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        充氣囊體力學(xué)性能試驗(yàn)研究

        2018-06-28 11:43:14苗常青祖振南王首騫徐鏵東
        載人航天 2018年3期
        關(guān)鍵詞:囊體肩部充氣

        苗常青,祖振南,王首騫,徐鏵東

        (哈爾濱工業(yè)大學(xué)復(fù)合材料與結(jié)構(gòu)研究所,哈爾濱150001)

        1 引言

        充氣囊體是一種新型密封結(jié)構(gòu),采用多層柔性復(fù)合材料制成,包括薄膜材料氣密層內(nèi)囊,和纖維復(fù)合材料承力層外囊,具有質(zhì)量輕、折疊體積小、展開(kāi)尺寸大等優(yōu)點(diǎn)[1?2],是未來(lái)載人空間艙及其他航天器大型密封結(jié)構(gòu)的有效解決方案[3?5]。

        充氣囊體的受力變形特性決定了其內(nèi)部乘員的生命安全及其在軌長(zhǎng)壽命運(yùn)行的安全可靠性。與傳統(tǒng)金屬承壓結(jié)構(gòu)不同,充氣囊體是柔性的,在內(nèi)部氣壓作用下,可產(chǎn)生較大的變形[6],尤其在較高內(nèi)壓(≥1 atm)情況下,具有顯著的非線(xiàn)性大變形特征,囊體的柔性和大變形特性,增大了囊體表面應(yīng)變測(cè)量的難度。

        目前,國(guó)內(nèi)外已有部分研究者開(kāi)始對(duì)充氣結(jié)構(gòu)在內(nèi)壓作用下的受力變形進(jìn)行研究。唐銘章等設(shè)計(jì)了一種新型傳感器用于充氣結(jié)構(gòu)應(yīng)變測(cè)試[7],陳帥等研究了充氣結(jié)構(gòu)承彎性能[8],Sosa等研究了充氣囊體地面展開(kāi)與有限元模擬[9]。目前研究的航天器充氣結(jié)構(gòu)的一般充氣壓力在0.05 MPa 以下,對(duì)較高充氣壓力(≥0.1 MPa)作用下的充氣結(jié)構(gòu)變形特性研究尚不多見(jiàn)。

        本文采用一種非接觸應(yīng)變測(cè)量方式,在較高的充氣壓力(≥0.1 MPa)下對(duì)充氣囊體進(jìn)行表面應(yīng)變?cè)囼?yàn)測(cè)量,通過(guò)對(duì)不同尺寸囊體、及囊體不同部位受力變形特性試驗(yàn)結(jié)果的分析,確定充氣囊體壓力容限。

        2 試驗(yàn)方案

        為測(cè)量囊體在不同的充氣壓力下的應(yīng)變場(chǎng),考慮柔性復(fù)合材料充氣囊體變形較大,本文采用非接觸式全場(chǎng)應(yīng)變攝影測(cè)量系統(tǒng)(VIC?3D),對(duì)囊體充氣過(guò)程中的應(yīng)變分布進(jìn)行測(cè)量,將囊體表面進(jìn)行設(shè)置VIC?3D系統(tǒng)可識(shí)別的點(diǎn)。VIC?3D測(cè)量系統(tǒng)采用DIC(Digital Image Correlation)數(shù)字圖像技術(shù),通過(guò)圖像采集器,拍攝不同時(shí)刻待測(cè)物圖像,通過(guò)內(nèi)置軟件圖像相關(guān)點(diǎn)進(jìn)行對(duì)比計(jì)算出物體表面位移及應(yīng)變分布,并將測(cè)量點(diǎn)的位移及應(yīng)變以矩陣數(shù)據(jù)或者應(yīng)變?cè)茍D形式輸出,輸出的應(yīng)變?cè)茍D分為軸向應(yīng)變和環(huán)向應(yīng)變。系統(tǒng)試驗(yàn)布局如圖1。

        圖1 試驗(yàn)布局Fig.1 Experiment layout

        測(cè)量時(shí),需在充氣囊體表面設(shè)置標(biāo)識(shí)點(diǎn),并形成一定面積的標(biāo)識(shí)區(qū)域,如圖2所示。

        圖2 充氣囊體表面標(biāo)志點(diǎn)Fig.2 Surface marking point on inflatable cabin

        充氣囊體采用纖維復(fù)合材料作為結(jié)構(gòu)承力材料其彈性模量為6920.41 MPa,拉伸強(qiáng)度為374.7 MPa,壁厚為1 mm。共測(cè)試兩個(gè)充氣囊體,直徑分別為0.45 m 和0.9 m.

