ² 的频率水平下进行了 0-300 Hz 的振动测试 /赫兹。还进行了弯曲试验，在14 kNm的合格载荷下表现出良好的性能。

更多改进即将到来

REXUS 23 任务原定于 2018 年 3 月进行，但由于之前 REXUS 任务中的困难而推迟。现在计划于 2019 年 2 月下旬或 3 月初从瑞典基律纳发射。 TUM 团队利用额外的时间在去年秋天构建了第二个模块并对其进行了测试/鉴定。在这个新装置中，该团队没有冲压成型负载输入环，而是由 Elekem Ltd.（英国兰开夏郡）离心铸造这些环。 Engelhardt 说，原材料是相同的，带有压制成型环的原始模块符合所有飞行资格。但新模块将环性能从可接受的水平提高到更接近理想的水平。 “冲压成型工艺仍然需要一些优化，”Engelhardt 说，“但它非常有前途。”

Engelhardt 报告说，未来的目标以及 TUM 将在未来恢复压制成型的原因是，用 AFP 工艺中的废料制造环。 “我们将把剪下来的材料和留在卷上的材料切碎，然后用这些小块压制成型环，”他解释说。由于与此回收过程相关的数据和经验有限，TUM 无法在其 Mission 23 工作的时间和预算限制内实施。希望是为近期的太空飞行制造和验证由回收材料制成的戒指。

任务完成后，TUM 将使用 FOS 数据绘制飞行期间模块热负载的更详细图片。这些知识可能会导致材料选择以及模块设计和尺寸的修改。 “热模拟是根据之前的测量结果进行的，但我们很快就会有实际数据，”恩格尔哈特指出。 “我们可能会发现，PEEK 的玻璃化转变温度 (Tg) 不必达到 143˚C，”他解释说。 “较低的 Tg 意味着我们可能会使用更便宜的聚合物。”

更便宜的聚合物和回收材料的使用都将有助于航天工业将太空运输成本降低几个数量级的总体目标。但TUM的REXUS努力最大的贡献无疑是已经实现了40%的减重。