姿軌控動力系統(tǒng)復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)的設(shè)計與試驗

姜丹丹，任建軍，劉佳鑫

(1.上?？臻g推進研究所，上海 201112； 2.上海空間發(fā)動機工程技術(shù)研究中心，上海 201112；3.長春長光宇航復(fù)合材料有限公司，長春 130000)

0 引言

隨著航天領(lǐng)域科學(xué)技術(shù)的不斷創(chuàng)新與進步，輕質(zhì)化、小型化、集成化要求成為現(xiàn)代航天器重要的設(shè)計原則。液體姿軌控動力系統(tǒng)作為航天器的重要分系統(tǒng)之一，其輕質(zhì)化的設(shè)計可以提高航天器運載能力、增大有效載荷、減少推進劑耗量等。對于航天器而言，液體姿軌控動力系統(tǒng)一般安裝布置于總體提供的艙段內(nèi)，空間緊湊，對系統(tǒng)結(jié)構(gòu)設(shè)計要求越來越高。

某液體姿軌控動力系統(tǒng)主承力結(jié)構(gòu)若仍采用金屬材料，如鋁、鎂合金，通過機械加工一體成型，在保證結(jié)構(gòu)強度、剛度的前提下，則減少質(zhì)量設(shè)計效果不明顯，不能滿足輕質(zhì)化設(shè)計要求。此外，受飛行環(huán)境中高溫環(huán)境的影響，型號對主承力結(jié)構(gòu)提出了耐高溫的性能要求。

針對上述問題，通過采用復(fù)合材料替代金屬材料，其比強度、比模量均優(yōu)于金屬材料，可減少質(zhì)量約30%，同時在使用溫度范圍內(nèi)，復(fù)合材料模量保持率在95%以上，而鎂、鋁合金的高溫模量保持率不超過85%。在進行設(shè)計時，由于復(fù)合材料具有可設(shè)計性和各向異性的特點，可通過組分材料的選擇和匹配以及界面控制等材料設(shè)計手段，最大限度地滿足工程結(jié)構(gòu)設(shè)計使用性能，同時可以通過合理設(shè)計消除材料冗余，提升結(jié)構(gòu)效率、減小結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平,達到結(jié)構(gòu)進一步減重的效果。

目前樹脂基復(fù)合材料已廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域的結(jié)構(gòu)組件中，樹脂基復(fù)合材料中的增強纖維主要包括碳纖維和芳綸纖維等，樹脂基體主要包括環(huán)氧樹脂、氰酸酯樹脂、雙馬來酰亞胺樹脂、聚酰亞胺樹脂等。其中復(fù)合材料根據(jù)使用不同樹脂，所能耐受的溫度也不同，環(huán)氧樹脂使用溫度一般不超過150 ℃，氰酸酯樹脂一般可耐受200 ℃，雙馬樹脂一般不超過250 ℃，聚酰亞胺樹脂耐溫可達300 ℃以上。環(huán)氧樹脂是目前應(yīng)用最廣的樹脂基體,已在戰(zhàn)斗機、航空發(fā)動機中成熟應(yīng)用，其工藝性能好、綜合性能優(yōu)異、成本低，但韌性不足，耐疲勞、耐濕熱性差；氰酸酯樹脂具有耐熱性好、低吸水率和優(yōu)異的介電性能等優(yōu)點，已在雷達天線罩、隱形航空器等結(jié)構(gòu)上成功應(yīng)用；雙馬來酰亞胺樹脂具有良好的耐濕熱、耐高溫、吸濕率低、線膨脹系數(shù)小且具有較好的工藝性等優(yōu)點，國內(nèi)外均已在多個耐高溫部件上成功應(yīng)用，發(fā)展較為迅速；聚酰亞胺樹脂是目前耐熱等級最高的樹脂基體，可以適應(yīng)更高溫度需求的結(jié)構(gòu)應(yīng)用，美國第一代(可耐溫316 ℃)、第二代(可耐溫370 ℃)聚酰亞胺產(chǎn)品已經(jīng)在航空航天多種結(jié)構(gòu)上成功應(yīng)用。

