航天用大長(zhǎng)徑比碳纖維復(fù)合材料桿件直線度改進(jìn)研究

周 棟 董 斌 葉奇飛 沈 輝 陳萬新 黃文煜 楊 浩 葉鵬華

航天用大長(zhǎng)徑比碳纖維復(fù)合材料桿件直線度改進(jìn)研究

周 棟 董 斌 葉奇飛 沈 輝 陳萬新 黃文煜 楊 浩 葉鵬華

（上海復(fù)合材料科技有限公司，上海 201112）

針對(duì)航天用大長(zhǎng)徑比碳纖維桁架桿件直線度超差問題，采取了整體制作真空袋和簡(jiǎn)支梁模型的成型方法，對(duì)桿件直線度與制品溫度均勻性、撓度矯正的影響進(jìn)行了研究，建立不等溫模型仿真分析了直線度與溫度影響。結(jié)果表明，仿真結(jié)果與產(chǎn)品變形趨勢(shì)一致，采取措施后碳纖維桿件直線度提升明顯，寬面由0.97mm/m提升到了0.42mm/m，窄面由0.39mm/m提升到了0.18mm/m。

碳纖維桿件；直線度；整體制袋；簡(jiǎn)支梁模型；不等溫模型

1 引言

碳纖維復(fù)合材料具有高的比強(qiáng)度和比模量、出色的耐熱性、較低的熱膨脹系數(shù)、較小的熱容量及優(yōu)秀的抗腐蝕與抗輻射性能等特點(diǎn)，已逐漸應(yīng)用在航空航天領(lǐng)域，尤其是在各類空間衛(wèi)星產(chǎn)品上。而隨著空間衛(wèi)星技術(shù)的快速發(fā)展，采用碳纖維復(fù)合材料制備的桁架結(jié)構(gòu)已越來越多地應(yīng)用于空間衛(wèi)星結(jié)構(gòu)。碳纖維復(fù)合材料桁架結(jié)構(gòu)具有較好的組合性及通用性，可根據(jù)不同的使用要求進(jìn)行空間構(gòu)型組合，而且形式簡(jiǎn)單、載荷可優(yōu)化分配、局部強(qiáng)度高、安裝拆卸簡(jiǎn)單方便，有著廣闊的應(yīng)用前景。但我國目前使用碳纖維復(fù)合材料桁架作為空間衛(wèi)星主結(jié)構(gòu)的技術(shù)還不夠成熟。同民用復(fù)合材料產(chǎn)品不同的是，衛(wèi)星用碳纖維桁架桿件的熱變形及安裝精度等方面要求較高，其中碳纖維復(fù)合材料桿件直線度是一個(gè)典型尺寸，對(duì)整個(gè)碳纖維桁架的尺寸精度及安裝定位均有較大的影響，因此開展碳纖維復(fù)合材料桁架桿件直線度的改進(jìn)工作很有必要。

目前，碳纖維復(fù)合材料桁架桿件多采用纖維纏繞成型，將纏繞后的桿件合模后在固化平臺(tái)上制備真空袋，而后進(jìn)行熱壓罐成型，全程抽真空，減少層間揮發(fā)分且保證產(chǎn)品的密實(shí)性。該成型方式由于模具直接放置于大的成型平臺(tái)，成型過程的產(chǎn)品不同位置模具溫度不均勻，升降溫過程的上下面變形量不一致，導(dǎo)致產(chǎn)品直線度超出工藝設(shè)計(jì)要求。另外，對(duì)于大長(zhǎng)徑比桿件，其翹曲變形的繞度與桿件長(zhǎng)度呈非線性關(guān)系。有研究結(jié)果表明，薄壁層合板比厚壁層合板更易發(fā)生翹曲變形。Twigg 等人的研究結(jié)果表明，層合板固化時(shí)的翹曲變形與板的長(zhǎng)度的立方成正比，與板的厚度的平方成反比。

為保證航天用大長(zhǎng)徑比碳纖維桁架桿件直線度，本文建立不等溫模型仿真分析了直線度與溫度影響，通過對(duì)比試驗(yàn)分析碳纖維桁架桿件在不同的熱壓罐成型狀態(tài)下的直線度情況，優(yōu)化成型過程中的工藝方法及參數(shù)，制定出整體制袋和應(yīng)用簡(jiǎn)支梁的方法，使得大長(zhǎng)徑比的碳纖維桁架桿件變形量更小，寬面直線度由0.97mm/m提升到了0.42mm/m，窄面直線度由0.39mm/m提升到了0.18mm/m。

