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    F-12/S-2混雜纖維復(fù)合材料殼體承載能力①

    2013-08-31 06:05:00王明鑒盧明章
    固體火箭技術(shù) 2013年1期
    關(guān)鍵詞:軸壓圓筒殼體

    王明鑒,盧明章

    (1.海軍駐西安地區(qū)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)專業(yè)軍事代表室,西安 710025;2.中國人民解放軍91049部隊(duì),青島 266001)

    0 引言

    固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為導(dǎo)彈動(dòng)力系統(tǒng),工作時(shí)既要承受內(nèi)壓作用,又要承受來自全彈的軸壓、軸拉、彎矩、剪力等外載荷[1]。隨著新材料的發(fā)展和固體發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的進(jìn)步,混雜纖維復(fù)合材料在高性能戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)殼體中得到了越來越廣泛的應(yīng)用。針對(duì)載荷具體情況,利用不同纖維所具有的特性,對(duì)殼體進(jìn)行混雜纖維纏繞,以獲得最優(yōu)性能,是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)先進(jìn)、精良的重要途徑。國外已將混雜纖維纏繞技術(shù)用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體設(shè)計(jì),但在國內(nèi)此項(xiàng)工作尚處于起步階段,為推進(jìn)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展,有必要加強(qiáng)混雜纖維纏繞殼體設(shè)計(jì)和工藝的研究。

    目前,在工程研制中采用單一S-2或單一F-12纖維復(fù)合材料,遇到了發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量系數(shù)和承受外載荷能力難以協(xié)調(diào)的矛盾。本文將F-12纖維纏繞殼體的裙外縱向鋪層用抗壓縮性能更好的S-2纖維代替,實(shí)現(xiàn)F-12與S-2纖維的層間混雜,以達(dá)到既提高外載荷承載能力,又滿足殼體質(zhì)量系數(shù)要求的目的。為此,分別制作了F-12纖維、S-2玻璃纖維、F-12/S-2混雜纖維復(fù)合材料圓筒試驗(yàn)件,測(cè)試其抗軸壓性能,選擇設(shè)計(jì)改進(jìn)方案,并對(duì)改進(jìn)殼體進(jìn)行有限元分析和試驗(yàn)驗(yàn)證,以解決工程研制難題。

    1 圓筒試驗(yàn)件制作及軸壓試驗(yàn)

    1.1 圓筒試驗(yàn)件技術(shù)狀態(tài)[2]

    試驗(yàn)件為φ200 mm圓筒,壁厚約5 mm,圓筒長度大于30 mm,圓筒長度對(duì)軸壓臨界應(yīng)力影響可忽略不計(jì)。基體為同一材料4304環(huán)氧樹脂,增強(qiáng)材料分別用F-12纖維、S-2玻璃纖維、F-12/S-2混雜纖維各制作3件圓筒。3個(gè)F-12/4304試驗(yàn)件平均壁厚為5.4 mm,平均質(zhì)量1.6 kg;3個(gè)混雜 F-12/4304、S-2/4304試驗(yàn)件平均壁厚為5.2 mm,平均質(zhì)量2.1 kg;3個(gè)S-2/4304試驗(yàn)件平均壁厚為5.0 mm,平均質(zhì)量2.6 kg。

    1.2 軸壓試驗(yàn)及結(jié)果分析

    用200 t作動(dòng)筒對(duì)9個(gè)試驗(yàn)件進(jìn)行軸壓試驗(yàn),破壞形貌見圖1,軸壓試驗(yàn)結(jié)果見表1。

    圖1 試驗(yàn)件破壞形貌Fig.1 Photo of the cylinder sample

    表1 軸壓試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Results of axial compression test

    分析試驗(yàn)結(jié)果可得:

    (1)S-2玻璃纖維與F-12有機(jī)纖維進(jìn)行層間混雜,混雜結(jié)構(gòu)件的質(zhì)量及壓縮強(qiáng)度介于兩者之間;

    (2)將縱向鋪層的F-12纖維材料改為S-2玻璃纖維材料,與F-12/4304材料結(jié)構(gòu)件相比,結(jié)構(gòu)質(zhì)量僅增加了約31%,但抗軸壓能力提高了約121%;

    (3)S-2/4304試驗(yàn)件抗軸壓能力比F-12/4304與S-2/4304混雜試驗(yàn)件高出71%,質(zhì)量也高出24%;

    (4)采用F-12與S-2纖維混雜技術(shù),可有效解決發(fā)動(dòng)機(jī)殼體工程研制中遇到的承外載荷能力與質(zhì)量系數(shù)的矛盾,在殼體質(zhì)量增加較少的前提下,大幅度提高殼體的承外載荷能力。

