圓形太陽翼平面網格翼梁成型及性能研究

孫天峰 武海生 吳躍民 肖 偉 劉 佳 楊慶君 趙 磊

圓形太陽翼平面網格翼梁成型及性能研究

孫天峰1武海生1吳躍民2肖 偉2劉 佳1楊慶君1趙 磊1

（1.北京衛星制造廠有限公司，北京 100094；2.北京空間飛行器總體設計部，北京 100094）

針對圓形柔性太陽翼的結構、功能特點，提出一種輕量化的碳纖維復合材料平面網格翼梁，該翼梁由M40J碳纖維/氰酸酯樹脂采用纏繞工藝自動化成型，通過背靠背的雙模模具結構設計、選用可膨脹的聚四氟乙烯模具材料、連續化的纏繞路徑設計，解決了平面網格結構可回轉纏繞成型、復材成型尺寸精度控制等難題，并對制備的工程樣件進行靜力試驗考核，分析其力學承載性能。研究結果表明：采用自動化纏繞工藝成型的翼梁，具有較高的力學性能，能夠承載太陽毯結構重量載荷，破壞形貌為下肋條斷裂，多向肋條交叉節點未出現拔出脫粘，節點性能滿足使用要求。

碳纖維復合材料；圓形太陽翼；翼梁；平面網格；纖維纏繞

1 引言

深空探測、載人飛船、天地往返等航天器對結構重量、收攏包絡要求極為苛刻，而太陽翼結構分系統是航天器的重要組成部分，也是結構減重和大收納比處理的重點對象[1]。太陽翼的結構形式有多種，如剛性基板太陽翼、半剛性基板太陽翼、圓形柔性太陽翼等，其中，圓形柔性太陽翼是一種新型的太陽翼結構，國內尚未進行飛行驗證，具有結構緊湊、質量輕、功率質量比高、剛度和擴展性好等優勢[2]，在深空探測等領域具有廣泛的應用前景。

圓形柔性太陽翼（圖1）一般由翼梁、太陽毯、電池片、壓緊釋放裝置等組成，其中，翼梁是實現圓形柔性太陽翼收攏、展開的關鍵支撐結構，必須具有大尺寸、超薄、輕量化的特點，以利于形成大型的電池片安裝面、大收納比收攏層疊、降低結構重量。復合材料網格結構具有比剛度、比強度高、結構設計靈活等優點[3]，尤為適用于圓形柔性太陽翼翼面的支撐，但是，該結構重量、功能優勢大幅提高的同時，成型難度也大幅增加。本文以一種碳纖維復合材料平面網格翼梁為研究對象，對其模具設計、纏繞工藝技術進行研究，并開展靜力試驗驗證，分析其綜合力學性能。

圖1 圓形太陽翼組成

2 產品結構及材料

2.1 產品結構

碳纖維復合材料平面網格翼梁輪廓尺寸為1250mm×170mm×5mm，其中，主體寬度30～35mm，根部最大寬度為170mm，由上肋條、下肋條和斜肋條組成（圖2），所有肋條的截面尺寸均為1.5mm（肋條壁厚）×5mm。

圖2 翼梁結構形式

其主要技術指標為：

a. 太陽毯安裝面（下肋條下表面）直線度≤0.5mm。下肋條下表面用于掛載圓形柔性太陽翼，為避免太陽翼陣面褶皺，要求該安裝面的直線度≤0.5mm。

b. 上肋條、下肋條、斜肋條壁厚要求均為(1.5±0.15)mm。平面網格翼梁對肋條單元壁厚公差較為嚴格，以便控制結構重量，保證力學性能。

c. 相鄰接觸肋條單元鋪層交叉層疊，不同方向肋條的鋪層逐層交叉（圖3），形成交叉節點，固化后成為整體桁架，避免二次膠接，提高節點處的力學承載性能。

圖3 節點交叉示意圖

d. 固化后，交叉節點區鋪層層疊密實，無可見缺陷。平面網格翼梁不同方向肋條交叉層疊，節點質量是影響翼梁承載的關鍵，若節點成型質量差，則翼梁承受載荷時，拉拔力會將斜肋條從下肋條或上肋條中拔出，于翼梁理論破壞前肋條脫粘破壞，因此，必須評價節點成型質量。

