復合材料格柵結構研究進展與應用

王世勛 石玉紅 張 希 季寶鋒 李雄魁

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

(a) 格柵胞元模型 (b) 格柵胞元結構

(a) 三角形格柵結構 (b) 六邊形格柵結構 (c) 屈曲模式試驗情況與計算情況對比

(a) 試驗件外形 (b) 局部破壞形貌

(a) 格柵屈曲模形貌 (b) 螺旋向屈曲及卸載后形貌

復合材料格柵結構研究進展與應用

王世勛 石玉紅 張 希 季寶鋒 李雄魁

(北京宇航系統工程研究所，北京 100076)

文 摘 介紹了格柵復合材料的結構特征及其制備工藝。同時, 對復合材料格柵結構分析設計、性能測試和該結構在航空、航天工程中的應用現狀進行了概述。

復合材料，格柵結構，制備工藝，分析設計，性能測試

0 引言

加筋結構和夾芯結構是航天器傳統的主要結構形式，但是加筋結構和鋁合金結構相比減重并不明顯，夾芯結構也存在類似的問題且其承載能力主要由面板控制。格柵結構是由具有周期性排布的二維芯子和上下面板組成的新型夾芯結構，常見的格柵結構如圖1所示。格柵結構具有較高的比強度和比剛度，而且成本較低，近些年來已經成為航天器主要的結構

形式[1]。格柵結構主要具有以下特點[2]：

(1)主要承受軸向載荷，且承載能力較高；

(2)抗失穩能力強，結構穩定性好；

(3)比剛度和比強度高，其減重效果明顯；

(4)由于其開放的空間結構形式，使其可以進行多功能結構設計，也有利于檢測和修補。

本文主要介紹了格柵結構在制備工藝、結構設計、力學性能測試以及應用方面的研究進展。

(a) 格柵胞元模型 (b) 格柵胞元結構

圖1 典型格柵胞元模型和結構

Fig.1 Typical grids model and grids structures

1 格柵結構制備工藝

在復合材料格柵結構的發展過程中，主要有以下幾種成型工藝方法[3-4]。第一種是將復合材料平板或者波紋板切割成條后膠結在蒙皮上，作為格柵結構的加肋板；第二種是在模具中鋪設短切纖維后利用模壓工藝成型格柵結構殼；第三種是采用編織纏繞工藝制備連續纖維格柵結構；第四種是拉擠-互鎖工藝制備平板型的格柵結構[5]。其中研究最多、應用范圍最廣的為纏繞工藝，根據纏繞所使用模具的不同，可以分為以下幾種方法。

(1)加強肋自由成型法

這種方法和傳統纏繞工藝相似，不同之處在于纖維在模具軸向的鋪放是彼此分開鋪成格柵結構，預浸紗的轉向依靠均勻排布在模具兩端的銷釘。此工藝的優勢在于模具制備較容易，成本少，但缺點是制備出的肋條性能不高，因而其實用性較差。

(2)輕質泡沫型芯纏繞法

用這種方法纏繞成型的格柵圓筒如需要具備內外蒙皮，通常按如下步驟：首先將內蒙皮纏繞在芯模上，然后在其上成型泡沫型芯，之后在型芯中切割出凹槽，在槽內纏繞出加強肋，最后在其上纏繞好外蒙皮。這種工藝成本較低，制造的結構可以承受比較大的載荷。

(3)硅橡膠模具纏繞法

在格柵結構成型時，每一個肋條節點上都會存在兩股或多股預浸紗相交，從而節點區域的纖維含量會遠高于其他位置。這種纖維含量的不均勻將降低結構的承載能力。為了解決這個問題，使用熱脹系數較高的材料如硅橡膠制作模具。預浸紗填滿硅橡膠凹槽，當固化時，硅橡膠發生熱膨脹，從側向對肋條產生較大的擠壓力，使得肋條的纖維體積分數增高，材料將更密實。而且由于硅橡膠具有極大的彈性，使格柵結構的脫模很容易實現。

