太陽翼基板側(cè)埋件熱變形分析

張躍峰 周琳贇 沈 輝 肖海剛 張萌根 梁旭豪 劉立志

太陽翼基板側(cè)埋件熱變形分析

張躍峰 周琳贇 沈 輝 肖海剛 張萌根 梁旭豪 劉立志

（上海復(fù)合材料科技有限公司，上海 201112）

以某型號碳纖維/鋁蜂窩太陽翼基板的金屬埋件安裝結(jié)構(gòu)為研究對象，通過建立碳纖維/鋁蜂窩太陽翼基板模型，采用有限元分析方法仿真金屬埋件部位在高低溫交變條件下的熱應(yīng)力和熱應(yīng)變，分析金屬埋件部位的受力情況。通過開展試驗，驗證仿真分析的正確性，為后續(xù)新產(chǎn)品結(jié)構(gòu)設(shè)計、生產(chǎn)工藝控制提供數(shù)據(jù)支撐。

碳纖維/鋁蜂窩；太陽翼基板；熱應(yīng)力；熱應(yīng)變

1 引言

碳纖維/鋁蜂窩復(fù)合材料以其較高的比強度、比剛度大、重量輕、隔熱抗振、較好的抗疲勞特性等優(yōu)異性能，在航天器艙板結(jié)構(gòu)、設(shè)備支架、太陽翼基板等方面得到廣泛應(yīng)用[1～4]。而采用碳纖維-鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的太陽翼剛性基板因其結(jié)構(gòu)較為簡單，工藝較為成熟，目前已廣泛使用在衛(wèi)星中[5]。作為衛(wèi)星上的艙外零件，直接遭受著來自空間的高輻射、低真空、溫度等環(huán)境因素的影響，其極限工作溫度范圍可至-160～+125℃[6]，惡劣的工作溫度對產(chǎn)品結(jié)構(gòu)、材料都提出極高要求，對產(chǎn)品結(jié)構(gòu)產(chǎn)生復(fù)雜影響。

丁延衛(wèi)[5]以某衛(wèi)星的碳纖維/鋁蜂窩太陽翼基板為對象，研究了高溫和低溫狀態(tài)下太陽翼基板的熱變形；單慶布[7]研究了全炭纖維復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的熱變形及靜力變形；而針對蜂窩夾層結(jié)構(gòu)局部的研究相對較少。

圖1 側(cè)埋件結(jié)構(gòu)圖

某型太陽翼基板需經(jīng)受高低溫處理（-130～+125℃），產(chǎn)品側(cè)埋件結(jié)構(gòu)如圖1所示。該處結(jié)構(gòu)為碳纖維面板、鋁蜂窩芯、鋁合金側(cè)埋件、發(fā)泡膠、膠層，涉及材料種類多，本文分析該處埋件在高低溫處理下的熱變形情況，為后續(xù)此類產(chǎn)品的結(jié)構(gòu)設(shè)計及工藝控制提供參考。

2 仿真分析

建立蜂窩基板的模型，碳纖維單向面板與碳纖維網(wǎng)格面板作為整體建模，其余各部分均按實際情況獨立建模，各部分間均采用Tie連接的方式模擬膠接效果。根據(jù)蜂窩基板各部分的結(jié)構(gòu)特點，采用板殼單元S4R模擬鋁蜂窩；采用實體單元C3D8R模擬埋件、發(fā)泡膠以及膠層；采用連續(xù)實體殼單元SC8R模擬單向與網(wǎng)格面板。將面內(nèi)整體網(wǎng)格尺寸控制在2mm左右，對蜂窩基板各部分的幾何模型分別進行結(jié)構(gòu)化網(wǎng)格劃分，對蜂窩基板模型整體施加溫度載荷，初始溫度為116℃，線性降溫，最終溫度為-130℃。采用有限元分析方法仿真蜂窩基板各構(gòu)件的熱應(yīng)力和熱應(yīng)變分布狀態(tài)。

圖2 蜂窩基板整體熱應(yīng)力和位移分布圖

圖2為蜂窩基板整體熱應(yīng)力和位移分布圖。由圖2可知，在整個溫度場變化過程中，蜂窩基板應(yīng)力和位移的最大值出現(xiàn)于發(fā)泡膠填充區(qū)域附近。其主要原因是埋件的存在和發(fā)泡膠的填充造成結(jié)構(gòu)形式的變化，進而引起整個基板應(yīng)力重分布，發(fā)泡膠填充區(qū)域附近的應(yīng)力分布集中。

