李長春，董 超，高志勇，劉 賽，秦玉靈

（1. 北京航天長征飛行器研究所，北京，100076；2. 空軍駐航天一院軍事代表辦公室，北京，100076）

0 引 言

近年來，先進復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的應(yīng)用不斷發(fā)展，部分復(fù)合材料的設(shè)計、制備工藝已經(jīng)比較成熟，并廣泛應(yīng)用于各類飛行器的承載結(jié)構(gòu)中[1]。目前國內(nèi)外傳統(tǒng)飛行器上的彈翼大多采用金屬骨架蒙皮加防熱涂層或防隔熱材料結(jié)構(gòu)，而金屬材料作為主承力結(jié)構(gòu)材料，其進一步輕質(zhì)化和低成本的空間已受到一定擠壓，優(yōu)勢不再明顯。碳纖維復(fù)合材料以其密度低、比強度高、耐高溫以及可設(shè)計性等特點在國內(nèi)外高超聲速飛行器的研究中迎來了發(fā)展熱潮，并將逐漸替代傳統(tǒng)的金屬材料，成為主要的承載結(jié)構(gòu)材料[2]。復(fù)合材料的成型及加工工藝是制約其推廣應(yīng)用的難點，為此開展了一種具有型腔不規(guī)則復(fù)合結(jié)構(gòu)的彈翼設(shè)計與研究，以探索碳纖維復(fù)合材料的鋪層結(jié)構(gòu)設(shè)計方法和成型工藝，并推廣其在具有復(fù)雜結(jié)構(gòu)特征的再入飛行器中的應(yīng)用。

1 彈翼結(jié)構(gòu)方案

再入飛行器彈翼在飛行過程中承受氣動力和氣動熱的聯(lián)合作用，其翼面形狀與其他飛行器類似，為具有一定厚度的板型結(jié)構(gòu)。由于承載能力和質(zhì)量是制約飛行器彈翼設(shè)計的重要因素，因此選擇一種高比強度的翼面結(jié)構(gòu)尤為重要。19世紀(jì)40年代以后人們逐漸認(rèn)識到這種結(jié)構(gòu)的重要性，夾芯結(jié)構(gòu)是由兩塊薄而強的面層和充填在其中用以保證兩塊面板共同工作、減緩兩層面板發(fā)生屈曲破壞的軟而輕的芯層所組成的復(fù)合結(jié)構(gòu)。通常情況下，這種結(jié)構(gòu)的面層較薄而芯層較厚，使得上下面板遠離中心軸，同時芯層對上下面板起到連接和支撐作用并具有一定的抗剪強度，因此夾芯結(jié)構(gòu)在相同剛度下較實心板有很大的輕質(zhì)優(yōu)勢[3]。

夾芯結(jié)構(gòu)能夠充分發(fā)揮芯層材料密度低的特點并且通過增加整個構(gòu)件厚度，從而提高構(gòu)件的彎曲剛度，所以采用這種結(jié)構(gòu)能使結(jié)構(gòu)剛度增加且自重降低，有利于增加結(jié)構(gòu)的屈曲載荷，提高結(jié)構(gòu)的固有頻率、減小結(jié)構(gòu)的變形，且結(jié)構(gòu)的隔音、隔熱及減振性能較好。

從夾芯板芯層材料形式角度出發(fā)，大致可將夾芯結(jié)構(gòu)分為3類：泡沫夾芯結(jié)構(gòu)、蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)和點陣夾芯結(jié)構(gòu)，如圖1所示。

圖1 幾種典型的夾芯結(jié)構(gòu)Fig.1 Several Typical Sandwich Structures

點陣夾芯結(jié)構(gòu)根據(jù)空間構(gòu)型的不同又可分為一維點陣結(jié)構(gòu)、二維點陣結(jié)構(gòu)和三維點陣結(jié)構(gòu)。再入飛行器彈翼翼面為梯形后掠體式外形，根據(jù)其使用環(huán)境特點可采用二維點陣結(jié)構(gòu)，即格柵蒙皮式。其主體采用骨架-蒙皮的承力結(jié)構(gòu)形式，型腔填充鋁蜂窩，彈翼尾部預(yù)留空氣舵?zhèn)鲃又蔚陌惭b結(jié)構(gòu)空間，蒙皮外層為防隔熱材料成型區(qū)，如圖2所示。

圖2 彈翼結(jié)構(gòu)布局及剖視圖Fig.2 Layout and Profile of the Vehicle Wing Structure

為減輕彈翼質(zhì)量，骨架結(jié)構(gòu)由承力較好的工字梁和槽型梁組成，內(nèi)部網(wǎng)格部分為工字梁，外部邊框為槽型梁；主梁支撐采用兩根錐形變厚度圓管，承受飛行中的主要彎、扭載荷，圓管內(nèi)部預(yù)留翼艙分離裝置安裝空間，與艙體插接；彈翼尾部設(shè)有安裝舵軸及其支撐結(jié)構(gòu)的圓管，與骨架連成一體。

