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内容简介：

CMC热保护系统，未来可重复使用的运载火箭摘要：验性再入实验模型在发展正在欧洲发展,目的在于增加技术快速反应水平（TRL）的技术适用于未来可重复使用的运载器。这其中有Pre-X程序，目前由法国国家空间研究中心，法国航天局发起，即将进入开发B阶段，包括IXV，未来的发射准备程序由欧空局负责的。这类车辆所需的主要技术之一-热防护系统（TPS），特别是陶瓷基复合材料（CMC）为基础的迎风TPS。为了达到这一目标，在法国空间研究中心的承包下，2003年初，SPS发起活动名为“通用卵石”技术活动，以更完整的进行瓦的通用设计的测试活动，为实验性再入实验模型在欧洲的决定做好准备。这项活动的时间安排包括：设计，制作两种C/SiC面板，有限元模型的设计计算，测试从面板中萃取的技术样品，面板的机械压力，和附件系统的完整研究。额外的测试正在绝缘密封附件设备的环境下进行，冷加工的代表部分，为了进一步的评估其在相关环境下的表现。这份论文将介绍这项活动自2006年这些模态特性，动态，声学以及热和热机械测试上的预测和预备。1面板的作用在2001-2002年pre-x实验的准备过程中，法国斯奈克玛固体火箭推进器，负责pre-x迎风侧高热再入面积，建议使用供TPS的c/sic纤维木瓦的设计。通用瓦的大量使用已经引起了特别的注意。为降低风险，名为“通用瓦”的准备程序由CNES确立，它根据设计大量瓦元素的设计，制造和测试确定。这些撑血的主要目的是证明这项改进技术对所有c/sic瓦元素的适用性，以及在适应性再入运载器在迎风侧上使用的远见。为了支持这项证明，进行了以下一些实验项目：（1）瓦和附件的设计，（2）设计的分析确认，（3）完整大的瓦的制造，（4）c/sic面板特性的技术实验，（5）c/sic面板的振动和压力测试，（6）热量测试，（7）热机械测试。 图1 图2 2 瓦的概念说明这一概念也被称为“挂牌”分为两个集合的元素:（1）具有机械功能(机械外壳、紧固件及支架)（2）具有散热功能(内部绝缘层、密封和绝缘垫圈)。如图1所示：这是机械外壳所需的非常具有机械效率的材料，能够使用在温度非常高的环境下。但它的热导率特性并不是最重要的。这是内部绝缘和密封，不需要高的机械性能，可以由质量小、灵活,和高性能绝缘材料组成。附件系统的面板到机身结构必须能够抵抗相对较高的温度, 使热膨胀的面板, 和传递出平面机械载荷之间的面板和冷却结构。3、主瓦的要求面板是制造相同的一般要求，相同的C/SiC材料和同一进程的可预见的pre x迎风面瓦同样需要。因此，这种需求是从Pre-X TPS系统中派生出来，并从这个中总结出来。（1） 尺寸的面板不小于一个为800400平方毫米的等效气动表面（2） 能够有能力证明制造一个最小角为15度的非矩形传感模式作为是必要的，在空气动力流之间的线条和边缘的带状瓦。在图2中给出了近似几何（3） 区域目标质量为15Kg平方米，面板本身重量应该小于2.3公斤。（4） 当固定在一个代表一个刚性结构，迎风面能够经受最严重的热通量和机械载荷。可参考热通量如图3所示（5） 进化的通量在通用的瓦面派生的比例参考通量。这种进化如图4所示。在这个通量之下，这种结构应该保持在低于150度的环境下。 图3 图4机械加载指定面板:（1）覆状瓦的元素在返回大气层是的内外压力差为100 mbar到-100 mbar.（2）面板平面10 g的加速度和5 g正常飞机的面板是一样的。（3）15 g的动态载荷做静态加速度在面板平面犹如正常飞机表面10g的加速度。声频谱源自阿丽亚娜5（4）飞行负载,如采用热力负荷和变形的冷结构4、面板设计为了达到上述要求和考虑到制造过程，设计平面如图5和图6已经确定的加强筋需要考虑三个简单的机械的公式。然而，本需要建立九个附着点通过采用有限元热机械分析可以获得。此外，已经考虑到两个相邻的面板之间的接口设计。（1）步骤和间隙的减少，特别是由于相对热机械位移（2）允许集成从外部访问的能力和拆卸这导致了一个两瓦的概念设计，可以参考图7最后，为了增加尽可能多的制造工艺验证，设计已经取得了进展。这就是为什么制造的面板的皮肤由两个单独的纺织部分缝合在一起。