大型对日定向装置大开口复合材料主承力架传力设计及验证.pdf

第 40 卷 2023 年第 5 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）大型对日定向装置大开口复合材料主承力架传力设计及验证刘子仙1，许文彬1，汤亮1，傅质彬1，马志飞1，兰付明1，钱志源1，姚刚2（1.上海宇航系统工程研究所，上海 201109；2.上海秦耀航空试验技术有限公司，上海 201323）摘要:根据大型对日定向装置的结构特点和受力特性，调整传力结构，充分利用纤维增强复合材料结构的可设计性，开展优化设计。在保证高刚度和轻量化的同时，克服结构大开口带来的承载能力不足，设计出结构质量与承载比仅为 5.2%，集舱段和壳体功能于一体的大型对日定向装置复合材料主承力架结构。建立有限元模型，分别采用 Tsai-Wu 和最大应变 2 种纤维增强复合材料的强度失效准则，对其进行校核。开展静力试验，采集应变等信息，与有限元仿真分析结果展开对比。结果表明：其整体趋势一致，顺利通过试验考核。关键词:大型对日定向装置；主承力架；碳纤维；复合材料；大开口结构中图分类号:TN 911.73；TP 391.9 文献标志码:A DOI:10.19328/ki.20968655.2023.05.017Force Transfer Design and Verification of Large Opening Structure Designed with Carbon Fiber Reinforced Composite for Large-Scale Solar-Oriented DevicesLIU Zixian1，XU Wenbin1，TANG Liang1，FU Zhibin1，MA Zhifei1，LAN Fuming1，QIAN Zhiyuan1，YAO Gang2（1.Shanghai Aerospace System Engineering Institute，Shanghai 201109，China；2.Shanghai Cheer Aviation Testing Technique Co.Ltd.，Shanghai 201323，China）Abstract:According to the structural and mechanical characteristics of large-scale solar-oriented devices，the optimized design is carried by optimizing the force transfer structure and making full use of the designability of fiber reinforced composite materials.In order to ensure the demands of high stiffness and lightweight and overcome the insufficient bearing capacity caused by large opening structure，the main bearing frame products with the weight-to-bearing ratio of only 5.2%are designed for large-scale solar-oriented devices.It has both the function of the spacecraft module section and the function of the mechanism shell.The finite element analysis model is developed by using two strength failure criteria，i.e.，Tsai-Wu and maximum strain.Static tests are performed，and the information such as strain is collected.The obtained data are compared with the finite element analysis results.The results show that the overall trend is consistent，which verifies the feasibility of the present design.Key words:large-scale solar-oriented devices；the main bearing frame；carbon fiber；composite；large opening structure0引言 先进复合材料具有的优异特性，使其对飞行器结构减重具有重要的意义1-11。