孫鵬軍，雷勇軍，董威利，石里男，董耀軍

（1.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙，410073；2.空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100076）

復(fù)合材料端框高溫防松問題研究

孫鵬軍1，2，雷勇軍1，董威利2，石里男2，董耀軍2

（1.國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長沙，410073；2.空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京，100076）

在高溫情況下，復(fù)合材料艙段連接會出現(xiàn)連接松動以及連接可靠性下降問題。以某飛行器復(fù)合材料端框高溫情況下由于緊固件軸向膨脹量大，從而導(dǎo)致預(yù)緊力降低甚至消失問題為研究對象，研究了其預(yù)緊力變化的原因，并提出了一種改進(jìn)連接形式，并分析了改進(jìn)連接后結(jié)構(gòu)變形情況。經(jīng)分析可知，改進(jìn)結(jié)構(gòu)能夠解決高溫松動問題，而且這種新方式簡單、便捷，可設(shè)計性好，可靠性高，適合工程應(yīng)用。

復(fù)合材料；變形；防松；高溫

0 引 言

復(fù)合材料在航天飛行器中有著廣泛的應(yīng)用，但在應(yīng)用過程中不斷發(fā)現(xiàn)各種各樣常規(guī)設(shè)計中不需要關(guān)注的問題，如端框高溫情況下連接松動問題。目前，中國復(fù)合材料端框連接是直接借鑒金屬艙段連接形式，這種復(fù)合材料端框連接結(jié)構(gòu)形式如圖1所示。該連接方式對金屬艙段而言簡單可靠、連接強(qiáng)度高、可重復(fù)拆卸。但對于非金屬艙段而言，由于其線膨脹系數(shù)小，金屬緊固件線膨脹系數(shù)大，當(dāng)溫度升高到一定程度后，將會出現(xiàn)連接預(yù)緊力減小或消失而導(dǎo)致端框松動問題，或?qū)е戮o固件由于沒有預(yù)緊力而振動松脫現(xiàn)象。Wulz等[1～3]總結(jié)由于膨脹系數(shù)不同導(dǎo)致復(fù)合材料與螺栓之間出現(xiàn)不匹配的情況，并給出不同種改進(jìn)方法用于克服匹配問題，但這些改進(jìn)加工和設(shè)計均很復(fù)雜，而且還沒有得到相關(guān)試驗(yàn)驗(yàn)證。中國對于復(fù)合材料連接則重點(diǎn)研究復(fù)合材料本身的承載能力問題[4]。本文從理論上分析并指出問題發(fā)生的原因，提出一種簡易的改進(jìn)連接方法，對后續(xù)工程應(yīng)用提供較高的參考價值。

圖1 常用復(fù)合材料端框連接形式

1 溫度引起變形量分析

取兩個復(fù)合材料連接框總厚度為，兩邊端框材料相同。通常連接墊片材料與緊固件相同，不考慮墊片的厚度問題，則螺栓連接部位的長度同樣為h。連接框由于溫度升高而產(chǎn)生的膨脹量計算公式[5]為

式中 ΔTk為復(fù)合材料端框的溫升量；αk為復(fù)合端框在實(shí)際飛行中對應(yīng)溫度時刻的線膨脹系數(shù)。

根據(jù)型號研制分析結(jié)果可知，復(fù)合材料端框最高溫度升量達(dá)到550 ℃。在600 ℃以內(nèi)線膨脹系數(shù)為αk=2.5×10-6℃ 。兩個端框厚度均為10 mm，則總厚度h=20 mm。在不考慮飛行中外載荷力以及連接緊固件預(yù)緊力等外力作用下，將已知參數(shù)代入式（1）可得，復(fù)合材料端框沿厚度方向的總膨脹量為Δhk=2.75×10-5m。

對于緊固件變形，本文只關(guān)心夾持復(fù)合材料端框部分的長度，其它部位不影響端框預(yù)緊力，所以本文不做考慮。對于長度部分的緊固件材料，在只考慮溫度、自由膨脹情況下，由于溫度升高而產(chǎn)生的膨脹量計算公式為

