復合材料機身鞘翼再入過程的靜力試驗研究

c-sic材料由于其良好的耐候性，已廣泛應用于航空航天領域。迄今為止,其主要還是被用來制造推進器、再入鼻錐、耐燒蝕防護層等次要受力結構。而在新一代空天飛機的預研中,在滿足防熱-結構一體化設計要求的基礎上,制造了全C/SiC復合材料機身襟翼。其作用是,在空天飛機再入過程中,位于機身腹部的機身襟翼打開,增大迎風面積,起到減速的作用。為了考核全C/SiC復合材料機身襟翼的承載能力,需要對其進行靜力驗證試驗。由于是新材料、新結構,這里對全C/SiC復合材料機身襟翼的靜力試驗方法進行了探討,確定了用傳統的貼帆布帶加載的方式來進行靜強度試驗。通過在MSC.PATRAN/NASTRAN上的有限元建模計算,明晰了機身襟翼結構的靜力試驗的危險區域。在試驗中,當載荷從設計載荷的50%加載至60%的過程中,試件根部發生破壞。根據試驗件的傳力特點,對損傷情況進行了分析,說明襟翼根部連接結構的設計存在缺陷。1蒙皮、肋、梁的自然成因商全C/SiC復合材料機身襟翼,在設計中采用了整體盒段方案,在工藝上采用了類似鉚釘連接的二次沉積方式(如圖1所示),簡化了蒙皮、肋、梁成型工藝,也解決了整體盒段成型中的脫模問題,加強了二維成型C/SiC的層間強度。盒段采用梁肋式結構,梁軸線平面與下翼面垂直,整個盒段共布置3根肋,2個懸掛接頭和1個操縱接頭。蒙皮與肋、梁、角盒用鉚釘連接,其它部件之間用螺栓連接(如圖2所示)。2c/sic復合材料織物的均布力試驗空天飛機再入過程中,機身襟翼打開要受到強烈的氣動載荷的作用,根據國外空天飛機靜力驗證試驗載荷的施加情況,可將作用于機身襟翼下表面的氣動載荷作為均布力來看待,在此基礎上進行靜力試驗。全C/SiC復合材料機身襟翼由二維平紋編織C/SiC復合材料制造而成。考慮到二維材料層間強度較低的弊病,以及更好的模擬實際載荷工況的要求,我們就傳統的靜力試驗方法,以及氣囊加載的靜力試驗方法進行了比較與選擇,并做了驗證性的試驗。2.1靜力加載試驗按照傳統的靜力試驗方法,均布載荷的加載,需要等效成集中力的形式來進行加載。為了表征機身襟翼下表面受氣動壓載荷的作用,可以在其上表面貼帆布帶,利用多級杠桿來平衡的分配載荷,用絲杠等加載儀器,對其進行向上的拉載荷的加載(如圖3所示)。這種靜力試驗方法能夠較好地等效均布力,且在試驗夾具設計和數據采集上已經十分成熟,能夠得到較為準確的試驗結果。試驗缺點是對于層間強度較低的復合材料,在試驗中可能會出現層間拉脫的情況,造成試驗件不必要的損壞。考慮到復合材料層間強度較低的特點,利用杠桿進行夾持,即利用多對槽鋼等夾持件將試驗件固定,再對襟翼下表面的夾持件向上拉,對下表面產生等效壓載荷的加載。由此可以避免貼帆布帶所導致的層間拉脫(如圖4所示)。試驗缺點是由于對試驗件夾持的松緊程度不好控制,再考慮到試驗件表面以及夾持件表面的平整程度,一般來說,其等效力相對于貼帆布帶的加載方式,并不精確。2.2試驗加載的試驗方案對于均布載荷的加載,已經出現了更加貼近實際載荷工況的氣囊加載方式。雖然在國外,NASAX-38V-201空天飛機的機身襟翼已經利用氣囊加載實現了壓力載荷的加載,但在國內,氣囊加載方式主要還是用于建筑、巖土工程試驗中,在結構試驗方面還較少采用。主要是其還存在著諸多的不足,首先是造價昂貴。在巖土工程中,其試驗的擋土墻的尺寸是標準化的,故加載氣囊是可重復使用的;而結構的靜力試驗,因為結構的不同,一般來說,是不可重復使用的,而且其不像建筑物式擋土墻的表面,一般是平整的,必須要考慮到結構表面的接頭等突起的構件,設計上是有一定難度的。其次,如何做到安全試驗,即要考慮到因充氣超過額定載荷而造成的氣囊的爆破,或因為結構表面的尖銳物而在加載時造成的突然的爆破,以及在氣囊加載后,與結構表面完全接觸的情況下,如何對其應變進行測量,這些都是需要進行一些仔細的探索,進行經驗上的積累。