20 世纪 80 年代，美国 末 开 始 实 施 先 进 复 合 材 料 技 术（Advanced Composite Technology，ACT）发展计划中，特别重视飞行器结构复合材料技术的发展，致力于应用新的设计、材料、制造概念和技术，开发低成本、轻量化的结构件。随着我国航天事业的高速发展，复合收稿日期：20230520；修回日期：20230820基金项目：国家重点研发计划资助（2022YFB3402800）；国家自然科学基金（U22B20128）作者简介：刘子仙（1982），女，研究员，硕士，主要研究方向为飞行器复合材料结构设计。123第 40 卷 2023 年第 5 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）材料结构在航天器承力结构中的应用已经越来越成为主流。典型的产品有承力筒、各类仪器安装平台的结构板、桁架、储箱、天线结构、太阳翼结构、相机结构，舱外各类机构、星敏、相机等的安装支架结构等12-24。以往航天器型号中的对日定向装置或驱动机构，其主要功能为驱动太阳电池翼进行对日定向，以驱动功能为主，对承载功能的要求不高，且一般来说，其外形尺寸较小，采用复合材料结构作 为 壳 体 减 重 的 优 势 不 明 显，一 般 以 金 属 结 构为主。空间站大型对日定向装置布置在问天、梦天实验舱中的资源舱与桁架之间。在发射段，需将安装在大型对日定向装置顶部桁架及桁架上方负载设备的载荷传递至资源舱；在轨段，需连续转动驱动桁架及安装在桁架两侧的大面积柔性太阳电池翼，实现对日定向。因此空间站大型对日定向装置的主结构，除需具备将对日定向装置内部各机构组件组成一个整体并提供壳体的功能外，还需具备舱段主承力的功能。集舱段和壳体功能于一体的部件为主承力架，是空间站对日定向装置主结构中最重要的组成部分之一。主承力架是大型锥形结构，大端与资源舱连接，小端与桁架接口法兰连接。为保证大型对日定向装置内部机构组件拆装的要求，在锥形结构的周向，布置有 8 个均布的大开口，大开口区域占锥形结构总表面积的 32%。在发射段纵向（沿发射方向）和横向过载同时作用时，大开孔结构易在开孔边缘出现应力集中或承载能力不足的问题。因此，在设计上需采取措施，通过传力路径优化，使其顶部的载荷按照预先规划的路径传递。本文根据空间站大型对日定向装置的结构特点和受力特性，调整传力结构，充分利用纤维增强复合材料结构的可设计性，开展了优化设计。克服结构大开口带来的承载能力不足问题，设计出高刚度、轻量化，结构质量与承载比仅为 5.2%，同时集舱段和壳体功能于一体的对日定向装置主承力架结构产品。建立限元模型，分别运用纤维增强复合材料 Tsai-Wu和最大应变 2种强度失效准则对其进行校核；开展静力试验，采集应变与位移信息，并与仿真分析结果展开对比，其总体趋势一致，且通过了振动试验考核。该装置保障了大型对日定向装置在问天和梦天实验舱中的可靠运行。结构传力设计 在产品研制初期，主承力架结构上方的桁架接口法兰与主承力架，通过 32 个 M8 螺钉沿着圆周方向均布连接，承载桁架结构及其上方负载设备重约为 460 kg。在火箭发射阶段纵向和横向过载同时作用下，主承力架本体（不含帽形筋）大开孔位置及部分蒙皮区域出现承载能力严重不足的现象。主承力架本体在该工况下，采用 Tsai-Wu 强度准则计算的应力云图如图 1所示。为解决该问题，采取 5 项改进措施优化了主承力架的传力路径。1）取消大开口上方与桁架接口法兰的螺钉连接。将主承力架上方原来沿着圆周方向均布的 32个与桁架接口法兰连接的 M8螺钉，调整为 8组位于非大开口上方的M6螺钉，每组6个，如图2（a）所示。2）将帽形筋布置在螺钉连接点下方的蒙皮上，缩短传力路径，提高传力效率，如图 2（a）所示；3）将主承力架分成 8 个区域，设置连接加强件，如图 2（b）所示。优化连接加强件的结构形式，如图 2（a）所示，进一步降低大开口区域与非开口区域的刚度比，引导顶部桁架结构及其上方负载设备的载荷通过非开口区域进行传递。4）将主承力架本体划分成为 8个区，如图 2（b）所示，定义每个区主承力架本体表面蒙皮母线方向为纤维 0方向，如图 2（c）所示。优化主承力架本体表面蒙皮和帽形筋的碳纤维铺层方式，在非开孔区域的本体表面蒙皮和帽形筋增加高模量碳纤维 0层的比例，增强其纵向刚度。