F-12/S-2混雜纖維復合材料殼體承載能力①

王明鑒，盧明章

(1.海軍駐西安地區導彈發動機專業軍事代表室，西安 710025;2.中國人民解放軍91049部隊，青島 266001)

0 引言

固體火箭發動機作為導彈動力系統，工作時既要承受內壓作用，又要承受來自全彈的軸壓、軸拉、彎矩、剪力等外載荷［1］。隨著新材料的發展和固體發動機設計技術的進步，混雜纖維復合材料在高性能戰略、戰術導彈發動機殼體中得到了越來越廣泛的應用。針對載荷具體情況，利用不同纖維所具有的特性，對殼體進行混雜纖維纏繞，以獲得最優性能，是固體火箭發動機實現先進、精良的重要途徑。國外已將混雜纖維纏繞技術用于固體火箭發動機殼體設計，但在國內此項工作尚處于起步階段，為推進固體火箭發動機技術的發展，有必要加強混雜纖維纏繞殼體設計和工藝的研究。

目前，在工程研制中采用單一S-2或單一F-12纖維復合材料，遇到了發動機質量系數和承受外載荷能力難以協調的矛盾。本文將F-12纖維纏繞殼體的裙外縱向鋪層用抗壓縮性能更好的S-2纖維代替，實現F-12與S-2纖維的層間混雜，以達到既提高外載荷承載能力，又滿足殼體質量系數要求的目的。為此，分別制作了F-12纖維、S-2玻璃纖維、F-12/S-2混雜纖維復合材料圓筒試驗件，測試其抗軸壓性能，選擇設計改進方案，并對改進殼體進行有限元分析和試驗驗證，以解決工程研制難題。

1 圓筒試驗件制作及軸壓試驗

1.1 圓筒試驗件技術狀態［2］

試驗件為φ200 mm圓筒，壁厚約5 mm，圓筒長度大于30 mm，圓筒長度對軸壓臨界應力影響可忽略不計。基體為同一材料4304環氧樹脂，增強材料分別用F-12纖維、S-2玻璃纖維、F-12/S-2混雜纖維各制作3件圓筒。3個F-12/4304試驗件平均壁厚為5.4 mm，平均質量1.6 kg;3個混雜 F-12/4304、S-2/4304試驗件平均壁厚為5.2 mm，平均質量2.1 kg;3個S-2/4304試驗件平均壁厚為5.0 mm，平均質量2.6 kg。

1.2 軸壓試驗及結果分析

用200 t作動筒對9個試驗件進行軸壓試驗，破壞形貌見圖1，軸壓試驗結果見表1。

圖1 試驗件破壞形貌Fig.1 Photo of the cylinder sample

表1 軸壓試驗結果Table 1 Results of axial compression test

分析試驗結果可得:

(1)S-2玻璃纖維與F-12有機纖維進行層間混雜，混雜結構件的質量及壓縮強度介于兩者之間;

(2)將縱向鋪層的F-12纖維材料改為S-2玻璃纖維材料，與F-12/4304材料結構件相比，結構質量僅增加了約31%，但抗軸壓能力提高了約121%;

(3)S-2/4304試驗件抗軸壓能力比F-12/4304與S-2/4304混雜試驗件高出71%，質量也高出24%;

(4)采用F-12與S-2纖維混雜技術，可有效解決發動機殼體工程研制中遇到的承外載荷能力與質量系數的矛盾，在殼體質量增加較少的前提下，大幅度提高殼體的承外載荷能力。

2 改進方案與試驗驗證

2.1 某固體火箭發動機殼體結構

某固體火箭發動機纖維纏繞殼體由金屬裙內的縱向、環向纏繞層、金屬裙外的環向纏繞層和鋪層、橡膠層及金屬鋁裙組成，其結構示意圖見圖2。

圖2 殼體結構示意圖Fig.2 Structure of the case

2.2 改進方案［3］

從圖2可見，軸壓、彎矩等外載荷是通過金屬裙傳遞到復合材料層。裙內纏繞層數一般較多，基本決定了殼體的內壓承載能力。裙外層數一般較少，是外載荷承載能力的薄弱環節。為兼顧殼體滿足總體接口尺寸和質量系數要求，采取如下改進方案:

(1)保持金屬裙結構尺寸不變，裙內纏繞層結構和絕熱內結構不變，內壓承載能力和外形尺寸不受影響;

(2)將裙外縱向鋪層由F-12/4304改為S-2纖維/4304材料，實現裙外層間混雜，利用混雜纖維優勢，既提高抗壓縮能力，又滿足質量系數要求。

2.3 外載荷試驗

2.3.1 載荷測試結果

外載荷聯合加載試驗的最大軸壓為3 737 kN，最大彎矩為695 kN·m，加載分級見表2。

改進前后的殼體按表2參數進行外載荷聯合加載考核。試驗結果表明，改進前殼體在加載到第5級載荷時破壞，當量軸壓為4 272 kN，未滿足考核要求。改進后的復合材料殼體通過了最大軸壓3 737 kN、最大彎矩695 kN·m的聯合外載荷考核試驗，當量軸壓為5 127 kN。試驗后殼體結構完好，并繼續通過了1 500 kN的軸拉載荷考核試驗和內壓爆破試驗。