2 彈翼材料的選擇

目前，用于航空航天承力防熱一體化綜合性能較好的復(fù)合材料有碳纖維/樹脂基、碳基和陶瓷基等材料，其中 C/SiC陶瓷基碳纖維復(fù)合材料以其耐高溫、高模量、高比強度和高穩(wěn)定性已經(jīng)用于如美國的X系列和HTV系列、歐洲的Pre-X系列等先進高超聲速飛行器結(jié)構(gòu)中，繼C/C復(fù)合材料之后成為一種新的戰(zhàn)略性熱結(jié)構(gòu)材料。這種材料能長時間穩(wěn)定工作在2000 ℃左右的嚴(yán)酷熱環(huán)境中并具有較高的力學(xué)性能[4]。

本文為探索碳纖維復(fù)合材料在復(fù)雜結(jié)構(gòu)上的設(shè)計方法及成型工藝，選用價格相對較低的 T700碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料作為彈翼骨架蒙皮的主承力結(jié)構(gòu)進行工程性考核，再逐步推廣至C/C、C/SiC等價格較高的高溫復(fù)合材料。T700碳纖維復(fù)合材料密度約1.6 g/cm3，耐溫 180°左右，成型工藝與其他碳纖維復(fù)合材料類似。

彈翼骨架型腔區(qū)采用鋁蜂窩芯材進行填充，防隔熱層大面積區(qū)域采用玻璃鋼蜂窩增強低密度燒蝕材料，該材料密度0.5 g/cm3，能在低熱流、長時間的熱環(huán)境下具有優(yōu)良的燒蝕性能，但其強度較弱，因此在棱邊及拐角處采用耐燒蝕并具有一定強度的中密度材料，其密度1.1 g/cm3。

3 鋪層的設(shè)計與成型

鋪層的設(shè)計是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計的重點，合理地利用復(fù)合材料不同于金屬的向異性特點，優(yōu)化搭配纖維鋪層的方向和比例，能最大程度地發(fā)揮復(fù)合材料可設(shè)計性的優(yōu)勢，提高復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強度及剛度。據(jù)研究發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)抗扭截面系數(shù)在單向鋪層方向為接近0°、45°及接近90°時較高，且隨著鋪層厚度增加而增大；扭轉(zhuǎn)剛度則在40～70°較好。在接近0°和90°鋪層間鋪設(shè)45°鋪層能提高零件抗扭性能；與反對稱鋪層方案相比對稱鋪層方案更有利于零件承受扭矩[5]。

3.1 主梁及舵軸圓管鋪層

主梁圓管是整個彈翼與艙體連接并承載的重要結(jié)構(gòu)，彈翼在飛行過程中受到的載荷從弾翼蒙皮傳遞到骨架和舵軸，再通過兩個主梁圓管傳遞到艙體上，受到彎矩為主、扭力為輔的載荷。由于圓管和工字梁一體成型難度較大，主梁及舵軸圓管均采用預(yù)制工藝，后與工字梁半包料整體成型，0°和 45°鋪層交替纏繞，壁厚均勻過渡，如圖3所示[6]。

圖3 主梁及舵軸圓管預(yù)制示意Fig.3 Prefabricated Main Girder and Rudder Shaft Round Pipe

3.2 骨架蒙皮鋪層

彈翼骨架結(jié)構(gòu)主要由工字梁和槽型梁組成，工字梁和槽型梁基體采用 0°和 45°鋪層交替纏繞，外包覆蒙皮由于直接承受氣動載荷，受力環(huán)境比較復(fù)雜，因此采用 0°、45°和 90°鋪層交替，鋪層比例根據(jù)載荷方向有局部調(diào)整[7]。

骨架與主梁圓管的鋪層連接設(shè)計是承載的關(guān)鍵，為保證骨架與圓管的傳力良好及成型工藝可行性，采取骨架半包覆圓管一體固化成型，局部鋪層截面如圖4所示。

圖4 骨架、蒙皮、圓管一體鋪層Fig.4 Framework, Skin, Round Pipe Integration Layer

3.3 弾翼成型方案

3.3.1 主承力結(jié)構(gòu)成型

彈翼骨架-蒙皮結(jié)構(gòu)需要盡可能地一體化成型，減少連接，以提高結(jié)構(gòu)強度和整體剛度，而骨架內(nèi)部形成了多個腔室，且結(jié)構(gòu)復(fù)雜，整體成型難度大[8]。因此選擇了分體共固化的成型方案，首先采用陰陽對模模壓工藝制備主梁和舵軸圓管；然后將彈翼骨架、一側(cè)蒙皮與其共同軟膜固化成型；脫模后將鋁蜂窩芯材分塊置于相應(yīng)型腔，并膠接固化成型；填充完成后鋪腹外蒙皮并一體固化成型；最后對安裝精度較高的舵軸安裝部位及其他連接部位進行局部加工[9]。

制備成型的彈翼主承力結(jié)構(gòu)試驗件如圖5所示。

圖5 主承力結(jié)構(gòu)試驗件示意Fig.5 Test Wing of Main Bearing Structure

3.3.2 防隔熱層成型

彈翼防隔熱層大面積采用蜂窩增強低密度燒蝕材料，棱邊及拐角處采用中密度材料。首先用工藝邊框代替中密度邊框與蒙皮膠接固化；然后在蒙皮表面安裝蜂窩并固化，進行低密度灌注；然后取下工藝邊框用中密度框進行粘接，局部進行清理、修補并固化；最后在彈翼表面涂覆防潮涂層。