2.2 材料

纖維，國產M40J級碳纖維；樹脂，自制BS-4氰酸酯樹脂，材料的單向板力學測試性能見表1。

表1 材料力學性能

3 制造工藝

3.1 工藝方案

國內外碳纖維復合材料網格結構的成型工藝有手工鋪層、自動纏繞、自動鋪放等。目前，國內以人工鋪放為主，少量采用自動纏繞、自動鋪放，主要用于成型蒙皮加筋承力筒等大型回轉復合材料承力結構。平面網格翼梁成型工藝必須滿足以下要求：

a. 平面網格翼梁成型關鍵為節點處纖維鋪層交叉層疊，并要求固化后，節點層間密實、粘接可靠。因此，選用的工藝方案必須能夠嚴格保證節點的成型質量。

b. 在節點區單位體積纖維含量是非節點區兩倍，在模具網格凹槽截面積保持不變、無有效工藝措施的情況下，節點區會出現纖維堆積、高度凸出非節點區（圖4），跨節點纖維出現弓形屈曲，纖維的強度效能很低，翼梁經機械加工等厚度處理后，節點處部分纖維被切斷，力學性能進一步降低，并且，鋪層纖維屈曲會導致翼梁脫模后嚴重翹曲變形，無法使用。

圖4 節點缺陷

選用自動纏繞工藝成型本平面網格翼梁，該工藝具有張力可控、纖維分布均勻、絲束含膠量可調節、成型軌跡數控控制、工藝參數穩定等優點，能夠滿足平面網格翼梁成型的特殊工藝要求，具體原因如下：

a. 翼梁各肋條壁厚僅為1.5mm，肋條交叉要求鋪層僅能沿翼梁厚度方向逐層鋪疊累積，若采用手工鋪層，預浸料需裁切為1.5mm的窄帶。現有預浸料分切技術難以滿足要求，由于預浸窄帶過窄，人工鋪層時，極易出現高模量纖維鋪層損傷、窄帶扭曲變形等問題，節點質量無法保證。而若采用纏繞工藝，碳纖維先預浸樹脂，經加熱軟化后進入模具凹槽內，由于模具凹槽兩側壁的限位，預浸絲束在纏繞張力的施加下，在模具凹槽內均勻展開，避免了分切或鋪層損傷。

b. 纏繞工藝可保證纖維在整個纏繞路徑內連續，通過采取恒張力纏繞，從纖維進入模具直至固化一直處于繃緊狀態，避免了纖維屈曲，提高纖維的承載性能，減少分層缺陷，達到各肋條高度與節點高度相近，5mm厚度尺寸的機械加工對產品的力學性能影響很小。

3.2 模具設計

3.2.1 模具材料選用

目前，國內外已經開展了多種復合材料網格結構成型模具研究，主要有硅橡膠軟模模具、膨脹塊模具、石膏模具、金屬網格模具等[4]。平面網格翼梁模具材料選用聚四氟乙烯（PTFE），原因如下：

a. PTFE具有較大的熱膨脹系數（109×10-6K-1）[5]，選用該材料制備的網格模具，在加熱固化時，PTFE受熱膨脹，通過模具側壁與預浸料的接觸面傳遞預浸料固化所需的側向壓力[6]，對鋪層固化加壓，排出氣體，減少缺陷；

b. 平面網格翼梁各肋條壁厚僅為1.5mm，壁厚較薄，且由1.5mm寬的鋪層累加至5mm，脫模時極易造成肋條損傷分層，采用低表面能、具有抗粘性的PTFE，可以減少脫模阻力[7]，并且，聚四氟乙烯的硬度較低，脫模時可有一定變形，進一步降低產品脫模損傷；