式中 ΔT1為緊固件的溫升量；α1為緊固件材料在實(shí)際使用溫度時的線膨脹系數(shù)。

對于金屬緊固件材料而言，其導(dǎo)熱系數(shù)大，在端框部位緊固件的溫度與復(fù)合材料端框相差很小，本文分析中對于緊固件同樣取溫度升量為550 ℃。從溫度、比剛度等角度考慮緊固件螺栓材料為鈦合金，其在600 ℃以內(nèi)線膨脹系數(shù)為α1=9.3×10-6℃[6]。將已知參數(shù)代入式（2）可得，鈦合金緊固件連接部位自由膨脹情況下膨脹量為Δh1=1.023×10-4m

由式（1）與式（2）計算結(jié)果對比可知，在端框和緊固件均自由的情況下緊固件夾持部位膨脹量遠(yuǎn)大于復(fù)合材料端框膨脹量。

2 預(yù)緊力引起變形分析

為了保證端框連接可靠，對于緊固件連接在安裝過程中均要施加一定的預(yù)緊力。因此選用M8鈦合金螺栓進(jìn)行分析。工程上對于預(yù)緊力和預(yù)緊力矩的關(guān)系常用下面的簡單公式進(jìn)行估算：

式中 F為預(yù)緊力；K為擰緊力矩系數(shù)，對于金屬螺栓，一般條件下取0.2；d為螺栓直徑；T為預(yù)緊力。

目前對于M8鈦合金螺栓其擰緊力矩要求值為9 N.m，根據(jù)式（3）計算可得其預(yù)緊力大小為F=5625 N,對于連接螺栓夾持部位在5625 N軸向拉力作用下，其軸向變形量為

式中 E為螺栓材料彈性模量；A為螺栓橫截面積。

3 綜合變形分析

對于整個連接結(jié)構(gòu)而言，在不考慮外載荷情況下其變形的差量是端框熱變形、緊固件連接部位熱變形和緊固件連接部位預(yù)緊力引起的變形綜合作用結(jié)果，即式（1）、式（2）和式（4）總變形的結(jié)果。對于螺栓連接部分，高溫情況下變長。溫度升高對復(fù)合材料端框厚度變厚，但相對于緊固件而言等效效果是減少了緊固件變長量。預(yù)緊力則是使緊固件連接部位變短。緊固件連接部位最終等效變形量計算結(jié)果為

在緊固件連接部位在不考慮外載荷只考慮溫度變化和預(yù)緊力作用情況下，其最終等效變形量達(dá)到式（5），即在溫度升高550 ℃時，緊固件不僅將預(yù)緊力釋放掉了還涵蓋掉了端框的熱變形部分，而且相對于連接面還額外抬升了4.37×10-5m。計算結(jié)果說明在高溫情況下，確實(shí)會導(dǎo)致端框松動問題，若不解決，則必然會在飛行過程中造成連接不緊或螺栓松脫現(xiàn)象，對于該問題工程上應(yīng)予以重視。

4 改進(jìn)設(shè)計方案

要解決該問題，最直接的方法是采用與端框相同的復(fù)合材料緊固件代替鈦合金緊固件，這樣溫度升高兩者同步變形，則不會出現(xiàn)連接松動問題。但是對于復(fù)合材料螺栓而言由于有螺紋的存在，首先這種復(fù)合材料連接螺紋不適合多次拆卸使用；其次由于其強(qiáng)度低導(dǎo)致預(yù)緊力距小，容易出現(xiàn)松動問題；另外由于其強(qiáng)度低，承載情況下還要增加連接件數(shù)量。

要保證復(fù)合材料端框和緊固件膨脹系數(shù)相差很小非常困難，因此可以在螺母或螺栓頭與端框之間增加一個高膨脹系數(shù)的附加件，起到將式（5）中最終的變形量變成零，改進(jìn)設(shè)計后的連接形式如圖2所示。

圖2 改進(jìn)后連接形式

附加件由于溫度升高而產(chǎn)生的膨脹量計算公式為

式中 ΔTf為附加件的溫升量；αf為附加件材料在對應(yīng)溫度時的線膨脹系數(shù)。

墊上附加件后整個緊固件連接部位由于溫度升高而產(chǎn)生的膨脹量為

若要不松動則必須滿足：

將式（1）、（2）和（7）代入式（8）可得：

實(shí)際飛行中端框、緊固件和附加件溫度差值很小，則式（9）可簡化為

由式（10）可得附加件的長度計算公式為

由附加件計算公式可見，只要選取一種比緊固件材料的膨脹系數(shù)大的材料即可實(shí)現(xiàn)膨脹過程中螺栓不松。對于常用的金屬材料而言，既能滿足高溫條件下使用要求，還要有較高的線膨脹系數(shù)，依據(jù)手冊查得在600 ℃以內(nèi)高溫合金鋼線膨脹系數(shù)為αk=14.22×10-6℃[7]，將已知參數(shù)代入式（11）中可得Lf=27.64 mm。

