圓形太陽(yáng)翼平面網(wǎng)格翼梁成型及性能研究

孫天峰 武海生 吳躍民 肖 偉 劉 佳 楊慶君 趙 磊

圓形太陽(yáng)翼平面網(wǎng)格翼梁成型及性能研究

孫天峰1武海生1吳躍民2肖 偉2劉 佳1楊慶君1趙 磊1

（1.北京衛(wèi)星制造廠有限公司，北京 100094；2.北京空間飛行器總體設(shè)計(jì)部，北京 100094）

針對(duì)圓形柔性太陽(yáng)翼的結(jié)構(gòu)、功能特點(diǎn)，提出一種輕量化的碳纖維復(fù)合材料平面網(wǎng)格翼梁，該翼梁由M40J碳纖維/氰酸酯樹脂采用纏繞工藝自動(dòng)化成型，通過(guò)背靠背的雙模模具結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、選用可膨脹的聚四氟乙烯模具材料、連續(xù)化的纏繞路徑設(shè)計(jì)，解決了平面網(wǎng)格結(jié)構(gòu)可回轉(zhuǎn)纏繞成型、復(fù)材成型尺寸精度控制等難題，并對(duì)制備的工程樣件進(jìn)行靜力試驗(yàn)考核，分析其力學(xué)承載性能。研究結(jié)果表明：采用自動(dòng)化纏繞工藝成型的翼梁，具有較高的力學(xué)性能，能夠承載太陽(yáng)毯結(jié)構(gòu)重量載荷，破壞形貌為下肋條斷裂，多向肋條交叉節(jié)點(diǎn)未出現(xiàn)拔出脫粘，節(jié)點(diǎn)性能滿足使用要求。

碳纖維復(fù)合材料；圓形太陽(yáng)翼；翼梁；平面網(wǎng)格；纖維纏繞

1 引言

深空探測(cè)、載人飛船、天地往返等航天器對(duì)結(jié)構(gòu)重量、收攏包絡(luò)要求極為苛刻，而太陽(yáng)翼結(jié)構(gòu)分系統(tǒng)是航天器的重要組成部分，也是結(jié)構(gòu)減重和大收納比處理的重點(diǎn)對(duì)象[1]。太陽(yáng)翼的結(jié)構(gòu)形式有多種，如剛性基板太陽(yáng)翼、半剛性基板太陽(yáng)翼、圓形柔性太陽(yáng)翼等，其中，圓形柔性太陽(yáng)翼是一種新型的太陽(yáng)翼結(jié)構(gòu)，國(guó)內(nèi)尚未進(jìn)行飛行驗(yàn)證，具有結(jié)構(gòu)緊湊、質(zhì)量輕、功率質(zhì)量比高、剛度和擴(kuò)展性好等優(yōu)勢(shì)[2]，在深空探測(cè)等領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。

圓形柔性太陽(yáng)翼（圖1）一般由翼梁、太陽(yáng)毯、電池片、壓緊釋放裝置等組成，其中，翼梁是實(shí)現(xiàn)圓形柔性太陽(yáng)翼收攏、展開(kāi)的關(guān)鍵支撐結(jié)構(gòu)，必須具有大尺寸、超薄、輕量化的特點(diǎn)，以利于形成大型的電池片安裝面、大收納比收攏層疊、降低結(jié)構(gòu)重量。復(fù)合材料網(wǎng)格結(jié)構(gòu)具有比剛度、比強(qiáng)度高、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)靈活等優(yōu)點(diǎn)[3]，尤為適用于圓形柔性太陽(yáng)翼翼面的支撐，但是，該結(jié)構(gòu)重量、功能優(yōu)勢(shì)大幅提高的同時(shí)，成型難度也大幅增加。本文以一種碳纖維復(fù)合材料平面網(wǎng)格翼梁為研究對(duì)象，對(duì)其模具設(shè)計(jì)、纏繞工藝技術(shù)進(jìn)行研究，并開(kāi)展靜力試驗(yàn)驗(yàn)證，分析其綜合力學(xué)性能。

圖1 圓形太陽(yáng)翼組成

2 產(chǎn)品結(jié)構(gòu)及材料

2.1 產(chǎn)品結(jié)構(gòu)

碳纖維復(fù)合材料平面網(wǎng)格翼梁輪廓尺寸為1250mm×170mm×5mm，其中，主體寬度30～35mm，根部最大寬度為170mm，由上肋條、下肋條和斜肋條組成（圖2），所有肋條的截面尺寸均為1.5mm（肋條壁厚）×5mm。

