月球著陸器太陽翼基板強度試驗研究

劉少鋒 商紅軍 楊巧龍 任守志 梁東平

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

月球著陸器太陽翼基板強度試驗研究

劉少鋒 商紅軍 楊巧龍 任守志 梁東平

(北京空間飛行器總體設(shè)計部，北京 100094)

月球著陸器在月面進行高溫工況著陸時，已展開的太陽翼須承受著陸沖擊載荷，若基板損壞，則電能供給將減少或喪失，影響探測任務(wù)的順利進行。為了對高溫著陸工況下太陽翼基板的強度進行驗證，文章提出將著陸沖擊載荷轉(zhuǎn)換為靜態(tài)載荷，用高溫靜力試驗對基板強度進行等效驗證的方案。該方案基于著陸沖擊力學分析結(jié)果和著陸過程溫度預(yù)示結(jié)果，在高溫下將沖擊載荷等效為靜態(tài)載荷施加在基板試驗件上，完成強度驗證。利用月球著陸器太陽翼基板對方案進行驗證，結(jié)果表明：該方案可以獲得在給定溫度下基板能夠承受的最大載荷，以及在給定載荷下基板能夠承受的最高溫度，因此方案合理可行，可用于太陽翼基板的強度驗證。

月球著陸器；高溫著陸工況；太陽翼基板；著陸沖擊；強度驗證

1 引言

太陽翼是空間探測器一次電源的重要組成部分[1]，在探測器全生命周期內(nèi)為各設(shè)備提供電能。一般情況，太陽翼僅要承受發(fā)射段載荷，入軌后展開鎖定。但是，探測器在目標天體表面進行著陸時，已展開的太陽翼還要承受著陸過程中的沖擊載荷。這個過程有可能發(fā)生在高溫工況下，如某月球著陸器太陽翼要承受在月面105 ℃高溫工況下的著陸沖擊載荷。目前，探測器太陽翼一般采用剛性太陽翼，太陽翼基板為碳纖維復合材料網(wǎng)格面板和鋁蜂窩芯子的夾層結(jié)構(gòu)[2]，強度性能受溫度影響很大[3-4]，是高溫著陸沖擊過程中最薄弱的組件，如果在著陸時損壞，將導致探測器電能供給部分或全部喪失。因此，進行高溫著陸工況下太陽翼基板強度驗證研究，確?；鍙姸仍６葷M足要求，具有十分重要的意義。

國內(nèi)外針對復合材料及其組分的力學性能開展了大量研究[5-10]，包括材料的強度、模量、斷裂韌性及疲勞性能等，但是關(guān)于太陽翼高溫著陸沖擊試驗以及基板高溫靜力試驗的研究較少。此外，針對復合材料及其組分的研究數(shù)據(jù)較分散，而且都是基于基體材料或者單層纖維鋪層試驗件進行的，由于纖維種類、纏繞工藝、基體材料等差異對復合材料力學性能影響很大[11]，因此不能直接用于太陽翼基板高溫下的強度校核。為此，本文提出將著陸沖擊載荷轉(zhuǎn)換為靜態(tài)載荷，采用高溫靜力試驗對高溫著陸工況太陽翼基板強度進行等效驗證的方案，可以直接對著陸工況下基板的強度進行驗證，從而確?；宀粫谔綔y器著陸時發(fā)生損壞，為探測任務(wù)順利進行提供電源保障。

本文首先對試驗驗證方案進行介紹；然后根據(jù)著陸沖擊力學分析結(jié)果、溫度預(yù)示結(jié)果，并結(jié)合現(xiàn)有試驗設(shè)備對太陽翼試驗件選取進行分析，確定試驗件固定方式、邊界條件和載荷施加方案，制定試驗流程；最后完成試驗驗證，并對試驗結(jié)果進行分析。該方案適用于目前常用的剛性太陽翼基板，可為具有類似工況的太陽翼設(shè)計提供參考。

2 基板強度驗證方案

常溫工況下，太陽翼基板的強度可以通過著陸沖擊力學分析進行校核，并通過含太陽翼的著陸器常溫著陸沖擊試驗進行驗證。高溫工況則不同，目前國內(nèi)對于復合材料在溫度場中的著陸沖擊分析方法尚不成熟；此外，若進行太陽翼高溫工況著陸沖擊試驗，試驗系統(tǒng)將十分復雜，國內(nèi)尚不具備試驗條件，無法直接通過高溫著陸沖擊試驗對基板的強度進行驗證。

常溫工況下著陸沖擊力學分析技術(shù)成熟，可以得到著陸過程中基板要承受的載荷(力和彎矩)，在高溫下將該載荷施加到基板上，把沖擊載荷轉(zhuǎn)換為靜態(tài)載荷，從而將高溫著陸沖擊試驗轉(zhuǎn)換為高溫靜力試驗對基板強度進行驗證。由于整塊基板的尺寸較大，受到試驗設(shè)備限制，不能將基板整體做為試驗件。基板結(jié)構(gòu)具有特殊性，網(wǎng)格面板的不同區(qū)域碳纖維鋪層不同，而且在著陸過程中不同區(qū)域受到的載荷、溫度也不同，因此可以結(jié)合著陸沖擊力學分析結(jié)果和著陸過程溫度預(yù)示結(jié)果選取基板上強度裕度最低、溫度最高的區(qū)域進行驗證，若所選區(qū)域在高溫著陸時強度滿足要求，則整塊基板強度就滿足要求?；诖?，本文提出采用高溫靜力試驗代替高溫著陸沖擊試驗對基板強度進行等效驗證的方案(見圖1)，試驗在高溫試驗箱中的加載設(shè)備上進行。

