王世勛 石玉紅 張 希 季寶鋒 李雄魁

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

(a) 格柵胞元模型 (b) 格柵胞元結(jié)構(gòu)

(a) 三角形格柵結(jié)構(gòu) (b) 六邊形格柵結(jié)構(gòu) (c) 屈曲模式試驗情況與計算情況對比

(a) 試驗件外形 (b) 局部破壞形貌

(a) 格柵屈曲模形貌 (b) 螺旋向屈曲及卸載后形貌

復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)研究進(jìn)展與應(yīng)用

王世勛 石玉紅 張 希 季寶鋒 李雄魁

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

文 摘 介紹了格柵復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)特征及其制備工藝。同時, 對復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)分析設(shè)計、性能測試和該結(jié)構(gòu)在航空、航天工程中的應(yīng)用現(xiàn)狀進(jìn)行了概述。

復(fù)合材料，格柵結(jié)構(gòu)，制備工藝，分析設(shè)計，性能測試

0 引言

加筋結(jié)構(gòu)和夾芯結(jié)構(gòu)是航天器傳統(tǒng)的主要結(jié)構(gòu)形式，但是加筋結(jié)構(gòu)和鋁合金結(jié)構(gòu)相比減重并不明顯，夾芯結(jié)構(gòu)也存在類似的問題且其承載能力主要由面板控制。格柵結(jié)構(gòu)是由具有周期性排布的二維芯子和上下面板組成的新型夾芯結(jié)構(gòu)，常見的格柵結(jié)構(gòu)如圖1所示。格柵結(jié)構(gòu)具有較高的比強(qiáng)度和比剛度，而且成本較低，近些年來已經(jīng)成為航天器主要的結(jié)構(gòu)

形式[1]。格柵結(jié)構(gòu)主要具有以下特點[2]：

(1)主要承受軸向載荷，且承載能力較高；

(2)抗失穩(wěn)能力強(qiáng)，結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性好；

(3)比剛度和比強(qiáng)度高，其減重效果明顯；

(4)由于其開放的空間結(jié)構(gòu)形式，使其可以進(jìn)行多功能結(jié)構(gòu)設(shè)計，也有利于檢測和修補。

本文主要介紹了格柵結(jié)構(gòu)在制備工藝、結(jié)構(gòu)設(shè)計、力學(xué)性能測試以及應(yīng)用方面的研究進(jìn)展。

(a) 格柵胞元模型 (b) 格柵胞元結(jié)構(gòu)

圖1 典型格柵胞元模型和結(jié)構(gòu)

Fig.1 Typical grids model and grids structures

1 格柵結(jié)構(gòu)制備工藝

在復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)的發(fā)展過程中，主要有以下幾種成型工藝方法[3-4]。第一種是將復(fù)合材料平板或者波紋板切割成條后膠結(jié)在蒙皮上，作為格柵結(jié)構(gòu)的加肋板；第二種是在模具中鋪設(shè)短切纖維后利用模壓工藝成型格柵結(jié)構(gòu)殼；第三種是采用編織纏繞工藝制備連續(xù)纖維格柵結(jié)構(gòu)；第四種是拉擠-互鎖工藝制備平板型的格柵結(jié)構(gòu)[5]。其中研究最多、應(yīng)用范圍最廣的為纏繞工藝，根據(jù)纏繞所使用模具的不同，可以分為以下幾種方法。

(1)加強(qiáng)肋自由成型法

這種方法和傳統(tǒng)纏繞工藝相似，不同之處在于纖維在模具軸向的鋪放是彼此分開鋪成格柵結(jié)構(gòu)，預(yù)浸紗的轉(zhuǎn)向依靠均勻排布在模具兩端的銷釘。此工藝的優(yōu)勢在于模具制備較容易，成本少，但缺點是制備出的肋條性能不高，因而其實用性較差。

(2)輕質(zhì)泡沫型芯纏繞法

用這種方法纏繞成型的格柵圓筒如需要具備內(nèi)外蒙皮，通常按如下步驟：首先將內(nèi)蒙皮纏繞在芯模上，然后在其上成型泡沫型芯，之后在型芯中切割出凹槽，在槽內(nèi)纏繞出加強(qiáng)肋，最后在其上纏繞好外蒙皮。這種工藝成本較低，制造的結(jié)構(gòu)可以承受比較大的載荷。