圖2 翼梁結(jié)構(gòu)形式

其主要技術(shù)指標(biāo)為：

a. 太陽(yáng)毯安裝面（下肋條下表面）直線度≤0.5mm。下肋條下表面用于掛載圓形柔性太陽(yáng)翼，為避免太陽(yáng)翼陣面褶皺，要求該安裝面的直線度≤0.5mm。

b. 上肋條、下肋條、斜肋條壁厚要求均為(1.5±0.15)mm。平面網(wǎng)格翼梁對(duì)肋條單元壁厚公差較為嚴(yán)格，以便控制結(jié)構(gòu)重量，保證力學(xué)性能。

c. 相鄰接觸肋條單元鋪層交叉層疊，不同方向肋條的鋪層逐層交叉（圖3），形成交叉節(jié)點(diǎn)，固化后成為整體桁架，避免二次膠接，提高節(jié)點(diǎn)處的力學(xué)承載性能。

圖3 節(jié)點(diǎn)交叉示意圖

d. 固化后，交叉節(jié)點(diǎn)區(qū)鋪層層疊密實(shí)，無(wú)可見(jiàn)缺陷。平面網(wǎng)格翼梁不同方向肋條交叉層疊，節(jié)點(diǎn)質(zhì)量是影響翼梁承載的關(guān)鍵，若節(jié)點(diǎn)成型質(zhì)量差，則翼梁承受載荷時(shí)，拉拔力會(huì)將斜肋條從下肋條或上肋條中拔出，于翼梁理論破壞前肋條脫粘破壞，因此，必須評(píng)價(jià)節(jié)點(diǎn)成型質(zhì)量。

2.2 材料

纖維，國(guó)產(chǎn)M40J級(jí)碳纖維；樹脂，自制BS-4氰酸酯樹脂，材料的單向板力學(xué)測(cè)試性能見(jiàn)表1。

表1 材料力學(xué)性能

3 制造工藝

3.1 工藝方案

國(guó)內(nèi)外碳纖維復(fù)合材料網(wǎng)格結(jié)構(gòu)的成型工藝有手工鋪層、自動(dòng)纏繞、自動(dòng)鋪放等。目前，國(guó)內(nèi)以人工鋪放為主，少量采用自動(dòng)纏繞、自動(dòng)鋪放，主要用于成型蒙皮加筋承力筒等大型回轉(zhuǎn)復(fù)合材料承力結(jié)構(gòu)。平面網(wǎng)格翼梁成型工藝必須滿足以下要求：

a. 平面網(wǎng)格翼梁成型關(guān)鍵為節(jié)點(diǎn)處纖維鋪層交叉層疊，并要求固化后，節(jié)點(diǎn)層間密實(shí)、粘接可靠。因此，選用的工藝方案必須能夠嚴(yán)格保證節(jié)點(diǎn)的成型質(zhì)量。

b. 在節(jié)點(diǎn)區(qū)單位體積纖維含量是非節(jié)點(diǎn)區(qū)兩倍，在模具網(wǎng)格凹槽截面積保持不變、無(wú)有效工藝措施的情況下，節(jié)點(diǎn)區(qū)會(huì)出現(xiàn)纖維堆積、高度凸出非節(jié)點(diǎn)區(qū)（圖4），跨節(jié)點(diǎn)纖維出現(xiàn)弓形屈曲，纖維的強(qiáng)度效能很低，翼梁經(jīng)機(jī)械加工等厚度處理后，節(jié)點(diǎn)處部分纖維被切斷，力學(xué)性能進(jìn)一步降低，并且，鋪層纖維屈曲會(huì)導(dǎo)致翼梁脫模后嚴(yán)重翹曲變形，無(wú)法使用。

圖4 節(jié)點(diǎn)缺陷

選用自動(dòng)纏繞工藝成型本平面網(wǎng)格翼梁，該工藝具有張力可控、纖維分布均勻、絲束含膠量可調(diào)節(jié)、成型軌跡數(shù)控控制、工藝參數(shù)穩(wěn)定等優(yōu)點(diǎn)，能夠滿足平面網(wǎng)格翼梁成型的特殊工藝要求，具體原因如下：