隨著航空航天工業的迅速發展，格柵結構的使用也更加廣泛，一些新的格柵結構被設計出來，被稱為先進復合材料格柵結構(AGS)，以滿足復雜構件的尺寸要求和性能要求。但是這種結構用等網格圓筒的制備方法很難實現，于是設計者們改進了該工藝方法，使用膨脹塊模具和組合模具來制備AGS。圖2為制備承力罩的組合模具。

圖2 模具

Fig.2 Moulds

組合模具能解決很多格柵結構的工藝問題，但缺點是肋條的厚度不能超過某一固定值。這是因為硅橡膠厚度有限，如果要求肋條較厚，則材料固化時無法提供足夠了的壓力，因而制出肋條的性能不理想?？刹捎门蛎泬K模具的方法解決這個問題[4]。圖3為膨脹塊模具的示意圖。

圖3 膨脹塊模具

Fig.3 Expanded moulds

2 格柵結構分析設計

格柵結構作為一種新型的結構形式，其力學性能、損傷與失效模式的研究在工程實際應用中都是十分必要的。Zhang和Fang[6]系統研究了不同格柵結構的變形和破壞機理，圖4為四種不同格柵結構圓柱殼。并提出分析模型預報了這些殼體的軸向剛度、臨界彈性屈曲載荷和有效屈服強度。M.Paschero和M.W.Hyer[7]把格柵肋板角度定義為周向位置的函數，通過改變肋板角度來提高橢圓形格柵圓柱殼的軸向屈曲能力，均質化后的殼體性能取決于肋板的角度、模量和橫截面尺寸。G.H.Rahimi等[8]分析了復合材料格柵增強殼體在軸向壓縮時的屈曲行為，該殼體由三角形格柵螺旋圓周肋板增強，其屈曲模式如圖4、圖5所示。

G.Totaro分析了三角形[9]和六角形[10]格柵結構復合材料圓柱殼的局部屈曲失效模式，并對六角形格柵的屈曲模式進行了實驗驗證[11]，如圖6所示。SHI等[12]用等效剛度模型分析了格柵加筋碳纖維薄殼結構橫向彎曲時臨界局部和整體屈曲載荷，并用實驗和有限元結果對該模型進行了驗證。E.V.Morozov和A.V.Lopatin用參數化有限元模型分析了各向異性格柵圓錐殼和圓柱殼的軸向壓縮、橫向彎曲、純彎曲和扭轉時的屈曲行為。分析發現在圓錐殼底部增加環向肋板或加入增強肋板可有效提高結構的抗屈曲能力[13]，圖7為結構增強前后扭轉載荷時屈曲模式。他們還分析了殼長度和螺旋肋板數量和角度對圓柱殼屈曲行為的影響，并研究了含六邊形切口結構的屈曲行為[14]，結果表明切口會誘發局部屈曲，導致結構的承載能力大幅下降，因此必須對局部開口進行增強。圖8為格柵圓柱殼在切口增強前后不同的屈曲模式。

(a) 三角形格柵結構 (b) 六邊形格柵結構 (c) 屈曲模式試驗情況與計算情況對比

圖6 三角形和六角形格柵局部屈曲模式及實驗驗證

Fig.6 Buckling model of triangle and hexagon grids

3 格柵結構性能測試

由于格柵結構制備步驟較多、工藝復雜，因此對不同制備工藝下的結構進行力學性能測試是對工藝、設計合理性的直觀考核。格柵結構在實際應用中主要承受軸向壓縮載荷，因此，軸壓性能的考核是性能測試的重點，圖9為飛行器格柵對接框的軸壓性能測試[15]。測試結果表明，對接框相對于柵格結構具有足夠高的強度，不會發生局部破壞。