开孔区域上方本体蒙皮增加 45和 75铺层的比例，提高其抗横向载荷的能力。5）将原方案大开口区域的 4 个 R30 圆角增大至 R50，并在 R 角边缘借助连接加强件进行整体补强，如图 2（a）所示。图 1优化前主承力架本体蒙皮发射段载荷下的应力云图Fig.1Stress cloud map of the main load-bearing frame body envelope in the launch phase before optimization124第 40 卷 2023 年第 5 期刘子仙，等：大型对日定向装置大开口复合材料主承力架传力设计及验证改变连接点位置、非开口区域与大开口区域刚度比，将绝大部分由桁架接口法兰从桁架传递到主承力架的载荷，通过非开口区域的连接加强件、帽形筋及主承力架蒙皮传递，进而有效改善主承力架在发射段的整体应力分布。优化后主承力架结构重量与承载的比例仅约为 5.2%。2有限元仿真 复合材料的宏观强度分析，在工程中使用较多的 有 最 大 应 力 强 度 准 则、最 大 应 变 强 度 准 则、Tsai-Wu 强度准则、Hill-Tsai 强度准则等25。其中航天产品中以 Tsai-Wu 强度准则居多，航空产品以最大应变强度准则居多。为充分校核、论证主承力架的结构传力设计方案，建立有限元分析模型，分别采用 Tsai-Wu 强度准则和最大应变强度准则，对其进行强度分析。主承力架需经历 4 个工作阶段，每个工作阶段顶部桁架端负载的质心位置的过载见表 1。大型对日定向装置内部单机对主承力架的载荷，按照大型对日定向装置整机响应分析，等效计算每个单机质心位置的准静态过载，作为载荷的输入条件。采用 Tsai-Wu 强度准则，计算得到结构传力路径优化后主承力架在最恶劣工况，蒙皮大开孔应力集中区域的失效因子为 0.74，如图 3（a），剩余强度系数 1.35；帽形筋位置的失效因子为 0.75，如图 3（b），剩余强度系数1.33，均满足型号使用要求。图 2优化方案Fig.2Prioritization scheme表 1主承力架顶部桁架质心位置过载条件Tab.1Overload conditions of the mass center position of the top truss of the main load-bearing frame工作阶段纵向/g横向/g阶段 1+1.096 2+5.896 812.795 3阶段 2+8.202 6+13.154 42.494 8阶段 34.838 4+6.728 45.972 4阶段 412.114 92.608 2图 3发射段最恶劣工况 Tsai-Wu应力云图Fig.3Tsai-Wu stress cloud map under the worst working conditions by the Tsai-Wu failure criterion125第 40 卷 2023 年第 5 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）按照主承力架本体在不同厚度位置的典型铺层方式，依据ASTM 5766/D 5766M-11 聚合物基复合材料层压板开孔拉伸强度标准试验方法、ASTM D 6484/D 6484M-14 聚合物基复合材料层压板开孔压 缩 强 度 标 准 试 验 方 法和 ASTM D 5961/D 5961M-17 聚合物基复合材料层压板挤压响应的标准试验方法1，制作开孔拉伸、开孔压缩和开孔挤压试验件，如图4所示，对破坏应变进行测试。测得按照主承力架典型铺层顺序等效的复合材料开孔试件，开孔拉伸破坏应变为3 321，开孔压缩破坏应变为1 865，开孔挤压破坏强度为533 MPa。采用最大应变强度准则，在考虑空间站型号建造规范规定的安全系数和裕度情况下，计算得到主承力架最大拉应变为 1 396，如图 5（a）所示，最大压应变为 1 646，如图 5（b）所示，均小于开孔压缩和开孔拉伸的破坏应变。主承力架在发射段工况下的最大拉应变和最大压应变均出现在主承力本体大开口圆角位置。校核螺钉连接点位置的孔挤压，可见螺钉连接位置应力集中最严重区域出现在帽形筋和连接加强件共同连接区域，最大应力为 53.1 MPa，位置如图 6所示。