为这个特定的面板的大小，这是没有必要的，但较大的部件是需要这些的，这或许很有趣。此外，两个纺织链接技术被用于组装加强筋皮肤：编织和缝合。 图5 图6图75。附件系统设计为了将面板附加到车辆结构，一种灵活附件系统已被设计。这系统能够履行下列职能：（1） 机械性安装面板到该结构上（2） 使扩张面板之间的差异结构灵活的对接。（3） 通过足够的刚度，防止大的外模线变形。（4） 参与热保护的结构（5） 在不看见的情况系，通过一个小孔安装和拆卸而又不丢失零件。（6） 从面板的结构传递载荷。为了满足这些需求，用对峙的解决方案提供了两个轴的灵活性特点的问题。然后，这对峙机械地固定到结构，同时尽量减少传热。这意味着需要热垫圈部件。由于温度。零件扩大不同时，弹性垫圈允许保持正确的拧紧。为了符合与辅助功能的需求，即使没有能见度，所有的垫圈是一个系统，固定到其中一个零（面板或对峙和结构）在装配前已经被设计好。将所得配置显示在图8.6。面板组件制造两个面板在上述设计的基础上制造。一个被切断，在特定的地方进行测试，验证这些特殊性，和进一步完善设计的瓦。第二个保持完整并是目前用于测试。该制造过程说明如下。开始生产制造的碳纤维碳前体增强执行。这执行根据上一层的多层机织物。可组装，编织，导致在一个自加筋板。这些面板的成型上的碳纤维/环氧树脂复合材料模塑的承受至少为所需要的温度进行硬化过程。这允许减少热模具和零件之间的膨胀系数不匹配，可以出现金属模具。这也使增加其低重量的使用的容易性。然后，由液体的路由将预成型体硬化。讲CVI致密化添加到碳化硅基中，在一个简单的石墨框架持有的部分。粉碎后，内缘翻边加工和钻孔的孔，在SiC CVI致密化过程中被再次执行。如果有必要，也可以将添加的氧化保护涂层（图9）红外无损检测技术应用于检测任何潜在的缺陷。如图10所示除了在局部缺乏的预成型体的密实，没有遇到缺陷。虽然略显不足，整体密度的部分是正确的预期。图8 图9压实效率的改进模具和较高的整体密度将实施在未来的生产。采购的附件系统，基于设计这里提出上述。绝缘为市售现成的壳二氧化硅/氧化铝。该在面板周围的密封件的基础上填充到二氧化硅/氧化铝Nextel的封套内，并且被专门制造的瓦的几何形状。最后，采购各种试验所需的金属支撑结构，为了能够正确的与测试设施接口，和其余的代表真正的冷散热片结构的热测试，和一个比较刚性的动态测试。7。面板的机械试验在面板与其他组件上，一个机械压力测试已经进行了。此测试的目的是验证下单独面板的行为代表性加载。灵活的附件是不是包括但被认为是一个无限刚性的条件。为了考虑到测试的具体的有限元预测已执行的测试和系数为1.3的负载应用程序上被认为是必要的，以具有代表性的航班，飞行机械负载。可以预见校准到50 mbar时，测试应用cability的面板材料，从而作出一个初步的沉降。然后，加载要缓慢，增量上升到130毫巴的压力差在飞行中的100毫巴代表性。它会导致的结论是观察到的气流通过的材料孔隙率在校准过程中，在测试过程中可能达到130毫巴。泄漏的一个重要部分是从局部缺乏压实前讨论。为未来的面板，因此可以减少这种泄漏。然而，正常的材料的总表面也参与泄漏，由于固有的磁导率的材料。此磁导率有助于减少在飞行中的重入压力差，因此，它的值的测量可以帮助评价与当前的设计方面的设计裕度的增加。后人为间拧紧系统与内部增量加载应用程序进行到130毫巴，100毫巴代表性在飞行中的柔性膜（图11）经过测试无故障的面板进行了观察。本地损害被观察到约90毫巴，这是与前阶段进行的测试一致。然而，分析是保守的，相比试过程中的全局行为。测得的位移低于预测的和测得的应变也较低，如图12和13所示 图10 图11 图12 图13例如，预期这将发生在约35毫巴的局部损伤，观察到在90毫巴，和损坏，这是预计在大约107毫巴，并没有出现。此外，测试结果显示分析高估在皮肤和角度的变形，甚至非线性行为的材料范围。检测后的数据进行分析，预期在飞行中的皮肤的最大挠度是不超过3.7毫米的与当前的几何形状，对应于约2的波度。导致面板皮肤的安全边际大于0.86。框架角区域，安全边际是一个保守的做法，将是积极的。只有附件区角的小框架局部显示了一个非常消极的安全边际：确定后，设计活动，将需要额外的