(3)硅橡膠模具纏繞法

在格柵結(jié)構(gòu)成型時，每一個肋條節(jié)點上都會存在兩股或多股預(yù)浸紗相交，從而節(jié)點區(qū)域的纖維含量會遠(yuǎn)高于其他位置。這種纖維含量的不均勻?qū)⒔档徒Y(jié)構(gòu)的承載能力。為了解決這個問題，使用熱脹系數(shù)較高的材料如硅橡膠制作模具。預(yù)浸紗填滿硅橡膠凹槽，當(dāng)固化時，硅橡膠發(fā)生熱膨脹，從側(cè)向?qū)邨l產(chǎn)生較大的擠壓力，使得肋條的纖維體積分?jǐn)?shù)增高，材料將更密實。而且由于硅橡膠具有極大的彈性，使格柵結(jié)構(gòu)的脫模很容易實現(xiàn)。

隨著航空航天工業(yè)的迅速發(fā)展，格柵結(jié)構(gòu)的使用也更加廣泛，一些新的格柵結(jié)構(gòu)被設(shè)計出來，被稱為先進(jìn)復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)(AGS)，以滿足復(fù)雜構(gòu)件的尺寸要求和性能要求。但是這種結(jié)構(gòu)用等網(wǎng)格圓筒的制備方法很難實現(xiàn)，于是設(shè)計者們改進(jìn)了該工藝方法，使用膨脹塊模具和組合模具來制備AGS。圖2為制備承力罩的組合模具。

圖2 模具

Fig.2 Moulds

組合模具能解決很多格柵結(jié)構(gòu)的工藝問題，但缺點是肋條的厚度不能超過某一固定值。這是因為硅橡膠厚度有限，如果要求肋條較厚，則材料固化時無法提供足夠了的壓力，因而制出肋條的性能不理想?？刹捎门蛎泬K模具的方法解決這個問題[4]。圖3為膨脹塊模具的示意圖。

圖3 膨脹塊模具

Fig.3 Expanded moulds

2 格柵結(jié)構(gòu)分析設(shè)計

格柵結(jié)構(gòu)作為一種新型的結(jié)構(gòu)形式，其力學(xué)性能、損傷與失效模式的研究在工程實際應(yīng)用中都是十分必要的。Zhang和Fang[6]系統(tǒng)研究了不同格柵結(jié)構(gòu)的變形和破壞機(jī)理，圖4為四種不同格柵結(jié)構(gòu)圓柱殼。并提出分析模型預(yù)報了這些殼體的軸向剛度、臨界彈性屈曲載荷和有效屈服強(qiáng)度。M.Paschero和M.W.Hyer[7]把格柵肋板角度定義為周向位置的函數(shù)，通過改變肋板角度來提高橢圓形格柵圓柱殼的軸向屈曲能力，均質(zhì)化后的殼體性能取決于肋板的角度、模量和橫截面尺寸。G.H.Rahimi等[8]分析了復(fù)合材料格柵增強(qiáng)殼體在軸向壓縮時的屈曲行為，該殼體由三角形格柵螺旋圓周肋板增強(qiáng)，其屈曲模式如圖4、圖5所示。

G.Totaro分析了三角形[9]和六角形[10]格柵結(jié)構(gòu)復(fù)合材料圓柱殼的局部屈曲失效模式，并對六角形格柵的屈曲模式進(jìn)行了實驗驗證[11]，如圖6所示。SHI等[12]用等效剛度模型分析了格柵加筋碳纖維薄殼結(jié)構(gòu)橫向彎曲時臨界局部和整體屈曲載荷，并用實驗和有限元結(jié)果對該模型進(jìn)行了驗證。E.V.Morozov和A.V.Lopatin用參數(shù)化有限元模型分析了各向異性格柵圓錐殼和圓柱殼的軸向壓縮、橫向彎曲、純彎曲和扭轉(zhuǎn)時的屈曲行為。分析發(fā)現(xiàn)在圓錐殼底部增加環(huán)向肋板或加入增強(qiáng)肋板可有效提高結(jié)構(gòu)的抗屈曲能力[13]，圖7為結(jié)構(gòu)增強(qiáng)前后扭轉(zhuǎn)載荷時屈曲模式。他們還分析了殼長度和螺旋肋板數(shù)量和角度對圓柱殼屈曲行為的影響，并研究了含六邊形切口結(jié)構(gòu)的屈曲行為[14]，結(jié)果表明切口會誘發(fā)局部屈曲，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的承載能力大幅下降，因此必須對局部開口進(jìn)行增強(qiáng)。圖8為格柵圓柱殼在切口增強(qiáng)前后不同的屈曲模式。