a. 翼梁各肋條壁厚僅為1.5mm，肋條交叉要求鋪層僅能沿翼梁厚度方向逐層鋪疊累積，若采用手工鋪層，預(yù)浸料需裁切為1.5mm的窄帶?，F(xiàn)有預(yù)浸料分切技術(shù)難以滿足要求，由于預(yù)浸窄帶過(guò)窄，人工鋪層時(shí)，極易出現(xiàn)高模量纖維鋪層損傷、窄帶扭曲變形等問(wèn)題，節(jié)點(diǎn)質(zhì)量無(wú)法保證。而若采用纏繞工藝，碳纖維先預(yù)浸樹脂，經(jīng)加熱軟化后進(jìn)入模具凹槽內(nèi)，由于模具凹槽兩側(cè)壁的限位，預(yù)浸絲束在纏繞張力的施加下，在模具凹槽內(nèi)均勻展開(kāi)，避免了分切或鋪層損傷。

b. 纏繞工藝可保證纖維在整個(gè)纏繞路徑內(nèi)連續(xù)，通過(guò)采取恒張力纏繞，從纖維進(jìn)入模具直至固化一直處于繃緊狀態(tài)，避免了纖維屈曲，提高纖維的承載性能，減少分層缺陷，達(dá)到各肋條高度與節(jié)點(diǎn)高度相近，5mm厚度尺寸的機(jī)械加工對(duì)產(chǎn)品的力學(xué)性能影響很小。

3.2 模具設(shè)計(jì)

3.2.1 模具材料選用

目前，國(guó)內(nèi)外已經(jīng)開(kāi)展了多種復(fù)合材料網(wǎng)格結(jié)構(gòu)成型模具研究，主要有硅橡膠軟模模具、膨脹塊模具、石膏模具、金屬網(wǎng)格模具等[4]。平面網(wǎng)格翼梁模具材料選用聚四氟乙烯（PTFE），原因如下：

a. PTFE具有較大的熱膨脹系數(shù)（109×10-6K-1）[5]，選用該材料制備的網(wǎng)格模具，在加熱固化時(shí)，PTFE受熱膨脹，通過(guò)模具側(cè)壁與預(yù)浸料的接觸面?zhèn)鬟f預(yù)浸料固化所需的側(cè)向壓力[6]，對(duì)鋪層固化加壓，排出氣體，減少缺陷；

b. 平面網(wǎng)格翼梁各肋條壁厚僅為1.5mm，壁厚較薄，且由1.5mm寬的鋪層累加至5mm，脫模時(shí)極易造成肋條損傷分層，采用低表面能、具有抗粘性的PTFE，可以減少脫模阻力[7]，并且，聚四氟乙烯的硬度較低，脫模時(shí)可有一定變形，進(jìn)一步降低產(chǎn)品脫模損傷；

c. 平面網(wǎng)格翼梁下肋條下表面為圓形柔性太陽(yáng)毯安裝面，要求直線度≤0.5mm，避免懸掛的毯體褶皺，而硅橡膠軟模成型的產(chǎn)品型面精度較低，不適用本產(chǎn)品。

3.2.2 模具構(gòu)型

翼梁為平面網(wǎng)格構(gòu)型，按照產(chǎn)品既有狀態(tài)，不具備纏繞條件，為此采取以下技術(shù)措施：

a.模具采用背靠背的雙模結(jié)構(gòu)形式，模具截面為矩形，兩長(zhǎng)邊面分別為聚四氟乙烯材質(zhì)的翼梁網(wǎng)格凹模，一次纏繞即可成型2件翼梁；

b.為實(shí)現(xiàn)兩側(cè)網(wǎng)格凹模的纏繞軌跡連續(xù)，設(shè)置纖維過(guò)渡路徑，將兩背靠背的網(wǎng)格凹槽連接為整體，形成連續(xù)纏繞軌跡。

組合模具結(jié)構(gòu)形式為中心金屬芯軸，用于結(jié)構(gòu)支撐，外圈安裝聚四氟乙烯模，平面網(wǎng)格溝槽位于聚四氟乙烯模上（圖5）。

圖5 組合式模具示意圖

3.3 纏繞軌跡

為滿足纏繞工藝要求，纏繞路徑設(shè)計(jì)為全連續(xù)線型，纏繞順序?yàn)橄壤p繞斜肋條，后上肋條、下肋條。

圖6 翼梁纏繞路徑

纏繞從模具小端開(kāi)始，以近螺旋軌跡，從模具一端連續(xù)纏繞至另一端（圖6），再通過(guò)端頭工藝路徑，從模具大端纏繞至小端，一次往返即可將兩個(gè)方向的斜肋條纏繞一次，而后纏繞上肋條和下肋條，上、下肋條各纏繞一圈，如此即完成翼梁的一個(gè)整體鋪層，重復(fù)上述纏繞路徑，直至模具網(wǎng)格溝槽被預(yù)浸絲束完全填充。