该挤压应力远小于采用铝合金材料的连图 4开孔试件破坏模式照片Fig.4Failure mode photos of circular hole test pieces图 5发射段最恶劣工况应变计算云图Fig.5Cloud maps obtained by stress calculation in the emission section under the worst working conditions126第 40 卷 2023 年第 5 期刘子仙，等：大型对日定向装置大开口复合材料主承力架传力设计及验证接加强件和采用碳纤维材料的主承力架本体的开孔挤压破坏强度。3试验验证 3.1静力试验根据主承力架发射段的载荷和大开口的分布特点，通过力学转换设计静力试验加载方案，如图 7所示。包括 3种载荷共 6个工况，见表 2。受应变片尺寸限制，应变片的粘贴位置与仿真分析的理论应变最大位置有一定的偏差，因此实测最大应变比计算应变略小，但总体趋势与仿真分析一致。1）加载最恶劣的工况为剪组合工况，即横向载荷较大时。2）应变最大的区域位于大开孔区域 R角位置。3）与大开孔下方 R 角位置相比，压组合与剪组合工况大开孔上方 R角位置的应变更高。图 7静力试验加载Fig.7Schematic diagram of static test loading图 6孔挤压位置Fig.6Schematic of the position where the round hole is squeezed表 2鉴定级静力试验载荷和工况Tab.2Loads and working conditions of the qualification grade static tests工况压组合工况拉组合工况剪组合工况设计载荷 F/kN141.2130.7141.0剪切力方向方向 1方向 2方向 1方向 2方向 1方向 2注：试验过程中，在主承力架舱内外共布置 148 个应变测点和22 个位移测点。其中各工况的最大应变和测点位置汇总见表 3。试验过程中无异常响声等异常现象，试验完成后由第三方对主承力架进行超声波无损探伤，无新增缺陷。测点位置 A 表示舱外侧大开口上方 R 角附近区域，测点位置 B 表示舱外侧大开口下方 R 角附近区域。表 3最大测点应变和位置汇总Tab.3Summary of the maximum strains and their locations工况剪切力方向Y向Y向偏 Z向 22.5压组合测点编号37#61#41#43#37#61#41#43#应变/(10-6)530705720589832800693650测点位置ABAB拉组合测点编号61#87#63#81#37#61#43#81#应变/(10-6)554570658595593605486486测点位置ABAB剪组合测点编号37#39#41#61#37#41#61#43#应变/(10-6)845932925898900756780682测点位置AAB127第 40 卷 2023 年第 5 期上海航天（中英文）AEROSPACE SHANGHAI（CHINESE&ENGLISH）3.2振动试验初样阶段和正样阶段，主承力架均随大型对日定向装置完成了正弦振动试验。试验前后，对主承力架采用超声波进行无损探伤，无新增缺陷。4结束语 本文通过优化传力设计，改变连接位置和非开口区域主承力架本体与大开口区域的刚度比，大型对日定向装置顶部桁架及桁架上方负载设备的载荷，通过主承力架非开口区域的连接加强件、帽形筋及蒙皮传递。该改进优化措施有效改善了主承力架结构在发射段的整体应力分布，解决了发射段大型对日定向装置大开口复合材料主承力架承载能力不足的问题，实现了高刚度和轻量化的目标。优化后的主承力架结构质量与承载的比例仅约为5.2%。参考文献1 沈真.复合材料飞机结构强度设计与验证概论 M.上海：上海交通大学出版社，2011.2 沃西源.国外先进复合材料发展及其在卫星结构中应用 J.航天返回和遥感，1994，15（3）：53-62.3 石文静，高峰，柴洪友，等.复合材料在航天器结构中的应用与展望 J.宇航材料工艺，2019（4）：1-6.4 刘观日，吴迪，姚重阳，等.航天运载器结构先进材料及工 艺 技 术 应 用 与 发 展 展 望J.宇 航 材 料 工 艺，2021（4）：1-9.5 王群，王靖超，李雄魁，等.航天用轻质结构材料研究进展及应用需求 J.宇航材料工艺，2017（1）：1-4.6 赵云峰，潘玲英.航天先进结构复合材料及制造技术研究进展 J.宇航材料工艺，2021（4）：29-36.7 冯志海，李俊宁，左小彪，等.航天复合材料研究进展J.宇航材料工艺，2021（4）：23-28.8 董彦芝，刘芃，王国栋，等.航天器结构用材料应用现状与未来需求 J.航天器环境工程，2010（1）：41-44.9 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