(a) 三角形格柵結(jié)構(gòu) (b) 六邊形格柵結(jié)構(gòu) (c) 屈曲模式試驗情況與計算情況對比

圖6 三角形和六角形格柵局部屈曲模式及實驗驗證

Fig.6 Buckling model of triangle and hexagon grids

3 格柵結(jié)構(gòu)性能測試

由于格柵結(jié)構(gòu)制備步驟較多、工藝復(fù)雜，因此對不同制備工藝下的結(jié)構(gòu)進(jìn)行力學(xué)性能測試是對工藝、設(shè)計合理性的直觀考核。格柵結(jié)構(gòu)在實際應(yīng)用中主要承受軸向壓縮載荷，因此，軸壓性能的考核是性能測試的重點，圖9為飛行器格柵對接框的軸壓性能測試[15]。測試結(jié)果表明，對接框相對于柵格結(jié)構(gòu)具有足夠高的強(qiáng)度，不會發(fā)生局部破壞。

A.Hou等[16]利用纏繞工藝制備了三角形和六角形格柵圓柱殼結(jié)構(gòu)，并對結(jié)構(gòu)的承載能力進(jìn)行了測試并得到了破壞模式形貌。張昌天等[17]采用硅橡膠軟模上的纏繞法制備了復(fù)合材料格柵圓筒結(jié)構(gòu)，研究了樹脂體系及纏繞紗線等對結(jié)構(gòu)的影響，獲得了最佳工藝及設(shè)計參數(shù)。并對制備出的整體試樣進(jìn)行了軸向壓縮測試。試樣的破壞模式如圖10所示，破壞點均位于螺旋向肋條，主要失效模式為分層破壞和彎曲折斷破壞。此外，S.Kidane[18]以能量法為基礎(chǔ)對格柵加筋結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，并通過實驗驗證了理論計算的正確性。T.D.Kim[19]制備的格柵加筋結(jié)構(gòu)在端部采用了法蘭加強(qiáng)，使整個結(jié)構(gòu)受力更加均勻，格柵單元的失穩(wěn)破壞為結(jié)構(gòu)的主要破壞模式。K.Sakata和G.Ben[20]用三軸纏繞設(shè)備制備了碳纖維增強(qiáng)格柵加筋圓柱殼，蒙皮采用螺旋向纏繞和環(huán)向纏繞兩種方式，如圖11所示。軸向壓縮測試用于驗證格柵的增強(qiáng)作用。實驗結(jié)果表明，格柵加筋圓柱殼的最大載荷要比圓柱殼和單純的格柵結(jié)構(gòu)高很多。

(a) 試驗件外形 (b) 局部破壞形貌

圖10 格柵圓筒結(jié)構(gòu)及其壓縮破壞形貌

Fig.10 Carbon fiber composite grids structures

螺旋向和環(huán)向蒙皮格柵加筋結(jié)構(gòu)的比強(qiáng)度要比沒有格柵的高出0.6倍和0.9倍。螺旋向蒙皮結(jié)構(gòu)以屈曲破壞為主，而環(huán)向蒙皮結(jié)構(gòu)以材料破壞為主，如圖12所示。

(a) 格柵屈曲模形貌 (b) 螺旋向屈曲及卸載后形貌

HE和REN[21]對Kagome格柵增強(qiáng)的復(fù)合材料圓柱殼的軸向壓縮性能進(jìn)行測試，如圖13所示。采用周期性對稱有限元模型模擬該結(jié)構(gòu)的破壞，數(shù)值計算結(jié)果和實驗數(shù)據(jù)進(jìn)行比較，驗證了所提出模型。并基于退化原理對不同破壞準(zhǔn)則進(jìn)行分析，驗證了模型的準(zhǔn)確性。