本文以某液體姿軌控動力系統(tǒng)中應(yīng)用的主承力結(jié)構(gòu)為研究對象，從方案選擇、結(jié)構(gòu)設(shè)計、仿真分析及靜力試驗等方面開展研究，相關(guān)研究可為類似結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)的設(shè)計制造提供借鑒參考。

1 方案及結(jié)構(gòu)設(shè)計

為達到減少質(zhì)量設(shè)計效果，某姿軌控動力系統(tǒng)中的主承力結(jié)構(gòu)選擇碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料方案。同時，根據(jù)使用溫度范圍為180～220 ℃的要求及相應(yīng)的力學(xué)環(huán)境要求，碳纖維主體的增強材料選用T800碳纖維，基體材料選用雙馬來酰亞胺樹脂(B2371)，該種樹脂材料可耐高溫達240 ℃，滿足產(chǎn)品實際使用時的溫度要求。

圖1為某姿軌控動力系統(tǒng)主承力結(jié)構(gòu)示意圖，該主承力結(jié)構(gòu)為系統(tǒng)主要組件的安裝結(jié)構(gòu)，用于安裝4個貯箱、1臺軌控發(fā)動機、隔熱屏等組件，均為系統(tǒng)中體積大、質(zhì)量大的重要組件。上述組件需布置于圓錐體(小端直徑約為1 000 mm、大端直徑約為1 200 mm，高約為600 mm)包絡(luò)空間內(nèi)，空間緊湊，為充分利用空間，設(shè)計主承力結(jié)構(gòu)可充分利用艙段內(nèi)全空間區(qū)域進行組件布局安裝。主承力結(jié)構(gòu)示意圖如圖1(a)所示，由碳纖維復(fù)合材料主體、發(fā)動機護罩及金屬角盒組成；主承力結(jié)構(gòu)安裝貯箱、發(fā)動機后的結(jié)構(gòu)如圖1(b)所示。

圖1 主承力結(jié)構(gòu)示意圖Fig.1 Structural diagram

碳纖維復(fù)合材料主體為異形曲面，外包絡(luò)直徑為1 202 mm，貯箱開口處大端內(nèi)徑

φ

483 mm，小端內(nèi)徑

φ

453 mm，其結(jié)構(gòu)示意圖見圖 2。主承力結(jié)構(gòu)中設(shè)置金屬角盒用于對碳纖維復(fù)合材料主體進行補強、支撐，發(fā)動機護罩用于將發(fā)動機與碳纖維主體進行連接。為進一步進行減少質(zhì)量設(shè)計，根據(jù)結(jié)構(gòu)中不同部位的受力情況，產(chǎn)品為變壁厚設(shè)計，同時將碳纖維主體中受力較小處區(qū)域的材料去除。

圖2 碳纖維主體結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic diagram of carbon fiber main structure

主承力結(jié)構(gòu)采用的T800/B2371單向板復(fù)合材料，其力學(xué)性能設(shè)計參考值如表1所示。發(fā)動機保護罩作為軌控發(fā)動機的安裝結(jié)構(gòu)，需經(jīng)受發(fā)動機工作時的高溫及力學(xué)環(huán)境，故選用金屬材料，同時考慮金屬長期貯存的性能，綜合考慮后選用鈦合金。同理，金屬角盒作為碳纖維主體的補強、支撐結(jié)構(gòu)選用鈦合金。

表1 T800/B2371單向板復(fù)合材料參數(shù)

2 仿真分析及靜力試驗

2.1 有限元建模及仿真計算

為驗證結(jié)構(gòu)設(shè)計合理性，進行有限元仿真分析，仿真計算時，貯箱按照滿載工況(即貯箱加注滿載推進劑)進行仿真計算。4個貯箱與主承力結(jié)構(gòu)之間、軌控發(fā)動機與發(fā)動機護罩之間、隔熱屏與發(fā)動機護罩之間通過螺栓孔節(jié)點建立耦合單元進行連接。貯箱內(nèi)液體簡化為質(zhì)量點，與貯箱內(nèi)表面建立耦合單元。其余組件簡化為質(zhì)量點，分別與主承力結(jié)構(gòu)上各自相對應(yīng)的連接螺栓孔處節(jié)點建立耦合單元連接。對主承力結(jié)構(gòu)與總體艙段連接的螺栓孔處進行固支約束。有限元仿真計算模型如圖3所示，進行靜力學(xué)與動力學(xué)仿真計算分析，主承力結(jié)構(gòu)在空載及滿載狀態(tài)下的前5階模態(tài)頻率計算結(jié)果如表2所示，空載及滿載狀態(tài)下前2階模態(tài)振型圖如圖4所示。