2.3.2 應變測試結果

沿殼體筒段Ⅰ～Ⅳ象限線貼軸向應變片。改進后殼體在考核級載荷，即當量軸壓5 127 kN下軸向應變分布見圖3;改進前殼體在第5級載荷，即當量軸壓4 272 kN下III象限軸向應變分布見圖4。

表2 加載分級要求Table 2 Loading levels

圖3 改進后殼體軸向應變分布Fig.3 Axial strain distributing of the improved case

圖4 改進前殼體Ⅲ象限線軸向應變分布Fig.4 Axial strain distributing in Ⅲ quadrant of the primary case

可見，改進后殼體在當量軸壓5 127 kN下，Ⅲ象限線部位測得的最大軸向應變為 －1 778.7 με;改進前殼體在第5級載荷，即當量軸壓4 272 kN下，Ⅲ象限測得的最大軸向應變為－5 643.4 με。二者相比，改進后當量軸壓增大的情況下，軸向應變大幅下降，承載能力大幅度提高。

3 有限元計算與結果分析

3.1 有限元模型［4－5］

復合材料殼體試驗件有限元模型見圖5(a)。剛性很大的加載框實現兩點加載方式，載荷作用在加載框上，邊界條件如圖5(b)所示。圓柱殼體的軸線沿z向，加載框上端x、y位移為0，加載框下端與前裙端部z向位移相同。后裙端部x、y、z位移為0。

圖5 殼體試驗件有限元模型及邊界條件Fig.5 Finite element model and bound condition of the test case

復合材料單元選取的是層合單元，鋪層的厚度方向沿殼體徑向，裙內纏繞層為±14°、90°的F-12/4304復合材料，裙外90°纏繞層為F-12/4304復合材料，0°纏繞層分別為F-12/4304和S-2/4304復合材料。內外復合板材料殼層之間的鋁裙與橡膠都作為多層殼的一層。復合材料單元的層數、角度、材料屬性等參數應用有限元的實常數來賦值。為便于縮短非線性計算時間，讓模型的自由度數盡可能小，同時滿足計算精度，劃分的模型節點數為2 214，單元數為21 780。

3.2 計算結果及分析［6］

為了與原狀態殼體比較，按照載荷分級表2加載，并對改進前后裙外0°纏繞層分別按F-12纖維和S-2玻璃纖維進行有限元計算。改進前后殼體在第5級載荷下的位移云圖見圖6。

圖6 第5級載荷下等值位移云圖Fig.6 Equivalence displacement nephoqram in 5th level load

由圖6可知，在第5級載荷作用下，改進后殼體最大位移由改進前的2.97×10－3減小為改進后的2.10×10－3。表明改進方案提高了殼體的承載能力，混雜纖維的優勢得到充分發揮。

按照表2在考核載荷下，計算得到改進殼體的軸向應力及應變見圖7。從改進殼體軸向應力與應變看，在考核載荷下變形協調。表明改進殼體的承外載荷能力還有很大潛力。

最大應力準則是指軸向層間最大剪切應力與最大剪切強度之比。按最大應力準則可計算出失效值ξ，當ξ≥1認為結構破壞。改進殼體在考核載荷作用下，按最大應力準則計算的ξ=0.801，如圖8所示，表明混雜纖維復合材料殼體未達到破壞狀態。

圖7 改進后殼體軸向應力及軸向應變Fig.7 Axial stress and strain of the improved case

圖8 最大應力準則失效值Fig.8 Invalidation value by most stress rule

4 結論

(1)F-12纖維、S-2玻璃纖維及二者混雜纖維圓筒試驗件的靜力試驗結果表明，雖然相應的結構質量增加了，但S-2玻璃纖維制品的軸向壓縮性能大大優于F-12纖維制品。利用S-2玻璃纖維的優點做縱向鋪層，環向采用F-12纖維，二者混雜的圓筒制品性結構質量僅增加了約31%，但抗軸壓能力提高了約121%。

(2)有限元計算分析與殼體試驗有很好的一致性，表明所建的有限元數學模型是正確的。

(3)保持原殼體裙內纏繞結構、外徑尺寸不變，把鋁裙外側的纏繞層由單一F-12纖維換成F-12與S-2玻璃纖維混雜材料，有效提高了結構承載能力，解決了工程難題。

［1］王元有.固體火箭發動機設計［M］.北京:國防工業出版社，1984.

［2］王明鑒，何洪慶.混雜纖維復合材料殼體承外載試驗［J］.推進技術，2005，26(1).

［3］張志民.復合材料結構力學［M］.北京:北京航空航天大學出版社，1993.

［4］Zienkiewicz O C，Morgan K.Finite Element and Approximation［M］.John Wiley＆Sons，Inc.，1983.

［5］Owen D R J，Hinton E.Finite Elements in Plasticity，Theory and Practice［M］.Pineridge Press Limited，1980.

［6］王明鑒，何洪慶.固體火箭發動機纖維纏繞殼體承載能力研究［J］.宇航學報，2007，28(3).