航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析航天返回与遥感sPACECRAjRECO,,】隅Y&R]lIESENSG第28卷第3期2O07年9月航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析方宝东张建刚申智春张文巧(上海卫星工程研究所,上海200240)摘要蜂窝夹层结构复合材料在航空,航天结构中已得到了广泛的应用.文章从热变形分析角度出发,对蜂窝夹层结构复合材料的热变形分析问题提出了几点看法.关键词蜂窝夹层结构复合材料热变形分析航天器TheThermalDeformationAnalysisofHoneycomb SandwichStructureCompositeMaterialsinSpacecraft FangBaodongJiangangShenZhichunZhangWenqiao(Sh~nskaInstitute0fSatelliteEngineering,Sh~nska2OO24O) AbstractThehoneycombsandwichstructurecompositematerialshavebroadapplicationfor spacecraftinthedo—mainofaeronauticsandaerospace.Fromtheaspectofthethermaldeformation,someviewpoi ntsaboutthermaldeforma—tionanalysisinthehoneycombsandwichstructurecompositematerialsareputforward. KeyWordsHoneycombsandwichstructureComix~itematerialsThermaldeformationanal ysisSpacecraft1引言蜂窝夹层结构复合材料具有质量轻,抗弯性能好等特点,在航空,航天领域中有着广泛的应用【】J,随着航天器总体技术的不断进步,人们对蜂窝夹层结构复合材料构件的使用精度提出了更高的要求,如航天器大型天线对型面的尺寸精度要求;太阳电池基板在轨状态下,由于温差较大(有的多达60cC)而引起的热变形问题,从而引起太阳电池贴片的失效,因此要求基板具有较小的热变形;光学遥感航天器的大型光学敏感元件由于像质的需要,对安装支架提出了较高的尺寸稳定性要求;采用三轴稳定姿态控制方式的高轨道气象航天器,由于星上电子设收稿日期:2O07—03—05备工作引起的星体内部温度的变化以及外热流环境的变化会引起航天器表面温度的变动,使有效载荷安装平台产生较大的热变形,从而影响有效载荷光轴的对地指向精度,因此对有效载荷安装平台的热变形提出了更高的要求.文章根据承担型号任务的需要,对蜂窝夹层结构复合材料热变形分析进行了一些研究和探讨.2结构特点2.1结构组成蜂窝夹层结构复合材料是典型的轻质结构,通常由上表板,下表板,上胶膜,下胶膜,中间蜂窝芯层所构成(见图1),按照平面投影形状,蜂窝芯可分为正六边形,菱形,矩形等,其中正六边形蜂窝用料省,制造简单,结构效率最高,因而应用最广.第3期方宝东等:航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析45 蒙皮胶膜窝芯子胶膜蒙皮图1蜂窝夹层结构组成2.2等效方法对蜂窝夹层结构进行等效分析时常用的等效方法有:1)层合结构等效模型.此模型在简化时假定芯层能抵抗横向剪切变形并且具有一定的面内刚度,上,下蒙皮层服从Kirchhoff假设,忽略其抵抗横向剪应力的能力.在以上假设条件下,蜂窝芯层可以被等效为一均质的厚度不变的正交异性层.对于正六边形蜂窝,等效弹性参数表示如下_2J:==(手).EG=(手).E一=手G=手G=1/3其中E,G为夹芯材料的工程常数;z,t分别为蜂窝胞元壁板的长度和厚度;y为修正系数,取决于工艺,一般取0.4～0.6,理论值取1.0.