圖3 膠層應(yīng)力S13和應(yīng)變E13分布圖

圖4 膠層應(yīng)力S23和應(yīng)變E23分布圖

圖5 膠層應(yīng)力S33和應(yīng)變E33分布圖

圖3～圖5分別為膠層的應(yīng)力S13、S23、S33和相應(yīng)應(yīng)變E13、E23、E33的分布圖。由圖3至圖4可知，膠層的應(yīng)力S13、S23、S33和相應(yīng)應(yīng)變E13、E23、E33的最大值主要分布在埋件所在區(qū)域，即膠層與埋件的連接區(qū)域。該區(qū)域附近的應(yīng)力和應(yīng)變均有正有負，且其正、負應(yīng)力和應(yīng)變值均為最大值。其中，S13的正、負應(yīng)力最大值相同，均為25.5MPa；E13的正、負應(yīng)變最大值相同，均為1.90×10-2；S23的正、負應(yīng)力最大值也相同，均為12.2MPa；E23的正、負應(yīng)變最大值也相同，均為0.91×10-2；而S33的最大正應(yīng)力為7.6MPa，最大負應(yīng)力為6.6MPa。由此可知，在整個溫度場變化過程中，埋件所在區(qū)域的膠層主要承受和方向的剪切應(yīng)力以及方向的剝離應(yīng)力，且方向的應(yīng)力值最高。隨著溫度的變化，應(yīng)力值升高，該區(qū)域的膠層將會出現(xiàn)拉剪和壓剪耦合的破壞趨勢。

圖6 單向面板應(yīng)力S11和應(yīng)變E11分布圖

圖6為碳纖維單向面板的應(yīng)力S11和應(yīng)變E11分布圖。由圖6可知，碳纖維單向面板在方向除局部位置外，大部分區(qū)域主要承受壓應(yīng)力的作用。其中，發(fā)泡膠填充區(qū)域附近的壓應(yīng)力和壓應(yīng)變值較大，且最大壓應(yīng)力和壓應(yīng)變均發(fā)生在埋件所在區(qū)域。最大壓應(yīng)力為792MPa；最大壓應(yīng)變?yōu)?.7×10-3。由此可知，在整個溫度場變化過程中，由于埋件所在區(qū)域膠層的影響，該區(qū)域的上、下碳纖維單向面板將承受較大的壓應(yīng)力，并會首先發(fā)生損傷失效。

圖7 發(fā)泡膠應(yīng)力S11和S22分布圖

圖7為發(fā)泡膠的應(yīng)力S11和S22分布圖。由圖7可知，埋件所在區(qū)域附近的發(fā)泡膠應(yīng)力最大，尤其是拐角處附近。這是由于應(yīng)力集中造成的。如果局部應(yīng)力過高，容易引起發(fā)泡膠開裂。由于結(jié)構(gòu)的不規(guī)則，埋件附近區(qū)域發(fā)泡膠的應(yīng)力值對網(wǎng)格劃分情況的依賴性較強。不考慮應(yīng)力集中區(qū)域和發(fā)泡膠邊界效應(yīng)的影響，其主體區(qū)域主要承受拉應(yīng)力的作用，且應(yīng)力分布比較均勻。其中，發(fā)泡膠的上、下膠接面的應(yīng)力值較大，其方向的應(yīng)力平均值為15MPa左右；方向的應(yīng)力平均值為11MPa左右。由此可知，在整個溫度場變化過程中，發(fā)泡膠的上、下膠接面的局部位置所承受的應(yīng)力值較高，容易出現(xiàn)開裂現(xiàn)象。

綜上所述，通過仿真分析可以定性判斷蜂窩基板由116℃降溫至-130℃的整個過程中的受力變形及失效破壞情況。結(jié)果表明：在整個溫度場變化過程中，蜂窩基板應(yīng)力和位移的最大值出現(xiàn)于發(fā)泡膠填充區(qū)域附近，且埋件所在區(qū)域的膠層將會出現(xiàn)拉剪和壓剪耦合的破壞趨勢，最大剪切應(yīng)力為25.5MPa，受此影響，該區(qū)域的上、下碳纖維單向面板將承受較大的壓應(yīng)力，最大壓應(yīng)力為792MPa，并會首先發(fā)生損傷失效。同時，在整個溫度場變化過程中，發(fā)泡膠的上、下膠接面的局部位置所承受的應(yīng)力值較高，最大拉伸應(yīng)力為15MPa，容易出現(xiàn)開裂現(xiàn)象。

對面板所受壓應(yīng)力及膠層剪切應(yīng)力進行積分計算，經(jīng)計算，面板中間部位承受的壓力最大，隨著發(fā)泡膠長度增加，壓力增加，增加到最大值后趨于穩(wěn)定，面板中間部位壓力最大，最容易出現(xiàn)失穩(wěn)變形。當(dāng)發(fā)泡膠的填充長度繼續(xù)增加時，中間部位壓力保持不變，但最大壓力的分布長度增加，根據(jù)壓桿失穩(wěn)公式，當(dāng)增加時，失穩(wěn)極限降低，更容易產(chǎn)生失穩(wěn)損傷。