2 實(shí)驗(yàn)

碳纖維桁架桿件使用的成型方法為纖維纏繞鋼模熱壓罐成型。其中所選桿件截面尺寸為63mm×30mm，桿件壁厚為2.1mm，長(zhǎng)度為3600mm，纏繞角度為：±30°/90°/±30°/90°/±30°/90°/±30°/90°/±30°。固化制度為：制品在制作真空袋進(jìn)熱壓罐后(90±3)℃，保溫30min，在保溫結(jié)束開始打壓至(0.3±0.02)MPa；在模具溫度升到(115±5)℃后打壓(0.7±0.02)MPa；在(115±5)℃，保溫30min；在(177±3)℃保溫180min，整個(gè)過程中升溫和降溫的速率0.3～0.5℃/min。

2.1 基礎(chǔ)實(shí)驗(yàn)

桿件1#、2#合模后模具下底面放置于成型平臺(tái)，三面包覆真空袋密封至底面平臺(tái)處的方式制袋，抽真空、熱壓罐成型固化。

2.2 整體制袋實(shí)驗(yàn)及仿真分析

桿件3#、4#合模后，四個(gè)面整體包覆真空袋密封，放置于成型平臺(tái)上，抽真空，熱壓罐成型固化。

通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，分別在空白實(shí)驗(yàn)中的平臺(tái)制袋桿件和整體制作真空袋桿件上下面布置熱電偶，在熱壓罐固化成型時(shí)發(fā)現(xiàn)，平臺(tái)制袋桿件下底面溫度較上表面溫度約高10℃，而整體制袋桿件模具下底面與上表面溫差5℃以內(nèi)，成型狀態(tài)及溫度分布情況表征如圖1所示。

圖1 成型狀態(tài)及溫度分布圖

表1 M55J/環(huán)氧樹脂力學(xué)性能

表2 桿件纏繞鋪層角度及尺寸

按上述溫度情況，在Abaqus Standard中建立模型，模擬上、下表面不等溫時(shí)3600mm長(zhǎng)桿件的變形情況。其中單元選擇殼單元S4R；材料的模量等屬性和層合板鋪層順序分別按表1和表2設(shè)置，其中桿件以長(zhǎng)度方向?yàn)?°，環(huán)向?yàn)?0°；結(jié)構(gòu)溫度通過預(yù)定義場(chǎng)施加，上表面溫度110℃，下表面120℃；中心截面用Encastre約束平移和轉(zhuǎn)動(dòng)自由度，兩端為自由端。模擬結(jié)果如圖2所示，可以看出桿件兩自由端有向下表面收縮彎曲的趨勢(shì)，應(yīng)變值最大點(diǎn)在端部，最大直線度偏差0.5mm。

為進(jìn)一步驗(yàn)證上下表面的溫度差對(duì)產(chǎn)品影響，將3#、4#桿件整體制袋成型固化，與1#和2#平臺(tái)制袋的桿件形成對(duì)比，比較兩種成型狀態(tài)下的桿件直線度情況。

圖2 桿件變形與溫差模擬

2.3 簡(jiǎn)支梁模型實(shí)驗(yàn)

由桿件模具上下表面不等溫模型可以得出桿件兩端有向下表面收縮彎曲的趨勢(shì)，而由簡(jiǎn)支梁模型將桿件兩端等高架空，可以發(fā)現(xiàn)由于重力影響在桿件中段有向下表面彎曲的趨勢(shì)，該趨勢(shì)剛好與桿件模具不等溫模型模擬結(jié)果趨勢(shì)相反，現(xiàn)以此進(jìn)行校正，設(shè)置兩組不同簡(jiǎn)支梁支點(diǎn)之間距離來調(diào)節(jié)桿件彎曲變形趨勢(shì)，如圖3所示，其中5#、6#桿件兩支點(diǎn)間距為2500mm，7#、8#桿件兩支點(diǎn)間距為3500mm。

