太陽翼基板側埋件熱變形分析

張躍峰 周琳贇 沈 輝 肖海剛 張萌根 梁旭豪 劉立志

太陽翼基板側埋件熱變形分析

張躍峰 周琳贇 沈 輝 肖海剛 張萌根 梁旭豪 劉立志

（上海復合材料科技有限公司，上海 201112）

以某型號碳纖維/鋁蜂窩太陽翼基板的金屬埋件安裝結構為研究對象，通過建立碳纖維/鋁蜂窩太陽翼基板模型，采用有限元分析方法仿真金屬埋件部位在高低溫交變條件下的熱應力和熱應變，分析金屬埋件部位的受力情況。通過開展試驗，驗證仿真分析的正確性，為后續新產品結構設計、生產工藝控制提供數據支撐。

碳纖維/鋁蜂窩；太陽翼基板；熱應力；熱應變

1 引言

碳纖維/鋁蜂窩復合材料以其較高的比強度、比剛度大、重量輕、隔熱抗振、較好的抗疲勞特性等優異性能，在航天器艙板結構、設備支架、太陽翼基板等方面得到廣泛應用[1～4]。而采用碳纖維-鋁蜂窩夾層結構的太陽翼剛性基板因其結構較為簡單，工藝較為成熟，目前已廣泛使用在衛星中[5]。作為衛星上的艙外零件，直接遭受著來自空間的高輻射、低真空、溫度等環境因素的影響，其極限工作溫度范圍可至-160～+125℃[6]，惡劣的工作溫度對產品結構、材料都提出極高要求，對產品結構產生復雜影響。

丁延衛[5]以某衛星的碳纖維/鋁蜂窩太陽翼基板為對象，研究了高溫和低溫狀態下太陽翼基板的熱變形；單慶布[7]研究了全炭纖維復合材料蜂窩夾層結構的熱變形及靜力變形；而針對蜂窩夾層結構局部的研究相對較少。

圖1 側埋件結構圖

某型太陽翼基板需經受高低溫處理（-130～+125℃），產品側埋件結構如圖1所示。該處結構為碳纖維面板、鋁蜂窩芯、鋁合金側埋件、發泡膠、膠層，涉及材料種類多，本文分析該處埋件在高低溫處理下的熱變形情況，為后續此類產品的結構設計及工藝控制提供參考。

2 仿真分析

建立蜂窩基板的模型，碳纖維單向面板與碳纖維網格面板作為整體建模，其余各部分均按實際情況獨立建模，各部分間均采用Tie連接的方式模擬膠接效果。根據蜂窩基板各部分的結構特點，采用板殼單元S4R模擬鋁蜂窩；采用實體單元C3D8R模擬埋件、發泡膠以及膠層；采用連續實體殼單元SC8R模擬單向與網格面板。將面內整體網格尺寸控制在2mm左右，對蜂窩基板各部分的幾何模型分別進行結構化網格劃分，對蜂窩基板模型整體施加溫度載荷，初始溫度為116℃，線性降溫，最終溫度為-130℃。采用有限元分析方法仿真蜂窩基板各構件的熱應力和熱應變分布狀態。

圖2 蜂窩基板整體熱應力和位移分布圖

圖2為蜂窩基板整體熱應力和位移分布圖。由圖2可知，在整個溫度場變化過程中，蜂窩基板應力和位移的最大值出現于發泡膠填充區域附近。其主要原因是埋件的存在和發泡膠的填充造成結構形式的變化，進而引起整個基板應力重分布，發泡膠填充區域附近的應力分布集中。

圖3 膠層應力S13和應變E13分布圖

圖4 膠層應力S23和應變E23分布圖

圖5 膠層應力S33和應變E33分布圖

圖3～圖5分別為膠層的應力S13、S23、S33和相應應變E13、E23、E33的分布圖。由圖3至圖4可知，膠層的應力S13、S23、S33和相應應變E13、E23、E33的最大值主要分布在埋件所在區域，即膠層與埋件的連接區域。該區域附近的應力和應變均有正有負，且其正、負應力和應變值均為最大值。其中，S13的正、負應力最大值相同，均為25.5MPa；E13的正、負應變最大值相同，均為1.90×10-2；S23的正、負應力最大值也相同，均為12.2MPa；E23的正、負應變最大值也相同，均為0.91×10-2；而S33的最大正應力為7.6MPa，最大負應力為6.6MPa。由此可知，在整個溫度場變化過程中，埋件所在區域的膠層主要承受和方向的剪切應力以及方向的剝離應力，且方向的應力值最高。隨著溫度的變化，應力值升高，該區域的膠層將會出現拉剪和壓剪耦合的破壞趨勢。

圖6 單向面板應力S11和應變E11分布圖

圖6為碳纖維單向面板的應力S11和應變E11分布圖。由圖6可知，碳纖維單向面板在方向除局部位置外，大部分區域主要承受壓應力的作用。其中，發泡膠填充區域附近的壓應力和壓應變值較大，且最大壓應力和壓應變均發生在埋件所在區域。最大壓應力為792MPa；最大壓應變為2.7×10-3。由此可知，在整個溫度場變化過程中，由于埋件所在區域膠層的影響，該區域的上、下碳纖維單向面板將承受較大的壓應力，并會首先發生損傷失效。

圖7 發泡膠應力S11和S22分布圖

圖7為發泡膠的應力S11和S22分布圖。由圖7可知，埋件所在區域附近的發泡膠應力最大，尤其是拐角處附近。這是由于應力集中造成的。如果局部應力過高，容易引起發泡膠開裂。由于結構的不規則，埋件附近區域發泡膠的應力值對網格劃分情況的依賴性較強。不考慮應力集中區域和發泡膠邊界效應的影響，其主體區域主要承受拉應力的作用，且應力分布比較均勻。其中，發泡膠的上、下膠接面的應力值較大，其方向的應力平均值為15MPa左右；方向的應力平均值為11MPa左右。由此可知，在整個溫度場變化過程中，發泡膠的上、下膠接面的局部位置所承受的應力值較高，容易出現開裂現象。

