大尺寸金屬埋件與碳纖維蒙皮蜂窩夾層結構熱膨脹匹配研究

房怡，蔣貴剛，周占偉，朱大雷，姚雙

(北京衛星制造廠有限公司，北京市 100094)

0 引言

碳纖維蒙皮(以下簡稱碳蒙皮)蜂窩夾層結構通常是由較薄的碳纖維蒙皮與較厚的鋁蜂窩芯膠接而成。碳蒙皮蜂窩夾層結構，因其質量輕、比強度和比剛度高等顯著優點，已在航空航天領域得到廣泛應用[1]。當碳蒙皮蜂窩夾層結構與其他結構連接或設備安裝時，主要通過埋件來實現[2]。構件整體通過埋件將載荷傳遞和擴散，因此埋件的強度性能直接影響整體構件的可靠性[3-5]。隨著衛星功率的不斷增大，對載荷的需求也不斷提高，蜂窩夾層結構中埋件尺寸相應增大[6]。但蜂窩夾層結構的埋件多為硬質鋁合金材質，其與碳蒙皮熱膨脹系數存在數量級差異，故大尺寸鋁合金埋件應用在碳蒙皮蜂窩夾層結構中，蜂窩夾層結構固化過程的升降溫過程使得埋件膠接必然存在較強熱應力，極易導致蒙皮皺褶、開裂、分層或脫粘等損傷[7-8]。本文擬采用增加加強過渡層的補強方式，通過有限元仿真分析，結合工藝試驗驗證，分析增強過渡層材質和規格對蜂窩夾層結構成型的影響，降低工藝成型時熱應力不良影響，避免碳蒙皮蜂窩夾層構件開裂，為衛星結構設計提供技術支撐。

1 試件制備

1.1 材料

(1)蒙皮，高模量纖維/環氧樹脂復合材料層合板，厚度0.4 mm，未加過渡層為試件a。

(2)加強過渡層蒙皮，試件b選用T300級碳纖維編織布/環氧樹脂復合材料層合板，厚度0.2 mm；試件c選用T300級碳纖維編織布/環氧樹脂復合材料層合板，厚度0.5 mm；試件d選玻璃纖維編織布/環氧樹脂復合材料層合板，厚度0.2 mm。

(3)埋件，鋁棒2A12T4(GB/T 3191—2019)，直徑120 mm。

(4)蜂窩，有孔鋁蜂窩芯材LF2-Y(HB5443—90)，鋁箔厚度0.03 mm，格孔邊長5 mm，芯高25 mm。

(5)膠黏劑，選用J-47 系列(Q/HSY 003—2012)，包括底膠J-47B，膠膜J-47C，發泡膠J-47D。

1.2 制備工藝

(1)預浸料，利用濕法獲取高模量纖維/環氧樹脂預浸無緯布，厚度0.1 mm。

(2)蒙皮，將預浸料按纖維方向[0 °/+ 45 °/-45 °/90 °]次序疊合后經真空袋-熱壓罐法固化成形。固化工藝為0.4 MPa，160 ℃，2 h，并于全過程保持-0.1 MPa的真空壓。

(3)埋件，按圖1采用數控機床加工。

(4)表面處理，埋件采取磷酸陽極氧化處理，蜂窩芯材膠接面利用乙酸乙酯清洗，蒙皮膠接面打磨樹脂層后用乙酸乙酯清洗。

(5)按圖2結構形式制作試件，試件固化工藝，利用真空袋-熱壓罐法固化，固化工藝為0.12 MPa，130 ℃，2 h。

2 結果與討論

2.1 試件結果

圖1 金屬埋件結構示意圖

圖2 試件結構形式示意圖

按照圖2所示結構形式制作試件。試件經歷室溫升至130 ℃保溫2 h后再降至室溫的固化過程中，試件a表面埋件圓環中心區域蒙皮局部出現斷裂現象，裂紋延伸方向垂直于蒙皮0 °方向；試件b表面埋件圓環中心區域蒙皮局部出現微裂紋現象，微裂紋方向垂直于蒙皮0 °方向(箭頭方向為纖維0 °方向)；試件c、試件d表面狀態完好無損傷，蒙皮表面狀態如圖3所示。

圖3 蒙皮表面狀態圖

圖4 紅外檢測圖像

對試件a～d進行音頻無損檢測，結果表明：埋件與蒙皮之間未發現脫粘缺陷。進一步采用紅外熱像技術對試件蒙皮斷裂區域及其周圍進行無損檢測，結果表明：試件a在蒙皮斷裂區域，中心蒙皮裂紋上下范圍內存在明顯的熱傳導異常現象；試件b在細小裂紋區域出現熱傳導異常現象，其他區域及試件c、d均未發現熱傳導異常現象，具體形貌如圖4所示。

2.2 結果分析

由于金屬埋件尺寸較大，最大直徑為120 mm，且埋件由硬質鋁合金制成，蜂窩夾層結構蒙皮由纖維增強樹脂基復合材料制成，其單向層合板力學性能見表1。碳纖維復合材料蒙皮與鋁合金埋件熱漲系數不同，當蜂窩夾層結構采用J-47系列膠粘劑膠接為一體，再采取熱壓罐法于120 ℃下保溫2 h固化為蜂窩夾層結構，恢復到室溫后，埋件安裝區域必然存在一定熱應力。埋件中部蒙皮形成了一個機械緊箍環，當埋件熱脹冷縮時，蒙皮與膠膜間的層剪可以抵御收縮應力，應力繼續向內擴散，而直接對蒙皮產生擠壓載荷。故試件a埋件中心碳蒙皮強度小于降溫過程產生的內應力，導致蒙皮斷裂。