綜上所述,考慮到試驗用的襟翼試驗件是首個試驗件,其在工藝的實現上,還存在著不確定性;所以我們還是選擇了傳統的貼帆布帶加載的方式。為了避免襟翼試件在受拉時,蒙皮層間剝離的情況的出現,特別進行了驗證性試驗,選取材料相同的一個平板,在其上貼帆布帶,對其進行定量加載。試驗結果表明,其層間強度是完全可以滿足靜力試驗需要的。3c/sic復合材料織物結構鑒定全C/SiC復合材料機身襟翼造價昂貴,為了能夠有的放矢地觀察試驗情況,通過對全C/SiC復合材料機身襟翼有限元建模計算,從而明晰靜力試驗中結構的危險區域是很有必要的。3.1模型邊界條件機身襟翼結構可看作是薄壁結構,可利用桿、板單元模擬蒙皮、梁、肋、角盒、角材等結構。在MSC.PATRAN中,蒙皮、梁、肋均取體的中面,建立二維的機身襟翼模型;3個接頭用桿板模擬,僅用于模擬載荷傳遞;將角盒、角材均略去,在相應的接觸面位置增加厚度。機身襟翼模型的邊界條件需要模擬襟翼與機身相連的實際約束情況,即對操縱接頭的YZ方向以及轉動量XOZ、XOY進行約束,對懸掛接頭的XYZ及XOZ、XOY進行約束。施加的氣動載荷為襟翼服役環境Ma=6～8時所受的最大壓力,并按均勻分布施加。由于現有的二維平紋編織C/SiC復合材料工藝上還未實現標準化,其原材料性能會呈現出根據批次變化的特點,所以建立材料屬性精確的機身襟翼有限元模型用于靜力試驗的指導,對于初次的襟翼試驗件而言并無必要,而且也并不準確。所以在對機身襟翼結構的有限元分析中,根據CVI工藝的二維C/SiC復合材料層間強度較高的特點及文獻,結構以各向同性材料屬性建模進行強度計算,其彈性模量即是常溫下的縱向拉伸模量。3.2操縱接頭與上蒙皮連接處的應力通過MSC.NASTRN對機身襟翼結構進行了線彈性的結構靜力的有限元計算(如圖5所示),可以看出,總應力最大值出現在操縱接頭與上蒙皮的連接處。其他危險區域包括懸掛接頭與上、下蒙皮連接處。其中,2個懸掛街頭與下蒙皮連接處的應力之和,與操縱接頭與上蒙皮連接處的總應力最大處的值近似,這符合襟翼傳力分析的結果。在后面所要進行的靜強度試驗中,應對這幾處危險區域應有足夠的重視,結構的失效區域很可能出現在這些地方。4梁腹板的局部失效當載荷加載到30%時,試件出現異常聲響;隨著載荷的增加,聲響變得明顯,且出現次數增多;當載荷由50%加載至60%的過程中,突然出現掉載現象,且聲響更明顯,隨即停止加載。通過試驗數據的比照,總應力的最大值發生在操縱接頭與上蒙皮的連接處,這與有限元模擬的結果相符。經檢測發現襟翼左右兩側根部壁板邊緣已經出現明顯損傷(屈曲),尤其是右側根部(見圖6)。從圖6可以明顯地看出,梁腹板的損傷呈現出下部鼓,上部下陷的變形情況。這與承受彎矩時截面正應力的分布情況正好相符(如圖7所示),由此可以得出,結構的失效是由于梁與懸掛接頭對氣動載荷形成的彎矩提供的支反力矩造成的。從圖1可以看出,在襟翼的設計階段,設計者是考慮到單純的依靠梁腹板是無法來承受彎矩的,所以設計了輔助承力的角盒,并用6個螺栓,與梁腹板和懸掛接頭相連。從圖6角盒結構局部失效情況來看,角盒的工藝上存在著問題。從圖6可以看出,與梁腹板相連的角盒出現了拉脫的現象,從拉脫的截面來看,略低于梁腹板的截面,并未與之平齊,而其表面是比較光滑的,并未發現因為纖維斷裂而產生的粗糙的斷口。這說明角盒在制造上存在著問題,其工藝上是由4塊平板粘接,然后二次沉積SiC氣體而成的,平板的相接處,強度是較低的,所以會引起受載拉脫的現象。其在受載前后的情況,以及改進的工藝方法,由局部的俯視示意圖,用圖8、圖9、圖10來表示。采用圖10所示的工藝,改進了角盒拐角處板與板膠接的弊端,使角盒的拐角處有彎曲的纖維通過,保證了強度要求。纖維在結構上的連續,使得整個角盒在承載上成為一體。5氣加載試驗的結果(1)通過靜強度的驗證性試驗,證明在現有的設計載荷下,采用貼帆布帶的傳統靜力試驗方法是方便、可行的;但從長遠看,在試驗經費和時間得到保證的情況下,進行氣囊加載方面的嘗試,