    2 改進(jìn)方案與試驗(yàn)驗(yàn)證

    2.1 某固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體結(jié)構(gòu)

    某固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)纖維纏繞殼體由金屬裙內(nèi)的縱向、環(huán)向纏繞層、金屬裙外的環(huán)向纏繞層和鋪層、橡膠層及金屬鋁裙組成,其結(jié)構(gòu)示意圖見圖2。

    圖2 殼體結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure of the case

    2.2 改進(jìn)方案[3]

    從圖2可見,軸壓、彎矩等外載荷是通過金屬裙傳遞到復(fù)合材料層。裙內(nèi)纏繞層數(shù)一般較多,基本決定了殼體的內(nèi)壓承載能力。裙外層數(shù)一般較少,是外載荷承載能力的薄弱環(huán)節(jié)。為兼顧殼體滿足總體接口尺寸和質(zhì)量系數(shù)要求,采取如下改進(jìn)方案:

    (1)保持金屬裙結(jié)構(gòu)尺寸不變,裙內(nèi)纏繞層結(jié)構(gòu)和絕熱內(nèi)結(jié)構(gòu)不變,內(nèi)壓承載能力和外形尺寸不受影響;

    (2)將裙外縱向鋪層由F-12/4304改為S-2纖維/4304材料,實(shí)現(xiàn)裙外層間混雜,利用混雜纖維優(yōu)勢(shì),既提高抗壓縮能力,又滿足質(zhì)量系數(shù)要求。

    2.3 外載荷試驗(yàn)

    2.3.1 載荷測(cè)試結(jié)果

    外載荷聯(lián)合加載試驗(yàn)的最大軸壓為3 737 kN,最大彎矩為695 kN·m,加載分級(jí)見表2。

    改進(jìn)前后的殼體按表2參數(shù)進(jìn)行外載荷聯(lián)合加載考核。試驗(yàn)結(jié)果表明,改進(jìn)前殼體在加載到第5級(jí)載荷時(shí)破壞,當(dāng)量軸壓為4 272 kN,未滿足考核要求。改進(jìn)后的復(fù)合材料殼體通過了最大軸壓3 737 kN、最大彎矩695 kN·m的聯(lián)合外載荷考核試驗(yàn),當(dāng)量軸壓為5 127 kN。試驗(yàn)后殼體結(jié)構(gòu)完好,并繼續(xù)通過了1 500 kN的軸拉載荷考核試驗(yàn)和內(nèi)壓爆破試驗(yàn)。

    2.3.2 應(yīng)變測(cè)試結(jié)果

    沿殼體筒段Ⅰ~Ⅳ象限線貼軸向應(yīng)變片。改進(jìn)后殼體在考核級(jí)載荷,即當(dāng)量軸壓5 127 kN下軸向應(yīng)變分布見圖3;改進(jìn)前殼體在第5級(jí)載荷,即當(dāng)量軸壓4 272 kN下III象限軸向應(yīng)變分布見圖4。

    表2 加載分級(jí)要求Table 2 Loading levels

    圖3 改進(jìn)后殼體軸向應(yīng)變分布Fig.3 Axial strain distributing of the improved case

    圖4 改進(jìn)前殼體Ⅲ象限線軸向應(yīng)變分布Fig.4 Axial strain distributing in Ⅲ quadrant of the primary case

    可見,改進(jìn)后殼體在當(dāng)量軸壓5 127 kN下,Ⅲ象限線部位測(cè)得的最大軸向應(yīng)變?yōu)?-1 778.7 με;改進(jìn)前殼體在第5級(jí)載荷,即當(dāng)量軸壓4 272 kN下,Ⅲ象限測(cè)得的最大軸向應(yīng)變?yōu)椋? 643.4 με。二者相比,改進(jìn)后當(dāng)量軸壓增大的情況下,軸向應(yīng)變大幅下降,承載能力大幅度提高。

    3 有限元計(jì)算與結(jié)果分析

    3.1 有限元模型[4-5]

    復(fù)合材料殼體試驗(yàn)件有限元模型見圖5(a)。剛性很大的加載框?qū)崿F(xiàn)兩點(diǎn)加載方式,載荷作用在加載框上,邊界條件如圖5(b)所示。圓柱殼體的軸線沿z向,加載框上端x、y位移為0,加載框下端與前裙端部z向位移相同。后裙端部x、y、z位移為0。

    圖5 殼體試驗(yàn)件有限元模型及邊界條件Fig.5 Finite element model and bound condition of the test case