3.4 產(chǎn)品狀態(tài)

3.4.1 產(chǎn)品實(shí)物

纏繞完成后，包覆固化，經(jīng)脫模、切割后，制備的平面網(wǎng)格翼梁樣件見(jiàn)圖7。

圖7 翼梁樣件

3.4.2 產(chǎn)品實(shí)測(cè)

對(duì)產(chǎn)品關(guān)鍵參數(shù)進(jìn)行檢測(cè)，結(jié)果見(jiàn)表2。

表2 產(chǎn)品實(shí)測(cè)結(jié)果

根據(jù)檢測(cè)結(jié)果，雖然PTFE固化過(guò)程中膨脹變形會(huì)造成產(chǎn)品直線度、壁厚等尺寸偏差，但是，平面網(wǎng)格翼梁的尺寸精度依然滿足要求，表明模具的固化變形在允許范圍內(nèi)，并能夠保證產(chǎn)品達(dá)到指標(biāo)要求。

3.4.3 節(jié)點(diǎn)質(zhì)量

節(jié)點(diǎn)處質(zhì)量控制是為了保證節(jié)點(diǎn)的層間剪切力學(xué)性能，避免翼梁承載時(shí)節(jié)點(diǎn)先行拉脫破壞。為分析節(jié)點(diǎn)處纖維分布狀態(tài)及缺陷形貌，從制備的樣件工藝區(qū)截取節(jié)點(diǎn)斷面試件，采用18倍光學(xué)顯微鏡觀察，判斷節(jié)點(diǎn)處孔隙分布和纖維屈曲狀態(tài)（圖8）。

圖8 節(jié)點(diǎn)中心斷面形貌

根據(jù)觀察結(jié)果，斜肋條與下肋條的交叉層疊區(qū)域鋪層密實(shí)；斜肋條兩側(cè)出現(xiàn)部分孔隙，表明斜肋條鋪層對(duì)下肋條鋪層的架空影響了成型質(zhì)量；斜肋條鋪層與下肋條鋪層依次交叉層疊，節(jié)點(diǎn)無(wú)明顯突出，鋪層未發(fā)生明顯屈曲，后續(xù)翼梁機(jī)加至5mm厚度，纖維損傷較小。

4 力學(xué)性能驗(yàn)證

4.1 靜力試驗(yàn)方案

圖9 測(cè)點(diǎn)位置

圖10 翼梁靜力試驗(yàn)

為測(cè)試翼梁的整體力學(xué)承載性能，對(duì)樣件進(jìn)行靜力加載試驗(yàn)，試驗(yàn)前將樣件厚度機(jī)加至(5±0.1)mm，然后在樣件大端膠接金屬接頭，提供翼梁安裝固定接口，而后進(jìn)行靜力試驗(yàn)（圖9、圖10），試驗(yàn)要求如下：

a. 翼梁大端端部上下兩連接點(diǎn)固定，下肋條保持水平，翼梁呈懸臂梁狀態(tài)；

b. 加載載荷懸掛于下肋條下表面，均勻設(shè)置8處載荷懸掛點(diǎn)，加載方向豎直向下；

c. 翼梁兩側(cè)面設(shè)置防扭護(hù)板，避免翼梁加載時(shí)扭曲失穩(wěn)，兩板間距7mm，翼梁自身厚度5mm，單邊留1mm間距，翼梁可在該間距內(nèi)沿豎直方向順利滑動(dòng)；

d. 測(cè)量逐級(jí)加載時(shí)翼梁小端端部的位移和翼根處的應(yīng)變。

4.2 載荷工況

加載工況按照從小到大逐級(jí)加載，每級(jí)加載的載荷重量見(jiàn)表3。

表3 載荷加載工況表

4.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

試驗(yàn)共進(jìn)行32級(jí)加載，加載至22級(jí)時(shí)，自根部起第一處節(jié)點(diǎn)（下肋條與斜肋條）附近2～5mm處出現(xiàn)異響（圖11），隨著載荷的繼續(xù)增大，下肋條該處出現(xiàn)明顯變形，向上隆起，加載至32級(jí)時(shí)，下肋條斷裂，試驗(yàn)停止。

圖11 破壞位置

破壞前一級(jí)即第31級(jí)加載時(shí)，1至8加載點(diǎn)總載荷分別為186g、249g、287g、326g、358g、397g、436g、475g，總加載質(zhì)量2714g，端部位移23.8mm，測(cè)點(diǎn)最大應(yīng)變1086με。圖12為各工況下翼梁端部位移曲線，圖13為各工況下翼梁根部?jī)蓱?yīng)變測(cè)點(diǎn)的應(yīng)變曲線。