圖1 驗證方案流程Fig.1 Flow chart of verification scheme

具體驗證方案為：①進行太陽翼常溫著陸沖擊力學分析，根據(jù)分析結(jié)果選取著陸過程中基板強度裕度最低的區(qū)域，結(jié)合著陸過程預(yù)示溫度、高溫試驗箱尺寸，確定局部試驗件的大小，并提取局部試驗件受到的載荷；②建立局部試驗件的力學分析模型，設(shè)置邊界條件，施加按照常溫著陸沖擊力學分析結(jié)果提取出的載荷(力和彎矩)，將試驗件力學分析結(jié)果的彎矩云圖與整翼著陸沖擊力學分析結(jié)果的彎矩云圖進行比較，若不一致，則要修改局部試驗件的邊界條件，進行迭代分析；③由于加載設(shè)備只能單向加載，因此要結(jié)合加載設(shè)備的具體情況，借助加載工裝對局部試驗件的加載載荷進行轉(zhuǎn)換，使單向加載力對試驗件的作用效果與著陸沖擊力學分析中提取出的載荷作用效果相同；④進行試驗件和工裝加工，完成試驗系統(tǒng)調(diào)試和試驗驗證，并對試驗結(jié)果進行分析。

3 驗證方案實施及結(jié)果分析

3.1 月球著陸器太陽翼簡介

月球著陸器太陽翼包括電池電路部分和機械部分，機械部分主要由基板、鉸鏈、驅(qū)動組件、壓緊釋放機構(gòu)等組成，在月面著陸時太陽翼處于展開狀態(tài)，展開狀態(tài)構(gòu)型見圖2。

太陽翼基板為典型的剛性基板，采用碳纖維復合材料網(wǎng)格面板和鋁蜂窩芯子的夾層結(jié)構(gòu)。面板為碳纖維/環(huán)氧樹脂復合材料，鋁蜂窩和碳纖維網(wǎng)格面板之間通過膠膜連接，基板組成見圖3。

圖2 太陽翼展開狀態(tài)構(gòu)型Fig.2 Deployed configuration of solar wing

圖3 太陽翼基板組成Fig.3 Composition of solar wing substrate

3.2 試驗件選取

建立著陸沖擊力學分析模型，根據(jù)鑒定級著陸條件(X向為18gn，Y向和Z向均為6gn，坐標系見圖4)進行常溫工況分析[12-18]。結(jié)果表明：著陸時太陽翼內(nèi)板板間鉸鏈安裝處承受載荷工況最惡劣、裕度最低，且溫度預(yù)示著陸器著陸過程中該區(qū)域溫度最高，因此選取著陸器內(nèi)板板間鉸鏈安裝區(qū)域作為強度試驗考核對象。綜合考慮試驗件、試驗設(shè)備和工裝等因素，可以選取的試驗件尺寸為700 mm×430 mm，選取內(nèi)板角部區(qū)域作為試驗件，見圖4中陰影部分。

圖4 試驗件在內(nèi)板上的位置Fig.4 Position of test specimen on inner panel

3.3 加載方案

3.3.1 載荷確定

根據(jù)常溫著陸沖擊力學分析結(jié)果，著陸時板間鉸鏈處載荷鑒定級為：X向力-528 N；Z向力-177 N；繞Y軸彎矩88.3 N·m，最大彎矩(單位寬度)云圖見圖5。

圖5 內(nèi)板最大彎矩云圖Fig.5 Max bending moment nephogram of inner panel

3.3.2 邊界條件確定

建立試驗件分析模型，設(shè)置邊界條件并將上述力和彎矩載荷同時施加到試驗件進行力學分析。經(jīng)比對，試驗件-X向、-Y向兩邊進行固支、其余兩邊為自由狀態(tài)時得到的試驗件鉸鏈安裝處最大彎矩云圖，與整翼著陸沖擊最大彎矩云圖吻合良好(見圖6)，因此，按照該邊界條件固定試驗件并加載，能夠反映著陸沖擊時鉸鏈安裝處基板的承受載荷情況。

圖6 等效試驗件最大彎矩云圖Fig.6 Max bending moment nephogram of equivalent test specimen

3.3.3 加載方案

由于等效試驗件承受的載荷包括2個正交力和1個彎矩，而目前的高溫試驗箱只能通過試驗機加載柱施加單向力，因此要將單向力進行等效轉(zhuǎn)換。結(jié)合高溫試驗箱箱體尺寸和載荷條件進行分析，將試驗件傾斜18.5°安裝，通過158 mm長的加載桿進行加載，加載力F=559 N。經(jīng)計算，繞Y軸的彎矩MY=559 N×0.158 m≈88.32 N·m，沿基板方向的力FX=-559 N×cos18.5°≈-530.11 N，垂直基板方向的力FZ=-559 N×sin18.5°≈-177.37 N，與著陸沖擊載荷基本相當。加載示意圖及加載模型見圖7。