FAN和FANG[22]采用纖維纏繞和兩次共固化工藝，制備了碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料Kagome格柵夾芯圓柱殼，如圖14所示。并通過軸向壓縮測試研究了夾芯圓柱殼的剛度和承載能力。由于雙蒙皮的增強(qiáng)作用，抑制了格柵肋板的彎曲。蒙皮損傷和失效是這種格柵夾芯結(jié)構(gòu)的主要失效模式。和格柵加筋結(jié)構(gòu)比，這種新型的格柵夾芯結(jié)構(gòu)，有效地提高了結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能。SUN和FAN[23]基于等效薄殼理論建立分析模型來預(yù)報這種復(fù)合材料格柵夾芯圓柱殼的變形機(jī)制和多種失效模式進(jìn)行了分析，如圖15所示。失效模式包括整體屈曲、面層屈曲/凹陷、面層局部屈曲、格柵肋板破壞和強(qiáng)度失效。為了避免殼體端部的局部破壞，CHEN和FAN[24]在纖維纏繞和二次共固化工藝的基礎(chǔ)上，在殼體端部引入法蘭結(jié)構(gòu)，同時用小膠帶環(huán)確保格柵芯子和內(nèi)蒙皮的緊密接觸，圖16為端部法蘭環(huán)加強(qiáng)的格柵夾芯圓柱殼及其壓縮測試裝置。軸向壓縮的測試結(jié)果表明這種先進(jìn)制備工藝制備的格柵夾芯圓柱殼能避免失穩(wěn)，局部屈曲、開裂和脫粘。

4 格柵結(jié)構(gòu)的應(yīng)用

格柵早期研究主要是前蘇聯(lián)和美國，直接服務(wù)于軍事與航天。原蘇聯(lián)中央研究院(CRISM)在1981年就啟動了類似的結(jié)構(gòu)研究[25-26]，到1985年研究結(jié)束時，采用連續(xù)纖維纏繞方法制備了火箭的級間段結(jié)構(gòu)，如圖17所示。后來相繼研制了運載火箭的格柵級間段結(jié)構(gòu)(1988年)和格柵結(jié)構(gòu)的飛船附件適配器(1999年)。

格柵結(jié)構(gòu)現(xiàn)在已廣泛應(yīng)用于俄羅斯重型運載火箭Proton-M[27]。有效負(fù)載附加裝置(對接框)是運載火箭的主要結(jié)構(gòu)—連接火箭和宇宙飛船。由于火箭和飛船的直徑不同，所以典型的對接框是圓錐型結(jié)構(gòu)(圖18)。Proton-M的格柵適配器如圖18(b)所示，格柵結(jié)構(gòu)的對接框比鋁結(jié)構(gòu)輕60%且節(jié)約30%成本。

圖19為上級間段結(jié)構(gòu)的內(nèi)部和外部視圖。該結(jié)構(gòu)由碳纖維/環(huán)氧螺旋形環(huán)向肋板和芳酰胺環(huán)氧樹脂薄蒙皮組成，極限軸向壓縮載荷為7.5 MN。下級間段有類似的結(jié)構(gòu)，如圖20所示，下級間段的承載能力更高，有12 MN。下級間段的質(zhì)量相對于加筋鋁結(jié)構(gòu)輕38%。Proton-M自2007年首次試飛以來，已成功飛行23次。格柵復(fù)合材料替代加筋鋁合金結(jié)構(gòu)能顯著減重并增加運載火箭的有效荷載。

航天器結(jié)構(gòu)可分為兩大類[28]：第一類是運載火箭承載的航天器主體，設(shè)計時在保證的強(qiáng)度和剛度的條件下，要盡量減輕質(zhì)量。格柵結(jié)構(gòu)由于其比強(qiáng)度和比剛度高，得到越來越多的應(yīng)用。典型的太空艙如圖21所示，設(shè)備安裝在艙體外面，而儲罐和發(fā)動機(jī)位于復(fù)合材料承力筒內(nèi)部。Express-MD和Express-2000艙體的格柵結(jié)構(gòu)并不規(guī)則，如圖22所示。對于Express-MD結(jié)構(gòu)，在纏繞形成的格柵間插入整塊碳纖維面板用于連接接頭，在此區(qū)域的螺旋肋板更密。Express-2000結(jié)構(gòu)由軸向肋板局部增強(qiáng)。圖23為規(guī)則和不規(guī)則肋板的格柵結(jié)構(gòu)。圖23(a)的承力筒結(jié)構(gòu)比較規(guī)則，用于承載軸向壓縮，圖23(b)的承力筒結(jié)構(gòu)用于承載彎曲，其軸向肋板的數(shù)量沿著圓柱軸變化。