圖3 仿真計算模型Fig.3 Simulation calculation model

表2 模態(tài)頻率計算結(jié)果

圖4 空載及滿載模態(tài)振型圖Fig.4 Mode shapes of no-load and full-load

按照試驗條件對主承力結(jié)構(gòu)進行正弦振動、隨機振動及半正弦波沖擊仿真分析，各類仿真分析的應(yīng)力計算結(jié)果如表3～表5所示，所有應(yīng)力仿真分析結(jié)果均在表 1材料的設(shè)計參考值范圍內(nèi)，表明該結(jié)構(gòu)可以適應(yīng)給定的正弦振動、隨機振動及半正弦波沖擊力學(xué)環(huán)境條件，動力學(xué)仿真分析中主承力結(jié)構(gòu)典型應(yīng)力云圖如圖5所示。

表3 正弦振動應(yīng)力計算結(jié)果

表4 隨機振動應(yīng)力計算結(jié)果

表5 半正弦波沖擊應(yīng)力計算結(jié)果

圖5 動力學(xué)仿真分析典型應(yīng)力云圖Fig.5 Typical stress cloud chart of dynamic simulation analysis

在動力學(xué)仿真分析后，進行靜力加載計算，對模型加載1 t靜載荷，提取主承力結(jié)構(gòu)上10個位置處的位移值，詳如表6所示，所有位移仿真計算結(jié)果均小于1 mm，同時該仿真結(jié)果與同類型結(jié)構(gòu)的仿真分析結(jié)果相比，其位移結(jié)果值較小，結(jié)構(gòu)位移值可以滿足使用要求。

表6 仿真計算位移結(jié)果

2.2 靜力試驗

按照仿真計算結(jié)果確定產(chǎn)品結(jié)構(gòu)，完成實物生產(chǎn)，為驗證主承力結(jié)構(gòu)的產(chǎn)品性能，需對產(chǎn)品進行一系列的驗證試驗，其中靜力試驗用于驗證結(jié)構(gòu)承載能力及工藝方案的合理有效性，是非常重要的一項試驗。試驗中主承力結(jié)構(gòu)的連接方式、加載方式均與產(chǎn)品實際工況一致。主承力結(jié)構(gòu)與艙段裝配好后，整體安裝在工裝板上，加載點處連接工裝結(jié)構(gòu)形式與發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)相同。作動筒一端連接在試驗臺橫梁上，另一端與加載點處工裝相連，通過軸壓的方式對主承力結(jié)構(gòu)進行加載，作動筒上連有測力傳感器，監(jiān)測試驗載荷大小，具體如圖 6所示。

圖6 靜力試驗加載方式Fig.6 Loading method of static test

靜力試驗中主承力結(jié)構(gòu)上共布置10個位移測點，40個應(yīng)變測點，位移測點具體位置與仿真計算時提取位移值的位置一致，如圖7所示，同時在艙段與主承力結(jié)構(gòu)連接處布置測點11～14。加載至1 t時各測點位移見表 7中試驗位移結(jié)果，同時將試驗結(jié)果與表 6中仿真計算結(jié)果進行對比分析，發(fā)現(xiàn)試驗結(jié)果較仿真結(jié)果普遍偏高，且有6個測點的位移值遠大于1 mm，試驗測得的結(jié)構(gòu)位移不能滿足產(chǎn)品使用工況要求。