        3 結(jié)果與分析

        3.1 不同充氣壓力下囊體表面應(yīng)變測(cè)量

        直徑0.45 m和0.9 m兩種尺寸的芳綸纖維復(fù)合材料充氣囊體在0~0.08 MPa充氣壓力下的表面應(yīng)變?cè)茍D如圖3~4。

        圖3 囊體軸向應(yīng)變?cè)茍DFig.3 Axial strain nephogram of the cabin

        圖4 囊體環(huán)向應(yīng)變?cè)茍DFig.4 Circumferential strain nephogram of the cab?in

        圖中,云圖的顏色表示應(yīng)變的大小。由于本文試驗(yàn)使用的囊體采用編織方法制造,相鄰的顏色塊代表不同方向的纖維的應(yīng)變,因此,相鄰顏色塊之間的顏色(應(yīng)變)差別較大。

        在大囊和小囊各取10個(gè)點(diǎn),利用平均值的形式,得到囊體應(yīng)變變化趨勢(shì)如圖5。由圖可知:直徑0.9 m和直徑0.45 m的囊體的表面應(yīng)變隨充氣壓力變化趨勢(shì)基本一致;但由于囊體曲率不同,在相同內(nèi)壓下,直徑0.9 m約為直徑0.45 m囊體表面應(yīng)變的2倍。

        圖5 不同尺寸囊體應(yīng)變圖Fig.5 Strain diagram of different size cabins

        3.2 囊體不同部位表面膜應(yīng)力特性分析

        對(duì)于囊體的不同部位,由于形狀(曲率)不同導(dǎo)致受力變形特性有很大區(qū)別,尤其是囊體肩部區(qū)域,是囊體形狀和結(jié)構(gòu)轉(zhuǎn)折最為顯著的區(qū)域,其受力變形特性會(huì)與囊體中部區(qū)域(圓柱段)有顯著不同。

        以直徑0.45 m囊體為測(cè)試對(duì)象,在囊體肩部與中部分別取一測(cè)試區(qū)域如圖6。使用VIC?3D,分別測(cè)量囊體表面中部和肩部的軸向應(yīng)變和環(huán)向應(yīng)變,得到表面應(yīng)變?cè)茍D如圖7~8。

        圖6 囊體測(cè)試位置Fig.6 Test positions on the cabin

        由囊體表面應(yīng)變測(cè)試結(jié)果,根據(jù)本構(gòu)關(guān)系σ=Eε,可計(jì)算得到囊體表面某一方向(軸向或環(huán)向)的薄膜應(yīng)力。在中部和肩部各取10個(gè)點(diǎn),利用平均值的形式,得到薄膜應(yīng)力與測(cè)試部位關(guān)系如圖9。

        從圖9可以看出,囊體不同部位的軸向薄膜應(yīng)力和環(huán)向薄膜應(yīng)力都隨充氣壓力增加而增大。中部應(yīng)力隨充氣壓力增加基本呈線(xiàn)性增加,而肩部應(yīng)力則呈現(xiàn)出明顯的非線(xiàn)性變化趨勢(shì)。在充氣壓力低于0.05 MPa時(shí),肩部應(yīng)力小于中部應(yīng)力。但當(dāng)充氣壓力大于0.05 MPa時(shí),肩部大于中部應(yīng)力,且肩部應(yīng)力隨充氣壓力增加而增大的速率更快。這可能是由于:囊體肩部接近囊體開(kāi)口位置(艙門(mén)位置),囊體開(kāi)口位置是由艙門(mén)金屬門(mén)框與囊體纖維連接,而導(dǎo)致開(kāi)口位置附近產(chǎn)生應(yīng)力集中,并改變應(yīng)力分布和變化規(guī)律。