圖12 加載工況與端部位移曲線

圖13 加載工況與應(yīng)變曲線

從圖中可看出，隨著加載載荷的逐漸增加，翼梁端部位移和根部應(yīng)變均逐漸增大，上肋條承受拉伸載荷，下肋條承受壓縮載荷，當(dāng)加載至22級(jí)時(shí)，下肋條開(kāi)始出現(xiàn)壓縮損傷，并彎曲變形，該區(qū)域應(yīng)力集中，根部的應(yīng)變測(cè)點(diǎn)2#實(shí)測(cè)應(yīng)變反而隨著加載載荷的增大而減小。

下肋條斷裂破壞先于節(jié)點(diǎn)拉脫破壞，斜肋條與上肋條或下肋條脫粘破壞未發(fā)生，節(jié)點(diǎn)處的拉拔性能滿足使用要求。下肋條承受壓縮載荷，出現(xiàn)局部失穩(wěn)破壞。

平面網(wǎng)格翼梁加載至20級(jí)即滿足使用要求，實(shí)際加載時(shí)33級(jí)才發(fā)生破壞，表明纏繞工藝制備的該結(jié)構(gòu)綜合性能優(yōu)異。

5 結(jié)束語(yǔ)

a. PTFE網(wǎng)格模具和金屬芯軸組成的組合模具滿足平面網(wǎng)格翼梁的成型和固化要求，PTFE模塊膨脹變形對(duì)產(chǎn)品直線度的影響小于0.3mm；

b. 通過(guò)背靠背的雙模模具構(gòu)型，可將平面網(wǎng)格翼梁面內(nèi)鋪層成型轉(zhuǎn)變?yōu)榭苫剞D(zhuǎn)的自動(dòng)化纏繞成型，一次成型2件，該工藝方法解決了翼梁成型過(guò)程中的纖維屈曲、截面內(nèi)纖維等厚度分布、節(jié)點(diǎn)疏松等難題；

c. 翼梁加載破壞形式為固定端根部附近下肋條受壓變形后斷裂，非節(jié)點(diǎn)拉脫，表明節(jié)點(diǎn)的拉拔力學(xué)性能滿足使用要求。

1 Eacret D, White S. ST8 validation experiment:Ultraflex-175 solar array technology advance: deployment kinematics and deployed dynamics ground testing and model validation, AIAA 2010-1497[R]. Washington D.C.: AIAA, 2010

2 周志清，吳躍民，王舉，等. 圓形太陽(yáng)翼發(fā)展現(xiàn)狀及趨勢(shì)[J]. 航天器工程，2015，24(6)：116～122

3 提亞峰，劉利明，陳獻(xiàn)平，等. 無(wú)蒙皮復(fù)合材料網(wǎng)格結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與分析[J]. 宇航材料工藝，2019，49(1)：15～20

4 韓振宇，張鵬，鄭天宇，等. 纖維增強(qiáng)樹脂復(fù)合材料網(wǎng)格結(jié)構(gòu)成型工藝研究進(jìn)展[J]. 復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2020，37(4)：845～858

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Forming and Properties of Wing Spar in Spacecraft Circular Solar Array

Sun Tianfeng1Wu Haisheng1Wu Yuemin2Xiao Wei2Liu Jia1Yang Qingjun1Zhao Lei1

(1. Beijing Spacecraft Manufacturing Factory Co., Ltd., Beijing 100094；2. Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094)

According to the structural and functional characteristics of circular solar array, the wing spar molding technology of light weight carbonfibrecompositeplane lattice is proposed.The wing spar is automatically formed by M40J carbon fiber/cyanate resin winding process, through back-to-back double mold structure design, selection of expandable PTFE mold material, and continuous winding path design. It solves the rotary winding forming of plane mesh structure and dimensional precision control of composite forming problems. And it also analyzes its mechanical bearing performance by carrying out the static test of the prepared engineering sample.The results show that the wing spar formed by automatic winding process has higher mechanical performance and can bear the weight load of the solar blanket structure. In addition, the failure morphology is the lower riblet fracture, the multi-direction riblet cross node does not appear pull-out and debunking, and the performance of the node meets the use requirements.

carbon fiber composites；circular solar array；wing spar；plane lattice；filament winding

V46

A

孫天峰（1987），工程師，復(fù)合材料專業(yè)；研究方向：航天器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造。

2021-07-23