圖3 簡(jiǎn)支梁模型試驗(yàn)圖示

3 結(jié)果分析與討論

表3 模具升溫速率與上下面溫差和直線度關(guān)系

保證桿件成型的固化制度一致，1#、2#桿件為平臺(tái)制袋成型方式，3#、4#桿件為整包袋制袋方式，5#、6#桿件為整體制袋且墊等高塊距離2500mm，7#、8#桿件為整體制袋且墊等高塊距離3500mm，5#、6#、7#和8#四件桿件為同一爐次。匯總幾種成型方式下的模具升溫速率、模具上下表面的溫度差值及桿件寬面和窄面直線度數(shù)據(jù)，實(shí)驗(yàn)結(jié)果見表3。

3.1 成型狀態(tài)對(duì)桿件溫度均勻性影響

由表3可以發(fā)現(xiàn)，1#和2#桿件模具下底面放置于平臺(tái)，制作平臺(tái)袋時(shí)模具上下面溫度差約為10℃，3#和4#桿件模具整體制作真空袋放置于成型平臺(tái)，模具上下面溫度差約5℃，5#、6#、7#和8#桿件整體制袋后按簡(jiǎn)支梁模型兩端墊高放置于成型平臺(tái)，模具上下面溫差約為3℃。試驗(yàn)結(jié)果表明，桿件固化成型時(shí)整體制作真空袋可以較大地減小桿件上下面的溫差，而且在兩端架空墊高時(shí)效果更加明顯。這主要是因?yàn)椋?#和2#桿件平臺(tái)制袋時(shí)，模具底面直接接觸鋼制成型平臺(tái)，升溫過程中，模具下底面由于熱接觸傳遞效果較為明顯，下底面較上表面升溫快，溫差較大；而3#和4#桿件整體制袋后放置于成型平臺(tái)上，在熱壓罐固化成型過程中，模具真空袋保持高真空度，雖模具下底面的真空袋等輔料與平臺(tái)接觸，但真空袋內(nèi)的真空條件下的傳熱效率低，模具上下面仍有溫差，但溫差減??；5#、6#、7#和8#桿件在3#和4#桿件基礎(chǔ)上兩端墊高，有利于熱壓罐中熱風(fēng)循環(huán)，在考慮到熱電偶測(cè)溫誤差等因素的情況下，整體制袋簡(jiǎn)支梁模型狀態(tài)成型的模具上下面溫度相差不大。

3.2 升溫速率及溫度均勻性對(duì)桿件直線度影響

由表3可以發(fā)現(xiàn)，1#和2#桿件同爐平臺(tái)制袋升溫速率要高于3#和4#桿件同爐整體制袋的升溫速率，且由實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)得知固化過程的升溫階段，模具下底面溫度均略高于上表面，產(chǎn)品脫模后兩端向下表面彎曲整體呈現(xiàn)向上表面“拱”的趨勢(shì)，如圖4所示，該情況也與前面上下面不等溫模型的仿真結(jié)果相吻合。另外由直線度實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)可以看出，3#和4#桿件同1#和2#桿件相比無論是寬面或是窄面直線度均有較為明顯的提升，其中寬面直線度由0.97mm/m提升到了0.63mm/m，窄面直線度由0.39mm/m提升到了0.19mm/m，說明采用整體制作真空袋降低固化過程中模具的升溫速率、減少模具上下面的溫差對(duì)于桿件直線度的改善效果明顯。這主要是因?yàn)椋＞呒爱a(chǎn)品各部位溫度在固化過程中無法保持均勻分布，各部位基體樹脂的反應(yīng)程度在某一時(shí)間段內(nèi)會(huì)產(chǎn)生差異，形成非同步固化狀態(tài)，造成樹脂模量和固化收縮應(yīng)變的不一致，導(dǎo)致應(yīng)力的產(chǎn)生，較快的加熱速率不僅會(huì)影響模具溫度場(chǎng)的均勻性，而且由于復(fù)合材料的熱導(dǎo)率較小，還會(huì)使復(fù)合材料內(nèi)部產(chǎn)生明顯的溫度梯度，溫度高的地方固化度高。而樹脂在處于玻璃態(tài)時(shí)固化收縮對(duì)殘余應(yīng)力有影響，固化收縮應(yīng)變可以通過樹脂固化度進(jìn)行計(jì)算：