        圖7 囊體不同部位軸向應(yīng)變?cè)茍DFig.7 Axial strain nephograms of different parts of the cabin

        圖8 囊體不同部位環(huán)向應(yīng)變?cè)茍DFig.8 Circumferential strain nephograms of differ?ent parts of the cabin

        3.3 充氣囊體壓力容限分析

        充氣囊體為薄膜結(jié)構(gòu),根據(jù)薄膜理論,在內(nèi)部氣壓作用下,薄膜結(jié)構(gòu)受力情況如圖10,柔性薄膜囊體受力平衡微分方程為式(1)。

        圖9 囊體不同部位表面應(yīng)力圖Fig.9 Surface stress of different parts of the cabin

        圖10 薄膜結(jié)構(gòu)充氣壓力作用下受力示意Fig.10 Stress sketch of membrane structure under inflation pressure

        式中,t為薄膜的厚度;Pb為內(nèi)壓;r為曲率半徑,Δl為選取的無(wú)窮小條帶寬度?;?jiǎn)(1)可得內(nèi)壓作用下囊壁薄膜應(yīng)力為式(2):

        根據(jù)式(2),計(jì)算囊體薄膜應(yīng)力并將計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)所得數(shù)據(jù)對(duì)比如圖11~12。

        圖11 大囊表面壓力與充氣壓力關(guān)系Fig.11 Relationship between surface pressure and inflation pressure of the big cabin

        圖12 小囊表面壓力與充氣壓力關(guān)系Fig.12 Relationship between surface pressure and inflation pressure of the small cabin

        從圖11可以看出,試驗(yàn)測(cè)試與理論計(jì)算結(jié)果符合較好,說(shuō)明本試驗(yàn)方案可用于對(duì)大變形充氣囊體結(jié)構(gòu)表面應(yīng)變的測(cè)量。由上述試驗(yàn)結(jié)果,可得0.9 m囊體薄膜應(yīng)力隨充氣壓力變化關(guān)系為σt1=473.96Pi-0.23。根據(jù)上文給出的纖維拉伸強(qiáng)度,可由該式計(jì)算得到該囊體的壓力容限為0.79 MPa。

        從圖12可以看出,試驗(yàn)測(cè)試與理論計(jì)算結(jié)果符合較好,說(shuō)明本試驗(yàn)方案可用于對(duì)大變形充氣囊體結(jié)構(gòu)表面應(yīng)變的測(cè)量。由上述結(jié)果,可得0.45 m囊體薄膜應(yīng)力隨充氣壓力變化關(guān)系為σt2= 221.57Pi+ 0.51。 由上式計(jì)算得到 0.45 m 充氣囊體的壓力容限為1.69 MPa。

        根據(jù)上文中薄膜囊體理論模型,計(jì)算得到充氣囊體壓力容限與囊體曲率關(guān)系如圖13。

        圖13 囊體壓力容限與囊體曲率關(guān)系Fig.13 Relationship between the pressure tolerance and the curvature of the capsule

        可以看出,本研究所設(shè)計(jì)的充氣囊體,在厚度為1 mm情況下,當(dāng)曲率大于0.28時(shí),即囊體半徑不大于3.5 m時(shí),可滿(mǎn)足載人航天對(duì)內(nèi)部壓力的要求。

        4 結(jié)論

        1)非接觸式全場(chǎng)應(yīng)變測(cè)試方法可用于測(cè)試充氣囊體大變形下的應(yīng)變分布,其結(jié)果是有效、可靠的。

        2)壓力較低時(shí),囊體表面薄膜應(yīng)力隨氣壓增大而線(xiàn)性增大。但當(dāng)充氣壓力增大到一定程度時(shí),受開(kāi)口處囊體纖維與艙門(mén)門(mén)框連接影響,充氣囊體肩部會(huì)產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象。

        3)纖維充氣囊體,在厚度為1 mm情況下,當(dāng)曲率大于0.28時(shí),即囊體半徑不大于3.57 m時(shí),即可滿(mǎn)足載人航天對(duì)內(nèi)部壓力的要求。

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