先进 CFRP 模块减轻火箭重量，提升发射效率

“雄心勃勃”或许还是低估了航天业降低空间运输成本的目标。例证：美国国家航空航天局（NASA，华盛顿特区）报告其目标之一是将有效载荷入地球轨道成本从如今 $10,000/磅在 25 年内降至百美元/磅、40 年内降至十美元/磅。跨大西洋目标也宏大：欧洲空间局（ESA，法国巴黎）如称 Ariane 6 火箭意图匹配或击败 SpaceX（美国加州霍桑）Falcon 9 的有效载荷公斤成本，估计地球同步转移轨道（多数卫星驻留）<$7,500/kg，近地轨道 <$3,000/kg。

毫不意外，火箭结构轻量化被众多航天组织追求，复合材料在其中大显身手。成功初始取决于在符合基准金属部件既定标准（含零件几何和热力学性能）前提下找到轻量化途径。

慕尼黑工业大学（TUM，德国慕尼黑）碳复材教席欣然超越早期预估的科研火箭科学载荷模块 30% 减重可能。首个此类碳纤维增强聚合物（CFRP）模块，由 TUM 在大学生火箭实验（REXUS）计划下设计制造，实现超 40% 减重，碳复材教席研究助理 Ralf Engelhardt 报道。此减重为任务带来多种成本节约选项：更重载荷、更高远地点或更少燃料消耗。

在边界条件下设计

TUM 火箭模块是 REXUS 科研火箭一节，由德国航空航天中心（DLR，德国科隆）、瑞典国家航天局（SNSA，瑞典斯德哥尔摩）和 ESA 资助，资助欧洲高校项目。REXUS 火箭每年发射两次，支持亚轨道飞行中大学实验。飞行高度 80-100 km，最大垂直速度约 1,200 m/s，最大加速度约 20G。科学载荷模块基线结构为铝，外径 356 mm，长 300 mm。TUM CFRP 模块为 REXUS 任务 23 设计，当前预期发射日期 2019 年初。

REXUS 计划通常支持科学载荷模块内部大学科学项目，但 TUM 项目独特之处在于实验主体是复合模块本身——其设计、制造、性能和飞行资格认证。“我们主要目标是用 CFRP 替代铝，非典型任务，”Engelhardt 强调。

模块含圆柱 CFRP 壳体——直径 356 mm、长 300 mm 同原版铝件——和两个热塑性复材径向-轴向（radax）载荷输入环，一公一母，提供螺栓连接相邻模块。CFRP 设计满足特定几何和热力学性能要求，因模块必须按火箭其余部分一致标准执行。因此模块几何预定义，含匹配铝版壁厚要求。模块也须达铝版同等刚度。最不灵活特征是模块载荷输入环的几何和力学性质，须保持相对连接模块的位置和完整性。

TUM 模块用碳纤维/聚醚醚酮（PEEK）材料，选因其高力学热性能，及比强度和比刚度超铝。最终组装中，软木层胶粘结合到壳体提供热绝缘。除预期 30% 减重，TUM 也追求高效制造法。初始设计含制造概念：radax 环从长纤热塑性（LFT）颗粒压制成型、脱模准备集成；然后全模块用热塑性自动铺丝原位固结（TP-AFP）铺层。

当然，模块自身作为主要“实验”，TUM 有机会装载二级实验所需设备进模块内部。团队选用嵌入式光纤传感器（FOS）测量复合结构内部温度。Engelhardt 解释选 FOS 而非热电偶，因其细直径和纤维形状极小降低 CFRP 壳体力学性能，且光信号不受火箭遇到的电磁场干扰。四根 FOS——具体为胶囊化光纤布拉格光栅（FBG）传感器——在 TP-AFP 制造中不同位置和深度嵌入层压板，后连接模块内测量系统操作传感器。测量系统收集管理数据提供下行链路至地面站。

两步制造工艺

制造模块，TUM 团队先成型环。Victrex plc（英国兰开夏）PEEK 450CA30 LFT 颗粒（含 2-3 mm 碳纤维）压制成环形模具。压机加热至 390°C，分级压实力（50-200 kN），然后冷却至 100°C 脱模。

壳体用 Teijin（日本东京）Tenax 单向碳纤维/PEEK 预浸带在 AFPT GmbH（德国 Doerth）TP-AFP 设备上制造。TP-AFP 工艺使热塑性带材室温原位固结到 CFRP 载荷输入环上。无需高压釜固结，固结到预制环上免去额外机械紧固件或胶粘剂。Engelhardt 对此两步工艺结果满意。“这是新组合，”他注记。“用热塑性带材原位固结总是挑战，但这里我们成功在厚整体环上铺带。”

Engelhardt 对 FOS 集成也满意，这是新技术挑战。TUM 有在纯树脂用 FOS 经验，但无复材层压板和热塑性 AFP 工艺经验。团队攻克挑战并达飞行资格性能。

最后模块含单独隔板，作测量装置安装板。隔板用同模块圆筒碳纤维/PEEK 材料的扁平有机片材热成型成穹顶形状。

从设计到资格认证

为达飞行资格，TUM 推进项目通过完整测试、仿真和评估流程。首在室温和最高服役温度 135°C 下做材料试 coupon 级表征。子组件测试帮助确保环与壳体界面层间剪切性能可接受，及连接火箭模块紧固件拔出强度足够。初测数据为仿真和设计提供输入。

有限元结构分析帮助团队优化层压板铺层。圆筒结果为 34 层对称铺层（0°/±15°/±45°/90°）。制造模块后，TUM 进行全尺寸测试。为满足飞行资格载荷，模块经 0-300 Hz、0.083 g²/Hz 频率级振动测试。也经弯曲测试，在 14 kNm 资格载荷下表现成功。

更多改进在途

REXUS 23 任务原定 2018 年 3 月，因前次 REXUS 任务困难推迟。发射现定 2019 年 2 月底或 3 月初从瑞典基律纳进行。TUM 团队利用额外时间制造第二模块并于去秋测试/认证。新单元中，载荷输入环非压制改由 Elekem Ltd.（英国兰开夏）离心铸造。原料相同，Engelhardt 称原压制环模块满足所有飞行资格。但新模块将环性能从可接受级推向理想级。“压制工艺仍需优化，”Engelhardt 说，“但极具前景。”

未来目标，Engelhardt 报道，也是 TUM 未来回归压制的原因，是用 AFP 过程废料制造环。“我们将取切割废料和卷料剩余料，粉碎后用那些小碎片压制环，”他解释。因该回收工艺数据经验有限，TUM 无法在任务 23 时间预算限制内实施。希望为近未来太空飞行构建并认证回收料制环。

任务完成后，TUM 将用 FOS 数据开发飞行中模块热载荷更详细图景。此知识可导致材料选择、模块设计和尺寸修改。“热仿真基于前次测量执行，但我们即将有实测数据，”Engelhardt 指出。“可能发现不需要 PEEK 143°C 玻璃化转变温度（T_g），”他举例。“更低 T_g 意味着可能用更便宜聚合物。”

更便宜聚合物和回收材料使用都将助力航天业总体目标——将空间运输成本降低数个数量级。但 TUM REXUS 努力无疑最大贡献是已达成的 40% 减重。