郭鳳明，吳 潔，姜 沂，馮邵偉，楊浩亮

(北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076)

運載火箭發(fā)射上升階段，外表面將受到嚴酷的氣動外壓和氣動加熱作用。外表面凸起物保護罩保護著箭體外表面重要的單機產(chǎn)品，包括攝像頭、天線、火工品類產(chǎn)品等。若保護罩失效則會造成惡劣后果，輕則造成測量儀器等無法工作，嚴重時(如火工品等參與控制的單機保護罩失效)甚至直接導致發(fā)射失敗。因此火箭結構研究設計人員通常將保護罩的設計及安裝作為控制的重點。傳統(tǒng)保護罩采用鋁合金鈑金成型工藝?？紤]到空氣動力學方面的要求，保護罩應具有流線型外觀，但凹坑通常下陷較深，導致保護罩產(chǎn)品結構質量偏大，此外鈑金還存在成品率低、加工時間長、能源消耗大等缺陷。

復合材料以其低結構質量、低膨脹率、高溫性能及熱穩(wěn)定性好等優(yōu)勢被不斷應用到火箭的防熱承載一體化結構設計當中[1-2]，此外復合材料保護罩還具有易成型、工裝模具返修簡單、生產(chǎn)效率高等優(yōu)點。由于高強纖維成型的先進復合材料保護罩較鋁合金保護罩減重效果十分明顯，因此美、俄等國普遍采用復合材料進行保護罩設計。20世紀70年代，以中遠程導彈天線窗和天線罩為應用背景，美國的Philco-Ford公司和General Electric公司開發(fā)了3D石英纖維增強二氧化硅復合材料，牌號為AS-3DX和Markite 3DQ[3]。俄羅斯從事天線罩材料的研究已有幾十年的歷史，在天線罩材料的研究方面有著自己的特色，著重進行織物增強有機硅樹脂及磷酸鹽材料體系的研究，并已廣泛應用于各類火箭[4]。國內也對復合材料保護罩關鍵工藝和結構性能進行了深入的研究：王成華等[5]以再入飛行器復合材料艙段極限應力強度分析為背景，對復合材料強度失效準則和算法進行了研究；蔣邦海等[6]對一種碳纖維二維正交平紋機織布增強樹脂基復合材料的各向異性準靜態(tài)壓縮性能開展了實驗研究，并初步討論了碳纖維初始微屈曲對復合材料壓縮性能的影響；楊云昭等[7]對國產(chǎn)碳纖維增強樹脂基復合材料阻尼性能進行了實驗研究；熊璇等[8-11]研究了復合材料的有效熱膨脹系數(shù)及茯影響；陳鵬飛等[12]基于單層特征曲線法分析了復合材料機械連接接頭強度。近年來，對防熱復合材料的高溫力學性能研究也引起了廣泛關注[13-15]。

為了解決新一代運載火箭復合材料凸起物保護罩的防熱及承載性能問題，本文通過試驗和有限元分析對單層碳纖維-多層玻璃纖維-單層碳纖維鋪層的復合材料(603A/碳玻碳混雜復合材料)的防熱承載能力進行分析和總結。

1 復合材料保護罩結構及工況說明

1.1 保護罩結構形式

火箭在大氣層飛行過程中，由于邊界層中氣流的動能轉化為熱能，使氣體溫度升高，其中一部分熱量傳入結構殼體中，使殼體溫度升高。氣動加熱的嚴重程度，取決于飛行軌道參數(shù)、火箭外形、外流場邊界層狀態(tài)和激波位置等流動條件。火箭箭體外側的凸起物保護罩起到防氣動熱和氣動壓力的作用。

由于運載火箭外部的凸起物種類繁多，結構形式各異，因此凸起物保護罩的外形也多種多樣，常見的保護罩外形如圖1所示。保護罩安裝通常采用翻邊處布置壓條和螺釘?shù)墓潭ǚ绞健?/p>

圖1 常見保護罩形式

1.2 載荷工況

保護罩的厚度一般由火箭飛行過程中的熱流條件和氣動壓力所決定，設計熱流通常在幾十到幾百千瓦每平方米，氣動壓力通常在正負一個大氣壓范圍之內，具體數(shù)值需要根據(jù)具體飛行過程和結構形式確定。

保護罩所受的氣動加熱主要集中在火箭飛行過程中的保護罩迎風面處，此處由于相對風速最終減小為零(理論駐點)，氣動加熱最為嚴重，同時氣動外壓力也最大。

對于有密封要求的保護罩，由于外太空接近真空狀態(tài)，因此隨著飛行高度增加，在承受外壓作用之后，會最終受到1 bar左右內壓作用，內壓均勻作用在保護罩內側。由此可見，在保護罩設計時，需要考慮在極限熱流條件作用下，承載外壓和承載內壓兩種工況。