圖7 位移測點分布Fig.7 Distribution of displacement measuring points

表7 靜力試驗位移測試值與仿真計算結(jié)果對比分析

對比仿真計算與試驗差別之處主要在于試驗中主承力結(jié)構(gòu)的邊界條件與實際使用工況一致，為主承力結(jié)構(gòu)與總體艙段通過螺栓連接，但在仿真計算中主承力結(jié)構(gòu)的邊界條件為固支約束，與實際連接方式相比，剛性增大，同時在仿真計算中主承力結(jié)構(gòu)上安裝了滿載狀態(tài)的貯箱也對提高主承力結(jié)構(gòu)的剛性起到一定的作用，故導(dǎo)致仿真計算位移值偏小。同時，通過靜力試驗中測點11～14的位移值已將近0.5 mm，與同類型結(jié)構(gòu)類比，位移值較大，也可說明主承力結(jié)構(gòu)與艙段連接后整體剛性偏低。

因此，按照與靜力試驗相同的狀態(tài)進行建模計算，主承力結(jié)構(gòu)與艙段通過40個螺栓螺接、膠接的方式進行連接，有限元模型如圖8所示。通過該模型計算獲得與靜力試驗測點相同位置處的位移值，詳見表 7，經(jīng)數(shù)據(jù)比對，按此模型仿真結(jié)果與試驗結(jié)果一致性較好。主承力結(jié)構(gòu)的邊界條件約束對仿真計算結(jié)果影響較大，同時說明主承力結(jié)構(gòu)與艙段連接后剛性較弱，導(dǎo)致主承力結(jié)構(gòu)變形較大。

圖8 有限元計算模型Fig.8 Finite element calculation model

2.3 主承力結(jié)構(gòu)強化及靜力試驗

為使主承力結(jié)構(gòu)滿足使用要求，需對結(jié)構(gòu)進行強化改進。經(jīng)分析認(rèn)為需將主承力結(jié)構(gòu)與艙段連接處的剛性加強，為保證強化改進效果，同時對主承力結(jié)構(gòu)本體進行強化，具體措施如下:在艙段與主承力結(jié)構(gòu)連接處增加厚8 mm，寬230 mm的環(huán)帶；在主承力結(jié)構(gòu)的球窩中間增加支撐結(jié)構(gòu)以提高結(jié)構(gòu)剛性。產(chǎn)品結(jié)構(gòu)加強示意圖如圖9所示，并按強化后的主承力結(jié)構(gòu)模型進行仿真分析計算，得到各點位移值如表8所示，經(jīng)強化改進后的結(jié)構(gòu)位移變形量可以滿足使用要求。按照相同的試驗方法對結(jié)構(gòu)強化后的主承力結(jié)構(gòu)進行靜力試驗，試驗結(jié)果見表 8。試驗結(jié)果顯示靜力試驗位移值與仿真結(jié)果一致性較好，且與第一輪靜力試驗結(jié)果相比，位移減小較為顯著，結(jié)構(gòu)強化改進措施效果明顯，滿足使用要求。

圖9 結(jié)構(gòu)加強示意圖Fig.9 Diagram of structural reinforcement

表8 結(jié)構(gòu)強化后靜力試驗位移測試值與仿真 計算結(jié)果對比分析

3 進展與展望

對本文中復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)在型號應(yīng)用中遇到的實際問題及技術(shù)難點進行總結(jié)，碳纖維復(fù)合材料的研制需求和發(fā)展趨勢主要包括3個方面:自主可控、耐高溫、長貯性能判定。

3.1 自主可控

先進復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用越來越廣泛，在航空飛機上復(fù)合材料占所用材料總量的比例已達30%～40%；在衛(wèi)星、宇航、導(dǎo)彈等航天領(lǐng)域中，復(fù)合材料除可以減少質(zhì)量外，其兼具的防熱、隔熱、耐高溫及耐濕熱等特性，使其應(yīng)用更為廣泛。同時，復(fù)合材料性能的不斷提升使其應(yīng)用范圍也不斷擴展，相應(yīng)的其需求量也越來越大。