式中：e為固化收縮應(yīng)變，為固化度，是由實(shí)驗(yàn)確定的樹脂總體積收縮。纖維在固化過程中不發(fā)生固化收縮，復(fù)合材料的固化收縮可以根據(jù)細(xì)觀力學(xué)模型確定，其中沿纖維方向應(yīng)變?yōu)椋?/p>

式中：為沿纖維方向的應(yīng)變，E、E分別為樹脂和纖維的彈性模量，υ為纖維的體積分?jǐn)?shù)。由上述公式可以看出，升溫速率快導(dǎo)致產(chǎn)品下表面的溫度高，其固化度高，固化收縮沿纖維方向的應(yīng)變大，進(jìn)而使得桿件兩端向下表面彎曲整體呈現(xiàn)向上表面“拱”的趨勢(shì)。同時(shí)因?yàn)槟＞吲c產(chǎn)品之間的相互作用，復(fù)合材料的剪切力貼模面與非貼模面相差大，沿產(chǎn)品的厚度方向會(huì)形成一個(gè)應(yīng)力梯度，該應(yīng)力梯度隨著樹脂的固化定型而保留在產(chǎn)品內(nèi)，直至完全固化脫模，參與應(yīng)力得到釋放引起產(chǎn)品變形。

圖4 產(chǎn)品脫模后變形圖示

3.3 簡(jiǎn)支梁模型應(yīng)用對(duì)桿件直線度影響

由簡(jiǎn)支梁模型原理在桿件兩端墊等高塊進(jìn)行約束，其撓度值可表示為：

式中：為一段桿件上的均布載荷，該載荷由模具自重提供；為兩支點(diǎn)之間的間距；為彈性模量；為截面的軸慣性矩。

由上述公式可以看出，在桿件自身屬性確定的情況下，撓度主要和簡(jiǎn)支梁兩支點(diǎn)的間距相關(guān)。由表3可以看出，通過比較3#、4#和5#、6#可以發(fā)現(xiàn)，在間距為2500mm的位置墊等高塊對(duì)桿件寬窄面直線度略有改善，其中寬面直線度由0.74mm/m提升至0.54mm/m，窄面直線度由0.21mm/m提升至0.18mm/m；再比較3#、4#和7#、8#桿件可以發(fā)現(xiàn)，在間距為3500mm（端部）位置墊等高塊對(duì)桿件寬面直線度改善提升較大，其中寬面直線度由0.74mm/m提升至0.42mm/m，窄面則效果不明顯；這主要是因?yàn)楹?jiǎn)支梁模型產(chǎn)生的撓度變形與固化產(chǎn)生的變形趨勢(shì)相反，對(duì)桿件整體變形趨勢(shì)起到矯正的作用。將1#、2#和7#、8#桿件對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，在采取整體制作真空袋且在桿件兩端部墊等高塊的情況下，無論是寬面還是窄面直線度均改善明顯，其中寬面直線度由0.97mm/m提升到了0.42mm/m，窄面直線度由0.39mm/m提升到了0.18mm/m，改進(jìn)后的產(chǎn)品可以滿足航天用碳纖維桁架桿件的裝配要求。

3.4 其他因素對(duì)桿件直線度影響

雖然上述措施的綜合使用對(duì)桿件直線度提升了一半左右，但后續(xù)仍有較大的改進(jìn)空間。其他的一些對(duì)比實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)桿件壁厚越薄，截面長(zhǎng)寬比越大的產(chǎn)品結(jié)構(gòu)更易發(fā)生變形；通過對(duì)比普通45鋼和殷鋼所成型的產(chǎn)品的變形情況可以發(fā)現(xiàn)，應(yīng)用45鋼模具比殷鋼模具導(dǎo)致的翹曲變形更加明顯，這是因?yàn)樵趶?fù)合材料熱膨脹系數(shù)較低而模具熱膨脹系數(shù)較高時(shí)，會(huì)產(chǎn)生制品-模具耦合效應(yīng)，45鋼模具相比于殷鋼模具熱膨脹系數(shù)更高。在這種情況下，制品在熱壓罐的高溫高壓下，模具和制品會(huì)因變形失配而產(chǎn)生剪切作用，引起復(fù)合材料沿厚度方向的應(yīng)力分布不均，進(jìn)而導(dǎo)致制品脫模后發(fā)生翹曲現(xiàn)象。