圖7 加載示意及加載模型Fig.7 Loading sketch and loading model

3.4 試驗實施

共投產(chǎn)2件試驗件：考核試驗件1在鑒定級載荷下能夠承受的最高溫度，加載載荷為559 N(鑒定級)，溫度從20 ℃開始上升，直至試驗件破壞；考核試驗件2在鑒定級溫度下能夠承受的最大載荷，溫度工況為120 ℃(鑒定級)，載荷逐步增加直至試驗件破壞。試驗件和工裝生產(chǎn)完畢后進行試驗系統(tǒng)的組裝調(diào)試，再完成試驗驗證。試驗件在高溫試驗箱中加載狀態(tài)見圖8。

圖8 試驗件加載狀態(tài)Fig.8 Loading state of test specimen

3.5 試驗結(jié)果分析

3.5.1 試驗件破壞形式

試驗過程中，隨著載荷增加，基板板間鉸鏈安裝處出現(xiàn)較明顯的變形，同時加載曲線出現(xiàn)明顯掉載，且加載點位移一直增大，判斷試驗件已被破壞。

試驗完成后將加載工裝拆卸，檢查發(fā)現(xiàn)板間鉸鏈安裝埋塊處出現(xiàn)明顯變形，且面板與鋁蜂窩芯子之間出現(xiàn)脫膠。2件試驗件破壞形式一致，破壞后照片見圖9。

圖9 試驗件破壞后照片F(xiàn)ig.9 Photo of test specimen after failure

3.5.2 基板強度分析

試驗過程的加載曲線見圖10～12，可以從加載曲線直接得出試驗件的破壞載荷，在鑒定級載荷(559 N)條件下基板能承受150 ℃以上的溫度，高于鑒定級溫度30 ℃；在鑒定級120 ℃溫度條件下，基板能承受1358 N的載荷，為鑒定級載荷的2.43倍，試驗結(jié)果匯總見表1。

圖10 試驗件1在150 ℃工況下加載及卸載曲線Fig.10 Loading and unloading curves of test specimen 1 under 150℃ condition

圖11 試驗件1在160 ℃工況下加載曲線Fig.11 Loading curve of test specimen 1 under 160℃ condition

圖12 試驗件2在120 ℃工況下加載曲線Fig.12 Loading curve of test specimen 2 under 120℃ condition

試驗件編號溫度/℃加載力/N是否破壞備注1150559未破壞160525破壞 在鑒定級載荷條件下,有30℃以上溫度余量21201358破壞 在鑒定級溫度條件下,能夠承受載荷為鑒定級載荷的2.43倍

經(jīng)過以上實例驗證，本文提出的采用高溫靜力試驗對高溫著陸工況太陽翼基板強度進行等效驗證的方案流程清晰、合理可行，并且可以通過一套試驗設(shè)備獲得在給定溫度下基板能夠承受的最大載荷和在給定載荷下基板能夠承受的最高溫度，對力學載荷和溫度載荷同步驗證。

4 結(jié)束語

本文結(jié)合月球著陸器太陽翼的工程實際需求，提出了高溫著陸工況下太陽翼基板強度驗證方案，并在太陽翼研制過程中驗證了方案的合理可行。該方案能夠獲得在鑒定級溫度工況下基板可承受的最大載荷，以及在鑒定級載荷工況下基板可承受的最高溫度，直接判斷力、熱耦合作用下基板的強度能否滿足要求，可很好地解決高溫著陸工況下太陽翼基板強度驗證問題，并可為具有類似工況的太陽翼研制提供參考。

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(編輯：夏光)

Research on Strength Testing of Solar Wing Substrate for Lunar Lander

LIU Shaofeng SHANG Hongjun YANG Qiaolong REN Shouzhi LIANG Dongping

(Beijing Institute of Spacecraft System Engineering,Beijing 100094,China)

The deployed solar wing of a lunar lander will be subject to landing impact when landing on the moon in high-temperature landing condition. If the substrate is damaged,the energy supply will be reduced or even lost. In order to verify whether the substrate can withstand the landing impact,a test scheme of equivalent verification by converting the landing impact into a static load is presented. It is based on landing impact analysis and temperature indication. The scheme is verified by using the solar wing substrate of lunar lander. The result shows that the proposed scheme can obtain the maximum load of the substrate at given temperature and the maximum temperature of the substrate at given load. So the scheme is reasonable and feasible,and can be used for solar wing substrate strength verification.

lunar lander； high-temperature landing condition； solar wing substrate； landing impact； strength verification

2016-02-17；

2016-06-07

國家重大科技專項工程

劉少鋒，男，碩士，工程師，從事航天器結(jié)構(gòu)機構(gòu)設(shè)計工作。Email：Liusf501@126.com。

V414.6

A

10.3969/j.issn.1673-8748.2016.04.019