本文中復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)所應(yīng)用的型號已明確提出所有原材料需滿足100%國產(chǎn)化要求，然而目前航空航天產(chǎn)品使用的高性能碳纖維多為進口產(chǎn)品，如日本東麗公司生產(chǎn)的T700、T800等碳纖維材料。碳纖維及碳纖維制品為重要的戰(zhàn)略物資，隨著國內(nèi)復(fù)合材料技術(shù)的不斷提升，國產(chǎn)碳纖維單絲及絲束在截面形狀、表面粗糙度、拉伸性能等方面與進口碳纖維相當(dāng)，但由于工藝等原因?qū)е聡a(chǎn)性能穩(wěn)定性較差。國產(chǎn)單向復(fù)合材料拉伸性能約為進口復(fù)合材料的70%～85%，同時通過拉伸破壞試驗及爆破試驗可以得出國產(chǎn)復(fù)合材料質(zhì)量穩(wěn)定性、工藝性與進口碳纖維相比仍存在較大差距。實現(xiàn)更高性能碳纖維技術(shù)的自主可控是必然的發(fā)展趨勢，也是目前戰(zhàn)略導(dǎo)彈武器型號必須滿足的戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)之一。

3.2 耐高溫

航天器再入大氣層的防熱問題及提高發(fā)動機材料的耐高溫性能均是航天領(lǐng)域的關(guān)鍵技術(shù)，兩者均對材料耐高溫性能有著極高的要求。隨著復(fù)合材料在彈體結(jié)構(gòu)、發(fā)動機噴管中的應(yīng)用，其耐高溫性能也成為關(guān)鍵性能之一。本文中復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)也同樣面臨飛行過程中的高溫環(huán)境。

國外第三代聚酰亞胺樹脂使用溫度為426 ℃，國內(nèi)目前已成功研制出耐420 ℃高溫的聚酰亞胺樹脂,雖然國內(nèi)外已有相關(guān)研究，并獲得階段性成果，但距離工程應(yīng)用仍有一定距離。對于更高使用溫度的嚴(yán)酷環(huán)境，仍需要研制新的耐高溫復(fù)合材料。同時，高溫樹脂的加工制造工藝性差、加工成本高的問題也待解決。

3.3 長貯性能判定

本文中復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)所應(yīng)用的型號已提出產(chǎn)品長期貯存27年的要求，這對于型號中應(yīng)用復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)，如艙段、主承力結(jié)構(gòu)及其余復(fù)合材料制品，均有相同的長期貯存要求。其中耐老化是復(fù)合材料長期貯存后使用的重要指標(biāo)，導(dǎo)致其老化的因素主要有內(nèi)因和外因，內(nèi)因主要是指材料的組成、鏈結(jié)構(gòu)以及聚集態(tài)結(jié)構(gòu)發(fā)生變化，外因是指使用環(huán)境，其中以光、熱、濕、氧等因素對材料影響顯著。目前國內(nèi)外對復(fù)合材料老化問題的研究主要集中在人工氣候老化、熱氧老化、光氧老化、濕熱老化及臭氧老化，主要老化機理包括游離基反應(yīng)機理、離子—分子機理、擴散控制論機理。

上述大部分研究均為針對單一因素進行試驗研究，各種老化環(huán)境的綜合影響及相互作用暫無系統(tǒng)性的研究，對于復(fù)合材料長貯后的性能也缺乏定量數(shù)據(jù)支撐。需通過長貯試驗進一步獲得材料的性能參數(shù)，長貯試驗一般采用自然貯存試驗、加速貯存試驗這兩種試驗方法進行，但目前對于加速貯存試驗的試驗標(biāo)準(zhǔn)、試驗結(jié)果判定準(zhǔn)則尚無標(biāo)準(zhǔn)可依，這也成為目前亟待解決的問題。

4 結(jié)論

本文針對某姿軌控動力系統(tǒng)復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)進行了材料選用、結(jié)構(gòu)設(shè)計、有限元仿真分析及靜力試驗研究，通過在艙段與主承力結(jié)構(gòu)連接處增厚、在主承力結(jié)構(gòu)球窩中增加支撐結(jié)構(gòu)等方式，改善了主承力結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)剛性，最終產(chǎn)品結(jié)構(gòu)合理、性能滿足使用要求。相關(guān)研究為類似結(jié)構(gòu)復(fù)合材料主承力結(jié)構(gòu)的設(shè)計制造提供了有益參考。