A.Hou等[16]利用纏繞工藝制備了三角形和六角形格柵圓柱殼結構，并對結構的承載能力進行了測試并得到了破壞模式形貌。張昌天等[17]采用硅橡膠軟模上的纏繞法制備了復合材料格柵圓筒結構，研究了樹脂體系及纏繞紗線等對結構的影響，獲得了最佳工藝及設計參數。并對制備出的整體試樣進行了軸向壓縮測試。試樣的破壞模式如圖10所示，破壞點均位于螺旋向肋條，主要失效模式為分層破壞和彎曲折斷破壞。此外，S.Kidane[18]以能量法為基礎對格柵加筋結構進行優化設計，并通過實驗驗證了理論計算的正確性。T.D.Kim[19]制備的格柵加筋結構在端部采用了法蘭加強，使整個結構受力更加均勻，格柵單元的失穩破壞為結構的主要破壞模式。K.Sakata和G.Ben[20]用三軸纏繞設備制備了碳纖維增強格柵加筋圓柱殼，蒙皮采用螺旋向纏繞和環向纏繞兩種方式，如圖11所示。軸向壓縮測試用于驗證格柵的增強作用。實驗結果表明，格柵加筋圓柱殼的最大載荷要比圓柱殼和單純的格柵結構高很多。

(a) 試驗件外形 (b) 局部破壞形貌

圖10 格柵圓筒結構及其壓縮破壞形貌

Fig.10 Carbon fiber composite grids structures

螺旋向和環向蒙皮格柵加筋結構的比強度要比沒有格柵的高出0.6倍和0.9倍。螺旋向蒙皮結構以屈曲破壞為主，而環向蒙皮結構以材料破壞為主，如圖12所示。

(a) 格柵屈曲模形貌 (b) 螺旋向屈曲及卸載后形貌

HE和REN[21]對Kagome格柵增強的復合材料圓柱殼的軸向壓縮性能進行測試，如圖13所示。采用周期性對稱有限元模型模擬該結構的破壞，數值計算結果和實驗數據進行比較，驗證了所提出模型。并基于退化原理對不同破壞準則進行分析，驗證了模型的準確性。

FAN和FANG[22]采用纖維纏繞和兩次共固化工藝，制備了碳纖維增強復合材料Kagome格柵夾芯圓柱殼，如圖14所示。并通過軸向壓縮測試研究了夾芯圓柱殼的剛度和承載能力。由于雙蒙皮的增強作用，抑制了格柵肋板的彎曲。蒙皮損傷和失效是這種格柵夾芯結構的主要失效模式。和格柵加筋結構比，這種新型的格柵夾芯結構，有效地提高了結構的力學性能。SUN和FAN[23]基于等效薄殼理論建立分析模型來預報這種復合材料格柵夾芯圓柱殼的變形機制和多種失效模式進行了分析，如圖15所示。失效模式包括整體屈曲、面層屈曲/凹陷、面層局部屈曲、格柵肋板破壞和強度失效。為了避免殼體端部的局部破壞，CHEN和FAN[24]在纖維纏繞和二次共固化工藝的基礎上，在殼體端部引入法蘭結構，同時用小膠帶環確保格柵芯子和內蒙皮的緊密接觸，圖16為端部法蘭環加強的格柵夾芯圓柱殼及其壓縮測試裝置。軸向壓縮的測試結果表明這種先進制備工藝制備的格柵夾芯圓柱殼能避免失穩，局部屈曲、開裂和脫粘。

4 格柵結構的應用

格柵早期研究主要是前蘇聯和美國，直接服務于軍事與航天。原蘇聯中央研究院(CRISM)在1981年就啟動了類似的結構研究[25-26]，到1985年研究結束時，采用連續纖維纏繞方法制備了火箭的級間段結構，如圖17所示。后來相繼研制了運載火箭的格柵級間段結構(1988年)和格柵結構的飛船附件適配器(1999年)。

格柵結構現在已廣泛應用于俄羅斯重型運載火箭Proton-M[27]。有效負載附加裝置(對接框)是運載火箭的主要結構—連接火箭和宇宙飛船。由于火箭和飛船的直徑不同，所以典型的對接框是圓錐型結構(圖18)。Proton-M的格柵適配器如圖18(b)所示，格柵結構的對接框比鋁結構輕60%且節約30%成本。

圖19為上級間段結構的內部和外部視圖。該結構由碳纖維/環氧螺旋形環向肋板和芳酰胺環氧樹脂薄蒙皮組成，極限軸向壓縮載荷為7.5 MN。下級間段有類似的結構，如圖20所示，下級間段的承載能力更高，有12 MN。下級間段的質量相對于加筋鋁結構輕38%。Proton-M自2007年首次試飛以來，已成功飛行23次。格柵復合材料替代加筋鋁合金結構能顯著減重并增加運載火箭的有效荷載。