保護罩受到內壓作用時，1 bar的內壓載荷對于鋁合金材料和復合材料的保護罩的影響，可直接通過有限元計算或者工程算法計算分析。但在外壓載荷作用下，根據(jù)材料力學可知，保護罩會發(fā)生失穩(wěn)和壓縮兩種破壞形式，分析過程較為復雜。

1.3 603A/碳玻碳混雜復合材料物理性能

本文對一種603A/碳玻碳混雜復合材料制備的保護罩進行防熱和承載能力研究，此復合材料采用SW280高強玻璃布增強603環(huán)氧樹脂制備。對復合材料按照GB/T 1447—2005在不同溫度下材料的物理性能進行測試，測試結果見表1。對拉伸強度和拉伸模量進行線形擬合，擬合結果如圖2和圖3所示。彈性模量隨溫度變化的函數(shù)為E=-0.053T+41.95，其中E為拉伸彈性模量，T為溫度。拉伸強度隨溫度變化的函數(shù)為σb=-0.785T+572.5，其中σb為拉伸彈性模量。

表1 力學性能參數(shù)

圖2 彈性模量隨溫度變化曲線

圖3 拉伸強度隨溫度變化曲線

603A/碳玻碳混雜復合材料樣件外觀如圖4所示。

圖4 復合材料樣件

2 兩種壓縮破壞模式

根據(jù)材料力學可知，結構在壓縮載荷作用下，破壞形式有失穩(wěn)破壞和壓縮破壞兩種，因此在對結構進行外壓設計時，需考慮壓縮破壞和失穩(wěn)破壞兩種破壞模式。本文對多種形式的保護罩進行熱-外壓試驗，主要介紹分別出現(xiàn)失穩(wěn)和拉伸斷裂失效模式的兩種試驗。

2.1 失穩(wěn)破壞模式

2.1.1試驗前準備

對火工品保護罩樣件一進行熱-外壓試驗。保護罩厚度為1.5 mm，高度為845 mm，如圖5所示。全罩共布置測點13對，內外測點位置相同。

圖5 保護罩一示意圖和尺寸

2.1.2試驗過程及數(shù)據(jù)記錄

試驗開始后先抽取保護罩內空氣，使得保護罩內外壓差達到0.06 MPa。隨后開啟燈陣電源，施加熱流。燈陣布局如圖6(a)所示，到達熱流為25 kW/m2。在熱流施加59 s后，保護罩發(fā)生失穩(wěn)變形，并產(chǎn)生局部褶皺，保護罩內壓力迅速降低，試驗人員手動關閉熱流電源，至此試驗結束。

圖6 保護罩一

試驗后樣件外觀形狀如圖6(b)所示，從圖中可以看出，保護罩兩側發(fā)生了明顯的失穩(wěn)變形。試驗中記錄了各個測點處溫度變化數(shù)據(jù)，測點分布如圖6(c)所示。圖7為樣件外壁溫度，圖8為樣件內壁溫度，圖9為保護罩內壓力隨時間變化曲線。

圖7 外壁溫度

圖8 內壁溫度

圖9 保護罩內部壓力隨時間變化曲線

2.1.3試驗結果分析

對試驗測量數(shù)據(jù)的分析結果如下：

1)根據(jù)測點分布圖和圖7、圖8所示的測點溫度曲線可知，保護罩內、外壁溫度隨時間增加而增加，外壁溫度在熱流施加后75 s達到峰值，比試驗人員關閉熱流電源時間滯后15 s左右，這是由于電源關閉后，燈陣溫度無法立即降低為室溫所致。內壁溫度在熱流施加后98 s達到峰值，這是由于關閉熱流電源后，試驗件外部熱流仍向試驗件內部傳遞造成的。

2)內部溫度相比于外部溫度有延遲，但最終溫度峰值相同，均為265 ℃。

3)從圖9保護罩內部壓力變化曲線中可以看出，保護罩內部壓力在試驗開始后59 s瞬時失壓，與試驗現(xiàn)象一致。此時對應保護罩發(fā)生失穩(wěn)時刻，內壁溫度最大為171 ℃，外壁溫度最大為212 ℃。

2.2 拉伸破壞模式

2.2.1試驗前準備

對火工品保護罩樣件二進行熱-外壓試驗。保護罩厚度為3.0 mm，高度為607 mm，如圖10所示。

圖10 保護罩二尺寸和測點位置示意圖(展開式)

2.2.2試驗過程及數(shù)據(jù)記錄

試驗開始后先抽取保護罩內空氣，使得保護罩內外壓差達到0.06 MPa。隨后開啟燈陣電源，施加熱流。燈陣布局如圖11(a)所示，到達熱流為25 kW/m2。在熱流施加70 s后，保護罩發(fā)生斷裂破壞，保護罩內壓力迅速降低，試驗人員手動關閉熱流電源，至此試驗結束。

試驗后觀察保護罩可知，在保護罩的上沿處發(fā)生了斷裂，如圖11(b)所示。內、外壁溫度隨時間變化曲線如圖12所示。罩內壓力變化如圖13所示。

圖11 保護罩二

圖12 內、外壁溫度(TW為外壁，T為內壁)