第二類航天器結(jié)構(gòu)并不承載較大載荷，但其應(yīng)剛度和熱穩(wěn)定性高，且質(zhì)量輕。薄壁梁是這類結(jié)構(gòu)的典型結(jié)構(gòu)形式，用于裝配空間結(jié)構(gòu)。復(fù)合材料層合板薄壁梁的質(zhì)量不能小于由于其鋪層厚度的有限性確定的最小值。而格柵結(jié)構(gòu)梁的質(zhì)量由肋板間距和截面面積控制，易于減小到期望值，圖24為圓形和非圓形截面的格柵復(fù)合材料梁，其單位長度質(zhì)量約為0.25 kg/m。

復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)是一種新型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)形式，且具有各項優(yōu)良性能，在航空、航天領(lǐng)域具有良好的發(fā)展?jié)摿蛻?yīng)用前景，未來極有可能成為主要的結(jié)構(gòu)材料[29-33]。研究表明:

(1)格柵制備工藝逐步成熟。可成功制備出格柵加筋板殼結(jié)構(gòu)，制備的大型筒形結(jié)構(gòu)件已應(yīng)用于航空航天結(jié)構(gòu)。

(2)格柵結(jié)構(gòu)設(shè)計理論比較成熟。以屈曲理論和強(qiáng)度理論為基礎(chǔ)的格柵結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計方法已成功應(yīng)用于大型結(jié)構(gòu)。

(3)格柵結(jié)構(gòu)屬于拉伸主導(dǎo)型結(jié)構(gòu)，輕質(zhì)高強(qiáng)，具有良好的承載能力。同時，該結(jié)構(gòu)對缺陷不敏感，具備良好的抗損傷能力和抗沖擊能力。

5 結(jié)語

復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)在承載效率方面具有更加明顯的優(yōu)勢。但是，目前的工藝制備水平還無法完全充分發(fā)揮格柵結(jié)構(gòu)的各項力學(xué)性能，這主要表現(xiàn)在以下兩個方面：

(1)復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)制備工藝復(fù)雜，成型質(zhì)量不高,格柵結(jié)構(gòu)尤其是復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)與傳統(tǒng)蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)、泡沫夾芯結(jié)構(gòu)相比成型工藝較為復(fù)雜，在成型大尺寸復(fù)雜結(jié)構(gòu)時難以保證產(chǎn)品質(zhì)量;

(2) 復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)破壞模式及破壞理論研究不夠深入,對于復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的研究主要集中于剛度方面，對于格柵結(jié)構(gòu)破壞模式及破壞理論方面的研究不夠深入，導(dǎo)致在格柵結(jié)構(gòu)的設(shè)計中無法有效辨識敏感設(shè)計和工藝參數(shù)，無法對結(jié)構(gòu)的制備給予針對性的指導(dǎo)，難以提高產(chǎn)品質(zhì)量。

因此，國內(nèi)應(yīng)在高質(zhì)量復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)制備工藝以及格柵結(jié)構(gòu)強(qiáng)度理論方面開展深入的研究工作，兩項工作相互促進(jìn)、協(xié)同發(fā)展，不斷提高復(fù)合材料格柵結(jié)構(gòu)的理論及實際力學(xué)性能，為我國航空航天輕質(zhì)高強(qiáng)結(jié)構(gòu)提供更好的解決方案。

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Application and Research Progress of Composite Lattice Grids Structure

WANG Shixun SHI Yuhong ZHANG Xi JI Baofeng LI Xiongkui

(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering,Beijing 100076)

The topologies of the periodic lattices are analyzed together with their manufacturing methods. Simultaneously, the design and performance testing for composite grid structures are introduced. And, the overview of the applications to the structures in the aerospace engineering are presented.

Composite，Grid structure，Manufacturing method，Design，Performance testing

2016-08-31

王世勛，1982年出生,博士研究生，高級工程師，主要從事運載火箭結(jié)構(gòu)設(shè)計工作。E-mail:shixun100@163.com

石玉紅，1964年出生，碩士，研究員，主要從事運載火箭結(jié)構(gòu)設(shè)計工作。E-mail:shi_jadered@163.com

TB33，V25

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.002