表1 高模量碳纖維單向板性能參數

針對內應力導致蒙皮斷裂問題，可以通過減小內應力或增加蒙皮強度兩方面考慮。設計試件b、試件c在埋件與蒙皮間增加0.2 mm碳纖維編織布加強層起到增加蒙皮強度作用；設計試件d在埋件與蒙皮間增加玻璃纖維編織布0.2 mm過渡層起到減小鋁合金埋件收縮內應力作用。材料熱膨脹系數見表2。玻璃纖維膨脹系數介于碳纖維與鋁合金之間，降溫收縮過程鋁合金埋件產生應力首先作用在玻璃纖維編織布上，編織布首先吸收一部分應力，而編織布因膨脹系數不匹配自身產生的應力不足以損傷碳纖維蒙皮。

表2 材料熱膨脹系數

從試件b最終結果可以看出，增加0.2 mm碳纖維編織布加強層的試件，固化后蒙皮表面仍存在細小裂紋，證明0.2 mm厚增強蒙皮強度可以一定程度上緩解蒙皮斷裂現象，但蒙皮強度仍不足以抵御內應力造成損傷；從試件c、試件d最終結果可以看出，增加0.5 mm厚的加強層，蒙皮強度大大提升，表面未出現損傷；增加玻璃纖維過渡層，對成型過程內應力起到了一定程度的緩沖，蒙皮表面也未出現任何損傷。

2.3 有限元分析

由于埋件鋁合金埋件，與碳蒙皮熱膨脹系數不一致，在結構板固化過程中必然產生熱應力，針對熱應力問題，利用PATRAN/NASTRAN軟件建立三維有限元模型(包括埋件、蒙皮、芯子、膠膜)進行分析，模型如圖5所示。

圖5 三維有限元模型

計算工況為固化過程中降溫過程：即模型從120 ℃降溫至20 ℃，分析結果如圖6所示。采用HOFFMAN理論進行復合材料安全裕度評估。

圖6 最小安全裕度分析

試件a蒙皮鋪層為高模量碳纖維/環氧樹脂 [0/+45/-45/90]時，蒙皮最小安全裕度為0.19，小于0.25的設計要求，可認為蒙皮已經破壞。試件b蒙皮鋪層為高模量碳纖維/環氧樹脂 [0/+45/-45/90]+T300/4211[0.2]時，蒙皮最小安全裕度為0.23，仍小于0.25的設計要求，可認為蒙皮強度仍不滿足要求。試件c蒙皮鋪層為高模量碳纖維/環氧樹脂 [0/+45/-45/90]+T300/4211[0.5]時，蒙皮最小安全裕度為0.41，滿足大于0.25的設計要求，可認為蒙皮強度滿足要求。

理論分析也進一步印證了產品實際狀態，增加加強層可以提升蒙皮最小安全裕度。當加強層厚度為0.5 mm時，蒙皮最小安全裕度滿足結構設計要求，蒙皮未發生損傷。

2.4 冷熱循環試驗

為了充分釋放蜂窩夾層結構成型產生的內應力，考察加強層及過渡層是否從根本上解決蒙皮斷裂問題，選取完好的試件c和試件d進行冷熱循環試驗。試件冷熱循環處理條件見圖7及表3。

圖7 試件冷熱循溫度曲線

表3 冷熱循處理條件

經冷熱循環后，試件d蒙皮表面出現斷裂，且裂痕貫穿埋件開孔，如圖8所示。提取受損部位后對受損處蒙皮進行進一步剖析，發現蒙皮截面方向破壞形式為碳纖維-45 °層與90 °層間分層，而大多90 °層與玻璃纖維過渡層及膠膜結合良好，且玻璃纖維過渡層與鋁合金埋件未發生脫粘現象。這是由于-60 ℃到80 ℃，140 ℃的溫差循環6次，使得結構中的應力釋放更充分。試件d蒙皮與埋件間為玻璃纖維過渡層，在冷熱循環應力釋放過程中，鋁合金、玻璃纖維過渡層與碳蒙皮間的熱膨脹差異共同產生的應力小于膠膜剪切強度但大于碳蒙皮纖維間的層間剪切強度，力通過層剪進行擴散和傳遞，故出現圖8所示的失效形式。

經冷熱循環后，試件c蒙皮表面狀態完好無損傷，經紅外探傷也未發現熱傳導異常現象。說明試件c中0.5 mm后碳纖維編織布加強層對蒙皮強度提升效果明顯，蒙皮強度完全可以抵御成型過程及冷熱循環過程中結構釋放的應力，從根本上解決了大尺寸環形金屬埋件與碳蒙皮熱膨脹不匹配導致蒙皮斷裂的問題。

圖8 試件d冷熱循環后表面狀態

圖9 試件c冷熱循環后表面狀態及紅外圖像

3 結論

本文針對大尺寸鋁合金埋件與碳蒙皮蜂窩夾層結構熱膨脹系數不匹配易導致開裂問題，通過有限元仿真分析、工藝件試制，結合無損探傷和冷熱循環試驗驗證，得到如下結論：

(1)通過在大尺寸埋件與高模量碳蒙皮間增加加強層或過渡層，可以提升蒙皮強度，減小成型過程產生固有熱應力，對蒙皮開裂現象有較大改善。

(2)在大尺寸埋件與高模量碳蒙皮間增加0.5 mm厚高強碳纖維編織布加強層，大大提升了蒙皮自身強度，可以從根本上解決由于熱膨脹系數不匹配產生內應力導致蒙皮斷裂的問題，為蜂窩夾層結構設計優化提供技術支撐。