在工程上對于上面的尺寸需要取整，而且為了保證可靠連接，則應(yīng)取偏高的值，實(shí)際選取28 mm厚的高溫合金材料作為附加件。采用取整后的高溫合金鋼附加件進(jìn)行有限元分析計算（不考慮預(yù)緊力作用），計算得到整個模型應(yīng)力云圖如圖3所示。

圖3 考慮附加件后整體應(yīng)力云圖

由圖3可知中間部位附加應(yīng)力只有1.16 MPa，計算得到的附加力為40.3 N。顯然取整后不僅不能產(chǎn)生松動，而且還可通過增加附加件的長度適當(dāng)增加預(yù)緊力。

可見，采用改進(jìn)后的結(jié)構(gòu)連接形式，并選用高溫合金作為附加件材料能夠解決由于熱匹配問題引起的緊固件上預(yù)緊力減少或消失問題。

5 結(jié) 論

本文針對高溫情況下復(fù)合材料端框與鈦合金緊固件之間由于線膨脹系數(shù)差異導(dǎo)致連接松動問題進(jìn)行了理論分析，找出了原連接方式不足的原因，并依據(jù)理論分析結(jié)果，提出增加高膨脹系數(shù)附加件的改進(jìn)連接方式，分析結(jié)果表明，采用高溫合金附加件能夠解決原設(shè)計緊固件松動問題。

[1] Wulz H G, Stark H, Trabandt U. Joining and load transfer technology for hot CMC structures[C]. Reston: 34th AIAA Thermophysics Conference, 2000.

[2] Trabandt U, Schmid T, Wulz H G. CMC nose skirt panels combined with metallic fasteners-A new TPS technology for X-38 and CRV[C]. Rio de Janeiro: 51st IAF International Astronautical Congress, 2000.

[3] Wulz H G. Joining, fastening and sealing of hot CMC structures[C]. Norfolk: 33rd AIAA Thermophysics Conference, 1999.

[4] 劉中獻(xiàn), 聶江, 郭璐璐. 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)多釘連接設(shè)計、分析與試驗(yàn)技術(shù)[J]. 航空制造技術(shù), 2015(01): 109-110.

[5] 吳家龍. 彈性力學(xué)[M]. 北京: 高等教育出版社,2011.

[6] 工程材料實(shí)用手冊編輯委員會 工程材料實(shí)用手冊[M](第2版)第4卷, 北京: 中國標(biāo)準(zhǔn)出版社, 2002.

[7] 工程材料實(shí)用手冊編輯委員會 工程材料實(shí)用手冊[M](第2版)第1卷, 北京: 中國標(biāo)準(zhǔn)出版社, 2002.

Investigation on Loosening Prevention of Composite End Frame under High-temperature

Sun Peng-jun1,2, Lei Yong-jun1, Dong Wei-li2, Shi Li-nan2, Dong Yao-jun2
(1.College of Aerospace and Material Engineering, National University of Defense and Technology, Changsha,410073, 2. Science and Technology on Space Physics Laboratory, Beijing, 100076)

At high temperature, composite material's cabin joint has the problems of joint looseness and decreased joint reliability. The problem of the stress loss of the composite end frame under high-temperature was selected as the research object. This phenomenon was caused by the considerable expansion of the fastener in axial direction. With the studies on the cause of preload change, a modified connection was presented. The problem of looseness at high-temperature can be solved by the analysis of the deformation of the modified structure. Besides, the new approach is simple and efficient with good designability and high reliability, which make it fit for engineering application.

Composite; Deformation; Loosening prevention; High-temperature

V414.8

A

1004-7182(2016)05-0037-03

10.7654/j.issn.1004-7182.20160508

2016-07-12；

2016-07-26

孫鵬軍（1974-），男，博士，研究員，主要研究方向?yàn)樵囼?yàn)仿真