c. 平面網格翼梁下肋條下表面為圓形柔性太陽毯安裝面，要求直線度≤0.5mm，避免懸掛的毯體褶皺，而硅橡膠軟模成型的產品型面精度較低，不適用本產品。

3.2.2 模具構型

翼梁為平面網格構型，按照產品既有狀態，不具備纏繞條件，為此采取以下技術措施：

a.模具采用背靠背的雙模結構形式，模具截面為矩形，兩長邊面分別為聚四氟乙烯材質的翼梁網格凹模，一次纏繞即可成型2件翼梁；

b.為實現兩側網格凹模的纏繞軌跡連續，設置纖維過渡路徑，將兩背靠背的網格凹槽連接為整體，形成連續纏繞軌跡。

組合模具結構形式為中心金屬芯軸，用于結構支撐，外圈安裝聚四氟乙烯模，平面網格溝槽位于聚四氟乙烯模上（圖5）。

圖5 組合式模具示意圖

3.3 纏繞軌跡

為滿足纏繞工藝要求，纏繞路徑設計為全連續線型，纏繞順序為先纏繞斜肋條，后上肋條、下肋條。

圖6 翼梁纏繞路徑

纏繞從模具小端開始，以近螺旋軌跡，從模具一端連續纏繞至另一端（圖6），再通過端頭工藝路徑，從模具大端纏繞至小端，一次往返即可將兩個方向的斜肋條纏繞一次，而后纏繞上肋條和下肋條，上、下肋條各纏繞一圈，如此即完成翼梁的一個整體鋪層，重復上述纏繞路徑，直至模具網格溝槽被預浸絲束完全填充。

3.4 產品狀態

3.4.1 產品實物

纏繞完成后，包覆固化，經脫模、切割后，制備的平面網格翼梁樣件見圖7。

圖7 翼梁樣件

3.4.2 產品實測

對產品關鍵參數進行檢測，結果見表2。

表2 產品實測結果

根據檢測結果，雖然PTFE固化過程中膨脹變形會造成產品直線度、壁厚等尺寸偏差，但是，平面網格翼梁的尺寸精度依然滿足要求，表明模具的固化變形在允許范圍內，并能夠保證產品達到指標要求。

3.4.3 節點質量

節點處質量控制是為了保證節點的層間剪切力學性能，避免翼梁承載時節點先行拉脫破壞。為分析節點處纖維分布狀態及缺陷形貌，從制備的樣件工藝區截取節點斷面試件，采用18倍光學顯微鏡觀察，判斷節點處孔隙分布和纖維屈曲狀態（圖8）。

圖8 節點中心斷面形貌

根據觀察結果，斜肋條與下肋條的交叉層疊區域鋪層密實；斜肋條兩側出現部分孔隙，表明斜肋條鋪層對下肋條鋪層的架空影響了成型質量；斜肋條鋪層與下肋條鋪層依次交叉層疊，節點無明顯突出，鋪層未發生明顯屈曲，后續翼梁機加至5mm厚度，纖維損傷較小。

4 力學性能驗證

4.1 靜力試驗方案

圖9 測點位置

圖10 翼梁靜力試驗

為測試翼梁的整體力學承載性能，對樣件進行靜力加載試驗，試驗前將樣件厚度機加至(5±0.1)mm，然后在樣件大端膠接金屬接頭，提供翼梁安裝固定接口，而后進行靜力試驗（圖9、圖10），試驗要求如下：

a. 翼梁大端端部上下兩連接點固定，下肋條保持水平，翼梁呈懸臂梁狀態；

b. 加載載荷懸掛于下肋條下表面，均勻設置8處載荷懸掛點，加載方向豎直向下；

c. 翼梁兩側面設置防扭護板，避免翼梁加載時扭曲失穩，兩板間距7mm，翼梁自身厚度5mm，單邊留1mm間距，翼梁可在該間距內沿豎直方向順利滑動；

d. 測量逐級加載時翼梁小端端部的位移和翼根處的應變。

4.2 載荷工況

加載工況按照從小到大逐級加載，每級加載的載荷重量見表3。

表3 載荷加載工況表

4.3 試驗結果分析

試驗共進行32級加載，加載至22級時，自根部起第一處節點（下肋條與斜肋條）附近2～5mm處出現異響（圖11），隨著載荷的繼續增大，下肋條該處出現明顯變形，向上隆起，加載至32級時，下肋條斷裂，試驗停止。

圖11 破壞位置

破壞前一級即第31級加載時，1至8加載點總載荷分別為186g、249g、287g、326g、358g、397g、436g、475g，總加載質量2714g，端部位移23.8mm，測點最大應變1086με。圖12為各工況下翼梁端部位移曲線，圖13為各工況下翼梁根部兩應變測點的應變曲線。