等效弹性参数也可通过试验方式得到.2)正交各向异性板等效模型.此模型运用REDDY低阶剪切理论对蜂窝夹层结构进行了分层研究,然后用同样的理论对一个假想的具有同样尺寸的单层厚板作同样的分析,比较各系数,即可推导出单层板的等效工程弹性常数,将蜂窝夹层结构等效为一等厚正交各向异性板.3)各向同性板等效模型.此模型根据弯曲刚度,拉压刚度及质量等力学参量的等效,得到一个等效的各向同性板,等效各向同性板的弹性模量,厚度及质量密度由等效关系式确定.2.3主要力学特征蜂窝夹层结构的主要特点是:上,下面板一般材料和厚度相同,而且比芯子厚度小得多,面板材料的强度和刚度很高;芯子沿板面为正交各向异性构造, 沿板面方向的刚度和强度很小,由此反映出以下力学性能特征:1)弯矩主要由面板承担.由分析可知,蜂窝夹层结构由面板承担的弯矩要大大地大于由芯子承担的弯矩.2)面板中的应力沿厚度接近均匀分布.由于蜂窝夹层结构的面板很薄,面板中的最大应力与平均应力相差很少,面板中的应力可认为沿厚度接近均匀分布.3)横向剪切力主要由芯子承担.蜂窝夹层结构受载时会产生弯矩和垂直于板面的横向剪切力, 横向剪切力在蜂窝夹层结构中产生相应的横向剪应力,由于面板很薄,能承担的横向剪切力不大,横向剪切力主要由芯子承担.4)通常不能忽略芯子的横向剪切应变.由于蜂窝夹层结构芯子的横向剪切弹性模量不大,因此横向剪切变形不能忽略.5)芯子具有支持面板避免失稳的作用.蜂窝夹层结构的芯子将提供薄面板的一个横向支承,避免面板的局部失稳.芯子的支承能力与芯子的横向弹性模量和芯子厚度的比值成正比.2.4力学分析航天器蜂窝夹层结构的力学分析主要包括模态(及动力响应)分析,静力分析,稳定性分析和连接节点强度分析,目前,热变形分析方面可见到的文献报道不多.(1)模态分析模态分析用于获得蜂窝夹层结构航天器的固有频率,验证是否满足基频设计要求.(2)静力分析静力分析按航天器结构的各种关键时刻给出的设计组合载荷条件逐一进行分析.分析后可获得组成航天器的各蜂窝夹层结构板的各单元每层的应力及最大主应力,各节点的位移以及主要设备与板连接点处的内力:轴力,弯矩,扭矩和剪力,以此校核板的强度和稳定性.(3)稳定性分析常见的蜂窝夹层结构稳定性的失效模式有:结构板总体失稳,面板皱曲,结构板剪切皱损,面板格间凹航天返回与遥感2007年第28卷陷,芯子压塌,面板脱胶,通过有限元模型的静力分析获畴演夹层结构航天器的载荷和应力,随后与上述分析求得的各类失稳的临界载荷或临界应力比较,验证蜂窝夹层结构稳定性并可计算其安全裕度. (4)热变形分析蜂窝夹层结构航天器的热变形分析模型采用较多的是动力学分析模型,即按照蜂窝夹层结构动力学等效模型的简化方式建立热变形分析模型的设计,按照这种方法计算的结果与试验测试结果相比存在一定的误差.3热变形分析建模蜂窝夹层结构在航天器结构中应用十分普遍,但是,由于它是各向异性的多层结构,大量的预埋件,胶层等的存在给直接建立有限元模型带来极大的不便.虽然MSC.Patran提供了层合结构材料模型,但为减少计算量,简化计算模型,本项分析中对蜂窝夹层结构进行了等效处理.将蜂窝夹层结构等效成与原夹层板不等厚度的各向同性的壳元素,并使得等效板与原板在承受拉压加弯曲方面等效,它的理论基础是作为弯曲板,符合小挠度薄板的卡尔霍夫(Kirchihoff)假设.这种等效方法已通过多个算例的验证.文章在结构力学建模原则的指导下,结合工程实例,采用有限单元法建立蜂窝夹层结构热变形分析模型,如图2所示.矩形蜂窝夹层结构长为1000mm,宽为300toni,上,下蒙皮层厚为0.5mm,蜂窝芯层厚为28.7toni,六边形蜂窝边长为5mm,厚度0.04mm,蒙皮层材料为T80OJ/AG一80.矩形蜂窝夹层板一边固支,其余各边自由,在板的上下表面施加均布温度载荷,温度梯度为30cI=.