4 結(jié)束語

針對(duì)航天用大長(zhǎng)徑比碳纖維桁架桿件直線度影響因素進(jìn)行分析，提出了一種改善其直線度的方法，即整體制袋和應(yīng)用簡(jiǎn)支梁模型，并用仿真結(jié)果與實(shí)際情況進(jìn)行驗(yàn)證，應(yīng)用該方法寬面直線度由0.97mm/m提升到了0.42mm/m，窄面直線度由0.39mm/m提升到了0.18mm/m。

1 許麗丹，王瀾. 碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料的應(yīng)用研究[J]. 塑料制造，2007(1)：81～85

2 董廣雨，丁玉梅，楊衛(wèi)民，等. 連續(xù)碳纖維復(fù)合材料熱壓成型工藝條件優(yōu)化研究[J]. 化工新型材料，2018，46(8)：71～74

3 陳紹杰. 復(fù)合材料技術(shù)與大型飛機(jī)[J]. 航空學(xué)報(bào)，2008，29(3)：605～610

4 陳亞莉.從A350XWB看大型客機(jī)的選材方向[J]. 航空制造技術(shù)，2009(12)：34～37

5 楊乃賓. 國外復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)用現(xiàn)狀分析[J]. 航空制造技術(shù)，2002(9)：21～22

6 馬立敏，張嘉振，岳廣全，等. 復(fù)合材料在新一代大型民用飛機(jī)中的應(yīng)用[J]. 復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2015，32(2)：317～322

7 Deng Chao, Jiang Jianjun, Liu Fa, et al. Effects of electrophoretically deposited graphene oxide coatings on inter facial properties of carbon fiber composite[J]. Journal of Materials Science, 2015, 50(7): 5886～5892

8 kinefuchi M, Tsuikj A, Takane H. Development of a Dometype Aluminum Truss Structure.2002, 52(1): 81～86

9 Kappel E, Stefaniak D, Fernlund G. Predicting process-induced distortions in composite manufacturing - A pheno-numerical simulation strategy[J]. Composite Structures, 2015, 120:98～106

10 Twigg G, Poursartip A, Fernlund G. Tool–part interaction incompositesprocessing. Part II: numerical modelling[J]. Composites Part A Applied Science & Manufacturing, 2004, 35(1): 135～141

11 Albert C, Fernlund G. Spring-in and warpage of angled composite laminates[J].Composites Science and Technology, 2002, 62: 1895～1912

12 程文禮，邱啟艷，陳靜. 熱壓罐成型復(fù)合材料固化變形機(jī)理及控制研究[J]. 材料導(dǎo)報(bào)，2012，26：20

13 成大先. 機(jī)械設(shè)計(jì)手冊(cè)[M]. 北京：化學(xué)工業(yè)出版社，2007

14 李楠，成艷娜. 復(fù)合材料固化變形的產(chǎn)生機(jī)理及其影響因素[J]. 國防制造技術(shù)，2017(2)：34～36

Research on Improvement of Straightness of Large Diameter Ratio Carbon Fiber Composite Member Bars for Aerospace

Zhou Dong Dong Bin Ye Qifei Shen Hui Chen Wanxin Huang Wenyu Yang Hao Ye Penghua

(Shanghai Composites Science &Technology Co., Ltd., Shanghai 201112)

This article is aimed at the problem of excessive straightness of carbon fiber truss members with large length to diameter ratio for aerospace. The method of overall bag making and simple beam model were adapted, the influence of the straightness of the member bars of the uniformity of the product temperature and the deflection correction were studied, and the non-isothermal model was established to simulate the influence of straightness and temperature. The results showed that, the simulation results were consistent with the product deformation trend, and the straightness of carbon fiber member bars was obviously improved after taking the above methods, the wide side was raised from 0.97mm/m to 0.42mm/m, the narrow side was raised from 0.39mm/m to 0.18mm/m。

carbon fiber member bars；straightness；overall bag making；simply supported beam model；non-isothermal mod

V261

A

周棟（1991），碩士，材料工程專業(yè)；研究方向：航天復(fù)合材料工藝研究。

2021-05-20