航天器結構可分為兩大類[28]：第一類是運載火箭承載的航天器主體，設計時在保證的強度和剛度的條件下，要盡量減輕質量。格柵結構由于其比強度和比剛度高，得到越來越多的應用。典型的太空艙如圖21所示，設備安裝在艙體外面，而儲罐和發動機位于復合材料承力筒內部。Express-MD和Express-2000艙體的格柵結構并不規則，如圖22所示。對于Express-MD結構，在纏繞形成的格柵間插入整塊碳纖維面板用于連接接頭，在此區域的螺旋肋板更密。Express-2000結構由軸向肋板局部增強。圖23為規則和不規則肋板的格柵結構。圖23(a)的承力筒結構比較規則，用于承載軸向壓縮，圖23(b)的承力筒結構用于承載彎曲，其軸向肋板的數量沿著圓柱軸變化。

第二類航天器結構并不承載較大載荷，但其應剛度和熱穩定性高，且質量輕。薄壁梁是這類結構的典型結構形式，用于裝配空間結構。復合材料層合板薄壁梁的質量不能小于由于其鋪層厚度的有限性確定的最小值。而格柵結構梁的質量由肋板間距和截面面積控制，易于減小到期望值，圖24為圓形和非圓形截面的格柵復合材料梁，其單位長度質量約為0.25 kg/m。

復合材料格柵結構是一種新型復合材料結構形式，且具有各項優良性能，在航空、航天領域具有良好的發展潛力和應用前景，未來極有可能成為主要的結構材料[29-33]。研究表明:

(1)格柵制備工藝逐步成熟。可成功制備出格柵加筋板殼結構，制備的大型筒形結構件已應用于航空航天結構。

(2)格柵結構設計理論比較成熟。以屈曲理論和強度理論為基礎的格柵結構優化設計方法已成功應用于大型結構。

(3)格柵結構屬于拉伸主導型結構，輕質高強，具有良好的承載能力。同時，該結構對缺陷不敏感，具備良好的抗損傷能力和抗沖擊能力。

5 結語

復合材料格柵結構在承載效率方面具有更加明顯的優勢。但是，目前的工藝制備水平還無法完全充分發揮格柵結構的各項力學性能，這主要表現在以下兩個方面：

(1)復合材料格柵結構制備工藝復雜，成型質量不高,格柵結構尤其是復合材料格柵結構與傳統蜂窩夾芯結構、泡沫夾芯結構相比成型工藝較為復雜，在成型大尺寸復雜結構時難以保證產品質量;

(2) 復合材料格柵結構破壞模式及破壞理論研究不夠深入,對于復合材料格柵結構力學性能的研究主要集中于剛度方面，對于格柵結構破壞模式及破壞理論方面的研究不夠深入，導致在格柵結構的設計中無法有效辨識敏感設計和工藝參數，無法對結構的制備給予針對性的指導，難以提高產品質量。

因此，國內應在高質量復合材料格柵結構制備工藝以及格柵結構強度理論方面開展深入的研究工作，兩項工作相互促進、協同發展，不斷提高復合材料格柵結構的理論及實際力學性能，為我國航空航天輕質高強結構提供更好的解決方案。

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Application and Research Progress of Composite Lattice Grids Structure

WANG Shixun SHI Yuhong ZHANG Xi JI Baofeng LI Xiongkui

(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering,Beijing 100076)

The topologies of the periodic lattices are analyzed together with their manufacturing methods. Simultaneously, the design and performance testing for composite grid structures are introduced. And, the overview of the applications to the structures in the aerospace engineering are presented.

Composite，Grid structure，Manufacturing method，Design，Performance testing

2016-08-31

王世勛，1982年出生,博士研究生，高級工程師，主要從事運載火箭結構設計工作。E-mail:shixun100@163.com

石玉紅，1964年出生，碩士，研究員，主要從事運載火箭結構設計工作。E-mail:shi_jadered@163.com

TB33，V25

10.12044/j.issn.1007-2330.2017.01.002