圖13 整流罩內部壓力

2.2.3試驗結果分析

對試驗測量數(shù)據(jù)的分析結果如下：

1)根據(jù)測點分布和圖12所示的測點溫度曲線可知，保護罩內、外壁溫度隨時間增加而增加，外壁溫度在試驗開始后76 s達到峰值，比試驗人員關閉熱流電源時間滯后6 s左右，這是由于電源關閉后，燈陣溫度無法立即降低為0 ℃導致。內壁溫度在試驗開始后112 s達到峰值，這是由于關閉熱流電源后，試驗件外部熱流仍向試驗件內部傳遞造成的。

2)內部溫度相比于外部溫度有延遲，這是因為試驗件較厚，最終內壁溫度并未達到外壁溫度峰值。內壁溫度最大為137 ℃，外壁溫度最大為254 ℃。

3)從圖13保護罩內部壓力變化曲線中可以看出，保護罩內部壓力在試驗開始后70 s瞬時失壓，與試驗現(xiàn)象一致。此時對應保護罩發(fā)生失穩(wěn)時刻，內壁溫度為94 ℃，外壁溫度為254 ℃。

3 承載能力有限元計算

3.1 失穩(wěn)破壞模式

3.1.1有限元建模

本文采用ABAQUS 6.12軟件計算保護罩在熱-壓力載荷作用下的應力和應變。實際保護罩為薄殼結構，因此適宜采用殼單元進行建模，本例中采用S4R殼單元進行設定，單元最小尺寸為5 mm。本例主要分析保護罩的失穩(wěn)載荷，根據(jù)相同鋪層狀態(tài)試件的彈性模量測量結果，把多層結構簡化為各項同性材料。不同溫度下的材料彈性模量按照對表1中試驗數(shù)據(jù)進行線性插值方式計算獲得后施加，泊松比為0.3。

模型中加載方式和網(wǎng)格劃分情況如圖14所示。為了與試驗中壓力加載方式保持相同，外壓均勻施加在保護罩外表面，同時對保護罩在翻邊處采取固支方式固定。

圖14 有限元模型加載及網(wǎng)格

3.1.2計算結果

采用ABAQUS buckle失穩(wěn)計算分析步，保護罩一的失穩(wěn)形式如圖15所示，失穩(wěn)外壓載荷為0.067 MPa。

圖15 失穩(wěn)模式

3.2 拉伸破壞模式

3.2.1有限元建模

與保護罩一相同，保護罩二采用S4R殼單元進行建模，單元最小尺寸為5 mm。不同溫度下的材料彈性模量按照對表1中試驗數(shù)據(jù)進行線性插值方式計算獲得后施加，泊松比為0.3。

模型中加載方式和網(wǎng)格劃分情況如圖16所示。為了與試驗中壓力加載方式保持相同，外壓均勻施加在保護罩外表面，同時對保護罩在翻邊處采取固支方式固定。

圖16 有限元模型加載及網(wǎng)格

3.2.2計算結果

采用ABAQUS static靜力計算分析步，加載外壓后保護罩二的應力分布形式如圖17所示，其中最大Mises應力發(fā)生在保護罩下沿，大小為375 MPa。

圖17 Mises應力分布

4 有限元結果與試驗結果對比

把試驗數(shù)據(jù)和有限元計算結果進行對比，情況見表2。從表中可以看出：

表2 試驗與有限元計算對比

1)對于保護罩一，試驗失穩(wěn)載荷為0.060 MPa，有限元計算失穩(wěn)載荷為0.067 MPa，是試驗載荷的1.14倍，說明模型能夠較好地預測試驗件的失穩(wěn)形式。

2)對于保護罩二，破壞模式是在應力最大處發(fā)生了拉伸斷裂，試驗的斷裂應力為372 MPa，有限元模型中最大載荷為375 MPa，計算結果與試驗結果符合程度較高。

由此可知，需要從失穩(wěn)和局部斷裂兩方面對保護罩進行設計和校核，以保證保護罩在箭體飛行過程中功能正常。

5 結論

本文對試驗結果進行分析，并采用線性差值處理的材料物理參數(shù)進行有限元仿真計算，得到以下結論：

1)運載火箭箭體外表面不規(guī)則凸起物保護罩在設計之初要考慮失穩(wěn)和斷裂兩種失效模式；

2)對于兩種保護罩外形實例，603A/碳玻碳混雜復合材料分別在1.5 mm和3.0 mm厚度下能夠滿足0.6個大氣壓的熱-外壓考核，失效時外表面溫度分別為212 ℃和254 ℃；

3)未來運載能力更大的新型運載火箭的保護罩會承受更高的工作溫度和更惡劣的環(huán)境，復合材料易成型、密度小的優(yōu)勢會更加明顯。本文的試驗和計算結果可以為國內運載火箭復合材料保護罩的設計及應用提供支撐和參考。