3 試驗驗證

通過上述分析認為，熱真空試驗時在低溫環(huán)境下，面板與發(fā)泡膠所受應(yīng)力均接近失穩(wěn)及開裂損傷極限，該狀態(tài)下可能出現(xiàn)面板失穩(wěn)，也可能出現(xiàn)發(fā)泡膠開裂，或者均發(fā)生。

選用同樣原材料制作試驗板，按照相同的工藝方法制得試驗件1#、2#、3#、4#。各試驗件的試驗條件如表1所示。

表1 試驗件試驗條件

1#、2#試驗件經(jīng)過高低溫試驗后，發(fā)泡膠區(qū)域出現(xiàn)明顯裂紋，液氮浸泡后裂紋擴大。實物狀態(tài)如圖8所示。

圖8 1#、2#試驗后實物狀態(tài)圖

3#、4#試驗件經(jīng)過液氮浸泡后，埋件區(qū)域面板出現(xiàn)明顯脫粘，發(fā)泡膠區(qū)域出現(xiàn)明顯裂紋，實物狀態(tài)圖如圖9所示。

圖9 3#、4#試驗件實物狀態(tài)圖

通過上述試驗可以看出，在低溫環(huán)境下，試驗件出現(xiàn)了面板失穩(wěn)脫粘現(xiàn)象以及發(fā)泡膠開裂損傷，與仿真分析結(jié)果一致。

4 結(jié)束語

太陽翼基板側(cè)埋件結(jié)構(gòu)涉及膠層、發(fā)泡膠、鋁埋件，涉及材料種類多，在高低溫交變的試驗環(huán)境下，受不同材料的熱膨脹系數(shù)差異影響，蜂窩基板局部會出現(xiàn)應(yīng)力、位移最大值，導(dǎo)致發(fā)生損傷失效。為了最大限度地降低高低溫交變產(chǎn)生的熱應(yīng)力，還應(yīng)主要從改善設(shè)計結(jié)構(gòu)方面著手控制改進。一方面由于鋁合金埋件與碳纖維面板的熱膨脹系數(shù)差異大，可以使用碳纖維鑲塊或聚酰亞胺埋件上安裝鋼絲螺套代替鋁合金埋件，避免埋件與碳纖維面板間大的熱膨脹系數(shù)差異；另一方面，由于基板結(jié)構(gòu)中側(cè)埋件承力較小，可以嘗試使用側(cè)埋件后埋方式替代現(xiàn)有的預(yù)埋方式，后埋使用結(jié)構(gòu)膠的力學(xué)強度一般均會比預(yù)埋使用的膠膜力學(xué)強度高，能夠更好地克服高低溫交變產(chǎn)生的熱應(yīng)力。

1 沃西源，夏英偉，涂彬．蜂窩夾層結(jié)構(gòu)復(fù)合材料特性及破壞模式分析[J].航天返回與遙感，2005，26(4)：45～49

2 趙鑫．鎂合金在衛(wèi)星鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)板中的應(yīng)用[J]. 宇航材料工藝，2008(4)：48～50

3 許文彬，劉子仙，楊振宇，等. 高溫環(huán)境下蜂窩夾層結(jié)構(gòu)埋件拉脫性能研究[J]. 玻璃鋼/復(fù)合材料，2015(5)：93～96

4 唐桂云，王云飛，王寶瑞．碳纖維復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的無損檢測方法研究[J]. 纖維復(fù)合材料，2011(1)：30～32

5 丁延衛(wèi)，王曉耕，張立華，等. 碳纖維/鋁蜂窩太陽翼基板熱變形分析[J].航天器工程，2009，18(4)：44～48

6 張帆，陳紹廣，王佳禹，等. 聚酰亞胺薄膜與太陽翼基板粘貼技術(shù)研究[J].化工新型材料，2020，48(3)：60～63

7 單慶布，張淑杰. 全炭纖維復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)熱變形優(yōu)化設(shè)計[J]. 炭素技術(shù)，2018，37(5)：11～15

Thermal Deformation Analysis of Side Embedded Parts on Solar Wing Substrate

Zhang Yuefeng Zhou Linyun Shen Hui Xiao Haigang Zhang Menggen Liang Xuhao Liu Lizhi

(Shanghai Composite Material Science & Technology Co., Ltd., Shanghai 201112)

Taking a certain type of CFRP/aluminum honeycomb solar wing substrate installation structure as the research object, by establishing a model of CFRP/aluminum honeycomb solar wing substrate, the finite element analysis method is used to simulate thermal stress and thermal strain of the metal embedded parts under high and low temperature alternating conditions, analysis of the force on the metal embedded parts. Experiments are carried out to verify the correctness of simulation analysis, and provide data support for subsequent new product structure design and production process control.

CFRP/aluminum honeycomb；solar wing substrate；thermal stress；thermal strain

V261

A

張躍峰（1987），高級工程師，材料科學(xué)與工程專業(yè)；研究方向：樹脂基復(fù)合材料膠接裝配。

2021-05-14