    復(fù)合材料單元選取的是層合單元,鋪層的厚度方向沿殼體徑向,裙內(nèi)纏繞層為±14°、90°的F-12/4304復(fù)合材料,裙外90°纏繞層為F-12/4304復(fù)合材料,0°纏繞層分別為F-12/4304和S-2/4304復(fù)合材料。內(nèi)外復(fù)合板材料殼層之間的鋁裙與橡膠都作為多層殼的一層。復(fù)合材料單元的層數(shù)、角度、材料屬性等參數(shù)應(yīng)用有限元的實(shí)常數(shù)來賦值。為便于縮短非線性計(jì)算時(shí)間,讓模型的自由度數(shù)盡可能小,同時(shí)滿足計(jì)算精度,劃分的模型節(jié)點(diǎn)數(shù)為2 214,單元數(shù)為21 780。

    3.2 計(jì)算結(jié)果及分析[6]

    為了與原狀態(tài)殼體比較,按照載荷分級(jí)表2加載,并對(duì)改進(jìn)前后裙外0°纏繞層分別按F-12纖維和S-2玻璃纖維進(jìn)行有限元計(jì)算。改進(jìn)前后殼體在第5級(jí)載荷下的位移云圖見圖6。

    圖6 第5級(jí)載荷下等值位移云圖Fig.6 Equivalence displacement nephoqram in 5th level load

    由圖6可知,在第5級(jí)載荷作用下,改進(jìn)后殼體最大位移由改進(jìn)前的2.97×10-3減小為改進(jìn)后的2.10×10-3。表明改進(jìn)方案提高了殼體的承載能力,混雜纖維的優(yōu)勢(shì)得到充分發(fā)揮。

    按照表2在考核載荷下,計(jì)算得到改進(jìn)殼體的軸向應(yīng)力及應(yīng)變見圖7。從改進(jìn)殼體軸向應(yīng)力與應(yīng)變看,在考核載荷下變形協(xié)調(diào)。表明改進(jìn)殼體的承外載荷能力還有很大潛力。

    最大應(yīng)力準(zhǔn)則是指軸向?qū)娱g最大剪切應(yīng)力與最大剪切強(qiáng)度之比。按最大應(yīng)力準(zhǔn)則可計(jì)算出失效值ξ,當(dāng)ξ≥1認(rèn)為結(jié)構(gòu)破壞。改進(jìn)殼體在考核載荷作用下,按最大應(yīng)力準(zhǔn)則計(jì)算的ξ=0.801,如圖8所示,表明混雜纖維復(fù)合材料殼體未達(dá)到破壞狀態(tài)。

    圖7 改進(jìn)后殼體軸向應(yīng)力及軸向應(yīng)變Fig.7 Axial stress and strain of the improved case

    圖8 最大應(yīng)力準(zhǔn)則失效值Fig.8 Invalidation value by most stress rule

    4 結(jié)論

    (1)F-12纖維、S-2玻璃纖維及二者混雜纖維圓筒試驗(yàn)件的靜力試驗(yàn)結(jié)果表明,雖然相應(yīng)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加了,但S-2玻璃纖維制品的軸向壓縮性能大大優(yōu)于F-12纖維制品。利用S-2玻璃纖維的優(yōu)點(diǎn)做縱向鋪層,環(huán)向采用F-12纖維,二者混雜的圓筒制品性結(jié)構(gòu)質(zhì)量僅增加了約31%,但抗軸壓能力提高了約121%。

    (2)有限元計(jì)算分析與殼體試驗(yàn)有很好的一致性,表明所建的有限元數(shù)學(xué)模型是正確的。

    (3)保持原殼體裙內(nèi)纏繞結(jié)構(gòu)、外徑尺寸不變,把鋁裙外側(cè)的纏繞層由單一F-12纖維換成F-12與S-2玻璃纖維混雜材料,有效提高了結(jié)構(gòu)承載能力,解決了工程難題。

    [1]王元有.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)[M].北京:國防工業(yè)出版社,1984.

    [2]王明鑒,何洪慶.混雜纖維復(fù)合材料殼體承外載試驗(yàn)[J].推進(jìn)技術(shù),2005,26(1).

    [3]張志民.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)[M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,1993.

    [4]Zienkiewicz O C,Morgan K.Finite Element and Approximation[M].John Wiley&Sons,Inc.,1983.

    [5]Owen D R J,Hinton E.Finite Elements in Plasticity,Theory and Practice[M].Pineridge Press Limited,1980.

    [6]王明鑒,何洪慶.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)纖維纏繞殼體承載能力研究[J].宇航學(xué)報(bào),2007,28(3).

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