圖12 加載工況與端部位移曲線

圖13 加載工況與應變曲線

從圖中可看出，隨著加載載荷的逐漸增加，翼梁端部位移和根部應變均逐漸增大，上肋條承受拉伸載荷，下肋條承受壓縮載荷，當加載至22級時，下肋條開始出現壓縮損傷，并彎曲變形，該區域應力集中，根部的應變測點2#實測應變反而隨著加載載荷的增大而減小。

下肋條斷裂破壞先于節點拉脫破壞，斜肋條與上肋條或下肋條脫粘破壞未發生，節點處的拉拔性能滿足使用要求。下肋條承受壓縮載荷，出現局部失穩破壞。

平面網格翼梁加載至20級即滿足使用要求，實際加載時33級才發生破壞，表明纏繞工藝制備的該結構綜合性能優異。

5 結束語

a. PTFE網格模具和金屬芯軸組成的組合模具滿足平面網格翼梁的成型和固化要求，PTFE模塊膨脹變形對產品直線度的影響小于0.3mm；

b. 通過背靠背的雙模模具構型，可將平面網格翼梁面內鋪層成型轉變為可回轉的自動化纏繞成型，一次成型2件，該工藝方法解決了翼梁成型過程中的纖維屈曲、截面內纖維等厚度分布、節點疏松等難題；

c. 翼梁加載破壞形式為固定端根部附近下肋條受壓變形后斷裂，非節點拉脫，表明節點的拉拔力學性能滿足使用要求。

1 Eacret D, White S. ST8 validation experiment:Ultraflex-175 solar array technology advance: deployment kinematics and deployed dynamics ground testing and model validation, AIAA 2010-1497[R]. Washington D.C.: AIAA, 2010

2 周志清，吳躍民，王舉，等. 圓形太陽翼發展現狀及趨勢[J]. 航天器工程，2015，24(6)：116～122

3 提亞峰，劉利明，陳獻平，等. 無蒙皮復合材料網格結構設計與分析[J]. 宇航材料工藝，2019，49(1)：15～20

4 韓振宇，張鵬，鄭天宇，等. 纖維增強樹脂復合材料網格結構成型工藝研究進展[J]. 復合材料學報，2020，37(4)：845～858

5 閆翔宇，袁穎，張樹人，等. SiO2-TiO2/聚四氟乙烯復合材料的制備及熱膨脹性能[J]. 復合材料學報，2013，30(6)：108～113

6 黃其忠，任明法，陳浩然，等. 復合材料網格結構軟模成型工藝參數匹配分析[J]. 材料工程，2008(Z1)：354～357

7 郭育華，劉剛，朱學林，等. 熱模壓成形技術中的脫模研究[J]. 中國機械工程，2005，16(Z1)：432～434

Forming and Properties of Wing Spar in Spacecraft Circular Solar Array

Sun Tianfeng1Wu Haisheng1Wu Yuemin2Xiao Wei2Liu Jia1Yang Qingjun1Zhao Lei1

(1. Beijing Spacecraft Manufacturing Factory Co., Ltd., Beijing 100094；2. Beijing Institute of Spacecraft System Engineering, Beijing 100094)

According to the structural and functional characteristics of circular solar array, the wing spar molding technology of light weight carbonfibrecompositeplane lattice is proposed.The wing spar is automatically formed by M40J carbon fiber/cyanate resin winding process, through back-to-back double mold structure design, selection of expandable PTFE mold material, and continuous winding path design. It solves the rotary winding forming of plane mesh structure and dimensional precision control of composite forming problems. And it also analyzes its mechanical bearing performance by carrying out the static test of the prepared engineering sample.The results show that the wing spar formed by automatic winding process has higher mechanical performance and can bear the weight load of the solar blanket structure. In addition, the failure morphology is the lower riblet fracture, the multi-direction riblet cross node does not appear pull-out and debunking, and the performance of the node meets the use requirements.

carbon fiber composites；circular solar array；wing spar；plane lattice；filament winding

V46

A

孫天峰（1987），工程師，復合材料專業；研究方向：航天器復合材料結構制造。

2021-07-23