图2矩形蜂窝夹层结构热变形分析力学模型实例(I)按层合板方式建模层合结构等效模型用壳单元进行模拟,内外蒙皮由单向板铺层设计得到,铺层角度为Eoo/±30o/90o/ 0o],每层厚度为0.1rnm,材料数据通过试验方式得到,单向板按各向异性给出,其性能参数为0o方向线膨胀系数为一0.5×10—6/℃,90~方向线膨胀系数为44.9×10～6/cI=,El1=184.2GPa,=10GPa,G12=4.8GPa.蜂窝芯层材料常数为弹性模量E=71GPa,密度2700kg/m3,单元网格划分见图3.图3层合板方式等效的网格图(2)按实体方式建模实体模型:实体模型中对蒙皮和蜂窝芯子均用壳单元进行模拟,复合材料蒙皮用正交各向异性材料常数,铝蒙皮及蜂窝芯子用对应的各向同性材料常数,单元网格划分见图4,单个蜂窝夹层结构复合材料胞元如图5所示.图4蜂窝夹层结构实体模型网格图图5单个正六边形蜂窝胞元的模型第3期方宝东等:航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析474试验结果对比讨论按照第3节的尺寸,设计两块碳纤维蒙皮的蜂窝夹层板进行热变形测试.两块板内外蒙皮铺层均为[Oo/±300/900/0.],板1的蜂窝条带方向沿着长度方向(1O00mm方向),板2的蜂窝条带方向沿着(300mm方向),试验中热源采用灯阵模拟,温度梯度依靠风扇产生.试验结果对比情况见表1.表1蜂窝夹层结构热变形结果比对项目板1长度方向热变形板2长度方向热变形名称变形量/t-~m误差变形量/t-~m误差层合板等效134166%121146%实体等效152134%133124%试验(1)35602980(1)注:蜂窝夹层结构试验状态F,室温15℃,板内侧温度85℃,由于试验方法尚无规范依据,试验中加热速率,温度稳定时间等不尽相同,板内外侧的温度梯度不容易控制,试验中板外侧与板内侧实际温差在18~C～29℃之间.从表中可以看出,采用热变形计算结果与试验30X10—6/℃50X10一/℃,比很多金属如铝(约结果相比误差较大,两种等效方法下的计算结果比21.4X10一/℃),钛合金(约8.53X10一/℃)[6的线较接近,下面就蜂窝夹层结构复合材料的热变形计膨胀系数都要大,因此,在高精度的分析中应该考虑算和试验进行了初步探讨.进去.4.1关于线膨胀系数的讨论在建模的过程中,对蜂窝夹层结构的线膨胀系数进行等效:1)对于碳纤维复合材料蒙皮的线胀系数,一般根据单向板试验数据进行加载,而不能根据纤维自身的线胀系数加载,需要注意的是,单向板线膨胀系数的准确与否对于计算结果有较大影响.对于铝蒙皮的蜂窝夹心板,完全按照各向同性线膨胀系数进行加载,该方法计算出来的热变形与相关型号航天器的试验值相比,趋势一致,但数值有些差别,计算结果偏小.2)经过分析发现,实际蜂窝芯子由于自身结构的特点,其L向(蜂窝条带方向)膨胀性能和W向(垂直于蜂窝条带方向)膨胀性能不完全一致,计算中按各向同性的线膨胀系数输入,这样会使结构热变形分析结果偏小,但是从设计安全性角度考虑,在没有研究出有效可靠的计算方法之前,对复杂的蜂窝夹层结构可以采用层合板方法进行热变形分析,按此法所得计算结果只能说明热变形的趋势.3)蜂窝夹层结构胶膜的线膨胀系数一般在4)目前国内在蜂窝夹层结构的热变形试验的研究开展的较少,针对性的试验数据不多,关于蜂窝夹层结构线膨胀系数的如何准确的选取还需要科研人员做进一步的探讨.4.2关于温度载荷加载情况的讨论航天器在轨运行环境中,蜂窝夹层结构板的内J't-~U存在一定的温差,在建模过程中,如果将实际蜂窝夹层结构简化为壳单元,这就意味着在热载荷加载过程中,没有考虑板厚度对于热变形的影响,这相当于忽略了由于蜂窝夹层结构内外表面的温度梯度引起的弯曲热变形,这会对热变形分析造成一定的误差.文章通过计算分析发现,在按照壳单元加载热载荷情况下所得到的计算结果,比试验结果偏大,计算结果偏于安全.如果做进一步的分析,将载荷温度场作用下的板结构按实体单元进行分析比较,但考虑到该形式下整个航天器模型的计算量较大,对于计算机器要求较高,故该方法可操作性不大,而更好的方法还有待于做深入的研究,温度载荷加载情况如图6所示.。