綜上所述，通過仿真分析可以定性判斷蜂窩基板由116℃降溫至-130℃的整個過程中的受力變形及失效破壞情況。結果表明：在整個溫度場變化過程中，蜂窩基板應力和位移的最大值出現于發泡膠填充區域附近，且埋件所在區域的膠層將會出現拉剪和壓剪耦合的破壞趨勢，最大剪切應力為25.5MPa，受此影響，該區域的上、下碳纖維單向面板將承受較大的壓應力，最大壓應力為792MPa，并會首先發生損傷失效。同時，在整個溫度場變化過程中，發泡膠的上、下膠接面的局部位置所承受的應力值較高，最大拉伸應力為15MPa，容易出現開裂現象。

對面板所受壓應力及膠層剪切應力進行積分計算，經計算，面板中間部位承受的壓力最大，隨著發泡膠長度增加，壓力增加，增加到最大值后趨于穩定，面板中間部位壓力最大，最容易出現失穩變形。當發泡膠的填充長度繼續增加時，中間部位壓力保持不變，但最大壓力的分布長度增加，根據壓桿失穩公式，當增加時，失穩極限降低，更容易產生失穩損傷。

3 試驗驗證

通過上述分析認為，熱真空試驗時在低溫環境下，面板與發泡膠所受應力均接近失穩及開裂損傷極限，該狀態下可能出現面板失穩，也可能出現發泡膠開裂，或者均發生。

選用同樣原材料制作試驗板，按照相同的工藝方法制得試驗件1#、2#、3#、4#。各試驗件的試驗條件如表1所示。

表1 試驗件試驗條件

1#、2#試驗件經過高低溫試驗后，發泡膠區域出現明顯裂紋，液氮浸泡后裂紋擴大。實物狀態如圖8所示。

圖8 1#、2#試驗后實物狀態圖

3#、4#試驗件經過液氮浸泡后，埋件區域面板出現明顯脫粘，發泡膠區域出現明顯裂紋，實物狀態圖如圖9所示。

圖9 3#、4#試驗件實物狀態圖

通過上述試驗可以看出，在低溫環境下，試驗件出現了面板失穩脫粘現象以及發泡膠開裂損傷，與仿真分析結果一致。

4 結束語

太陽翼基板側埋件結構涉及膠層、發泡膠、鋁埋件，涉及材料種類多，在高低溫交變的試驗環境下，受不同材料的熱膨脹系數差異影響，蜂窩基板局部會出現應力、位移最大值，導致發生損傷失效。為了最大限度地降低高低溫交變產生的熱應力，還應主要從改善設計結構方面著手控制改進。一方面由于鋁合金埋件與碳纖維面板的熱膨脹系數差異大，可以使用碳纖維鑲塊或聚酰亞胺埋件上安裝鋼絲螺套代替鋁合金埋件，避免埋件與碳纖維面板間大的熱膨脹系數差異；另一方面，由于基板結構中側埋件承力較小，可以嘗試使用側埋件后埋方式替代現有的預埋方式，后埋使用結構膠的力學強度一般均會比預埋使用的膠膜力學強度高，能夠更好地克服高低溫交變產生的熱應力。

1 沃西源，夏英偉，涂彬．蜂窩夾層結構復合材料特性及破壞模式分析[J].航天返回與遙感，2005，26(4)：45～49

2 趙鑫．鎂合金在衛星鋁蜂窩夾層結構板中的應用[J]. 宇航材料工藝，2008(4)：48～50

3 許文彬，劉子仙，楊振宇，等. 高溫環境下蜂窩夾層結構埋件拉脫性能研究[J]. 玻璃鋼/復合材料，2015(5)：93～96

4 唐桂云，王云飛，王寶瑞．碳纖維復合材料蜂窩夾層結構的無損檢測方法研究[J]. 纖維復合材料，2011(1)：30～32

5 丁延衛，王曉耕，張立華，等. 碳纖維/鋁蜂窩太陽翼基板熱變形分析[J].航天器工程，2009，18(4)：44～48

6 張帆，陳紹廣，王佳禹，等. 聚酰亞胺薄膜與太陽翼基板粘貼技術研究[J].化工新型材料，2020，48(3)：60～63

7 單慶布，張淑杰. 全炭纖維復合材料蜂窩夾層結構熱變形優化設計[J]. 炭素技術，2018，37(5)：11～15

Thermal Deformation Analysis of Side Embedded Parts on Solar Wing Substrate

Zhang Yuefeng Zhou Linyun Shen Hui Xiao Haigang Zhang Menggen Liang Xuhao Liu Lizhi

(Shanghai Composite Material Science & Technology Co., Ltd., Shanghai 201112)

Taking a certain type of CFRP/aluminum honeycomb solar wing substrate installation structure as the research object, by establishing a model of CFRP/aluminum honeycomb solar wing substrate, the finite element analysis method is used to simulate thermal stress and thermal strain of the metal embedded parts under high and low temperature alternating conditions, analysis of the force on the metal embedded parts. Experiments are carried out to verify the correctness of simulation analysis, and provide data support for subsequent new product structure design and production process control.

CFRP/aluminum honeycomb；solar wing substrate；thermal stress；thermal strain

V261

A

張躍峰（1987），高級工程師，材料科學與工程專業；研究方向：樹脂基復合材料膠接裝配。

2021-05-14