4 有限元分析與計算

4.1 建模并劃分網(wǎng)格

如圖6所示，按鋪層設(shè)計方向進行建模，彈翼共劃分36 364個殼單元。

圖6 彈翼網(wǎng)格劃分示意Fig.6 Meshing of Vehicle Wing

4.2 邊界條件及加載

彈翼在艙體上安裝后由兩個主梁圓管和艙體抱死形成固定結(jié)構(gòu)，將兩個主梁圓管外表面與艙體接觸的部分進行固定約束，防止出現(xiàn)剛體位移；對結(jié)構(gòu)尖角、銳邊等進行過渡處理，防止出現(xiàn)應(yīng)力集中。彈翼法向力49 000 N，相對翼根彎矩6.5 kN·m，彈翼表面取均勻外壓，使其合力與法向力相等。彈翼約束邊界及加載條件如圖7所示。

圖7 彈翼約束及加載Fig.7 Constraints and Load on Vehicle Wing

4.3 計算結(jié)果

通過有限元分析軟件計算得到彈翼的變形及應(yīng)力應(yīng)變情況分別見圖8、圖9和圖10。

圖8 彈翼變形云圖Fig.8 Displacement of Vehicle Wing

圖9 彈翼應(yīng)力云圖Fig.9 Stress of Vehicle Wing

圖10 彈翼應(yīng)變云圖Fig.10 Strain of Vehicle Wing

彈翼的最大應(yīng)力、應(yīng)變及最大位移量如表1所示。

表1 彈翼的最大應(yīng)力、應(yīng)變及最大位移Tab.1 Max Stress, Strain and Displacement of Vehicle Wing

彈翼的最大應(yīng)力為 264 MPa，出現(xiàn)在主梁圓管與骨架連接的根部；彈翼的最大位移量為 10.1 mm，出現(xiàn)在翼前緣。經(jīng)與T700復(fù)合材料的力學(xué)性能比較，彈翼結(jié)構(gòu)強度滿足要求。

5 試驗實施及結(jié)果

5.1 試驗方案

彈翼的靜力試驗采用具有足夠剛度的夾具夾持彈翼試驗件的兩個主梁圓管，在彈翼單側(cè)表面均勻加載，為盡可能模擬氣動均布載荷，采用布袋包裹若干小鋼球鋪在彈翼表面，上方用加載板逐級加載，每級按10%的使用載荷遞增。彈翼邊緣共布置5個位移測點（D1～D5），2個主梁圓管和骨架底部的結(jié)合處分別沿周向布置8個應(yīng)變測點（S1～S8、S9～16），如圖11所示。

圖11 彈翼試驗件位移、應(yīng)變測點示意Fig.11 Layout of Displacement and Strain Measuring Points of Test Vehicle Wing

5.2 試驗結(jié)果

對弾翼1∶1試驗件進行了靜力加載試驗，先進行30%載荷的預(yù)加載試驗釋放內(nèi)部應(yīng)力，然后重新按10%使用載荷遞增加載至試驗件出現(xiàn)較大纖維斷裂聲響時停止加載，記錄試驗測量數(shù)據(jù)，彈翼試驗件的位移-載荷、應(yīng)變-載荷曲線如圖12所示。圖12a中序號①～⑤分別對應(yīng)圖 11中位移測點 D1～D5的位置，1#～5#曲線分別對應(yīng)位移測點 D1～D5實測位移隨載荷的變化；圖12b中序號①、②分別對應(yīng)圖11應(yīng)變測點S1～S8中的最大點和S9～S16中的應(yīng)變最大點，軸1、軸2分別對應(yīng)序號①、②這兩個應(yīng)變最大點的實測應(yīng)變隨載荷的變化。

圖12 彈翼試驗件位移、應(yīng)變曲線Fig.12 Displacement and Strain Curve of Test Vehicle Wing

由圖12可以看出，彈翼試驗件最大位移約11 mm，略高于有限元計算值10.1 mm；試驗件的應(yīng)變最大點出現(xiàn)在主梁圓筒的底部，當(dāng)試驗載荷達到使用載荷1.4倍時，靠近前緣的主梁纖維局部屈服，但未出現(xiàn)斷裂，最終試驗件的承載能力達到2.25倍使用載荷，滿足設(shè)計要求。

6 結(jié)束語

碳纖維復(fù)合材料在高超聲速飛行器承力防熱一體化結(jié)構(gòu)設(shè)計中發(fā)揮著越來越大的作用，本文通過對碳纖維樹脂基復(fù)合材料在彈翼試驗件結(jié)構(gòu)上的研究，驗證了碳纖維復(fù)合材料應(yīng)用于再入飛行器復(fù)雜結(jié)構(gòu)設(shè)計的可行性，對其在型號中的推廣應(yīng)用以及分析方法需要進一步論證。