王明鑒，盧明章

(1.海軍駐西安地區(qū)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)專業(yè)軍事代表室，西安 710025;2.中國(guó)人民解放軍91049部隊(duì)，青島 266001)

0 引言

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)作為導(dǎo)彈動(dòng)力系統(tǒng)，工作時(shí)既要承受內(nèi)壓作用，又要承受來(lái)自全彈的軸壓、軸拉、彎矩、剪力等外載荷［1］。隨著新材料的發(fā)展和固體發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)技術(shù)的進(jìn)步，混雜纖維復(fù)合材料在高性能戰(zhàn)略、戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈發(fā)動(dòng)機(jī)殼體中得到了越來(lái)越廣泛的應(yīng)用。針對(duì)載荷具體情況，利用不同纖維所具有的特性，對(duì)殼體進(jìn)行混雜纖維纏繞，以獲得最優(yōu)性能，是固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)先進(jìn)、精良的重要途徑。國(guó)外已將混雜纖維纏繞技術(shù)用于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體設(shè)計(jì)，但在國(guó)內(nèi)此項(xiàng)工作尚處于起步階段，為推進(jìn)固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的發(fā)展，有必要加強(qiáng)混雜纖維纏繞殼體設(shè)計(jì)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(fù)合材料，遇到了發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量系數(shù)和承受外載荷能力難以協(xié)調(diào)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(shí)現(xiàn)F-12與S-2纖維的層間混雜，以達(dá)到既提高外載荷承載能力，又滿足殼體質(zhì)量系數(shù)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(fù)合材料圓筒試驗(yàn)件，測(cè)試其抗軸壓性能，選擇設(shè)計(jì)改進(jìn)方案，并對(duì)改進(jìn)殼體進(jìn)行有限元分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，以解決工程研制難題。

1 圓筒試驗(yàn)件制作及軸壓試驗(yàn)

1.1 圓筒試驗(yàn)件技術(shù)狀態(tài)［2］

試驗(yàn)件為φ200 mm圓筒，壁厚約5 mm，圓筒長(zhǎng)度大于30 mm，圓筒長(zhǎng)度對(duì)軸壓臨界應(yīng)力影響可忽略不計(jì)?；w為同一材料4304環(huán)氧樹脂，增強(qiáng)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(gè)F-12/4304試驗(yàn)件平均壁厚為5.4 mm，平均質(zhì)量1.6 kg;3個(gè)混雜 F-12/4304、S-2/4304試驗(yàn)件平均壁厚為5.2 mm，平均質(zhì)量2.1 kg;3個(gè)S-2/4304試驗(yàn)件平均壁厚為5.0 mm，平均質(zhì)量2.6 kg。

1.2 軸壓試驗(yàn)及結(jié)果分析

用200 t作動(dòng)筒對(duì)9個(gè)試驗(yàn)件進(jìn)行軸壓試驗(yàn)，破壞形貌見(jiàn)圖1，軸壓試驗(yàn)結(jié)果見(jiàn)表1。

圖1 試驗(yàn)件破壞形貌Fig.1 Photo of the cylinder sample

表1 軸壓試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Results of axial compression test

分析試驗(yàn)結(jié)果可得:

(1)S-2玻璃纖維與F-12有機(jī)纖維進(jìn)行層間混雜，混雜結(jié)構(gòu)件的質(zhì)量及壓縮強(qiáng)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(jié)構(gòu)件相比，結(jié)構(gòu)質(zhì)量?jī)H增加了約31%，但抗軸壓能力提高了約121%;

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

(4)采用F-12與S-2纖維混雜技術(shù)，可有效解決發(fā)動(dòng)機(jī)殼體工程研制中遇到的承外載荷能力與質(zhì)量系數(shù)的矛盾，在殼體質(zhì)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(jìn)方案與試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 某固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)殼體結(jié)構(gòu)

某固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)纖維纏繞殼體由金屬裙內(nèi)的縱向、環(huán)向纏繞層、金屬裙外的環(huán)向纏繞層和鋪層、橡膠層及金屬鋁裙組成，其結(jié)構(gòu)示意圖見(jiàn)圖2。

圖2 殼體結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Structure of the case

2.2 改進(jìn)方案［3］

從圖2可見(jiàn)，軸壓、彎矩等外載荷是通過(guò)金屬裙傳遞到復(fù)合材料層。裙內(nèi)纏繞層數(shù)一般較多，基本決定了殼體的內(nèi)壓承載能力。裙外層數(shù)一般較少，是外載荷承載能力的薄弱環(huán)節(jié)。為兼顧殼體滿足總體接口尺寸和質(zhì)量系數(shù)要求，采取如下改進(jìn)方案:

(1)保持金屬裙結(jié)構(gòu)尺寸不變，裙內(nèi)纏繞層結(jié)構(gòu)和絕熱內(nèi)結(jié)構(gòu)不變，內(nèi)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(shí)現(xiàn)裙外層間混雜，利用混雜纖維優(yōu)勢(shì)，既提高抗壓縮能力，又滿足質(zhì)量系數(shù)要求。

2.3 外載荷試驗(yàn)

2.3.1 載荷測(cè)試結(jié)果

外載荷聯(lián)合加載試驗(yàn)的最大軸壓為3 737 kN，最大彎矩為695 kN·m，加載分級(jí)見(jiàn)表2。

改進(jìn)前后的殼體按表2參數(shù)進(jìn)行外載荷聯(lián)合加載考核。試驗(yàn)結(jié)果表明，改進(jìn)前殼體在加載到第5級(jí)載荷時(shí)破壞，當(dāng)量軸壓為4 272 kN，未滿足考核要求。改進(jìn)后的復(fù)合材料殼體通過(guò)了最大軸壓3 737 kN、最大彎矩695 kN·m的聯(lián)合外載荷考核試驗(yàn)，當(dāng)量軸壓為5 127 kN。試驗(yàn)后殼體結(jié)構(gòu)完好，并繼續(xù)通過(guò)了1 500 kN的軸拉載荷考核試驗(yàn)和內(nèi)壓爆破試驗(yàn)。

2.3.2 應(yīng)變測(cè)試結(jié)果

沿殼體筒段Ⅰ～Ⅳ象限線貼軸向應(yīng)變片。改進(jìn)后殼體在考核級(jí)載荷，即當(dāng)量軸壓5 127 kN下軸向應(yīng)變分布見(jiàn)圖3;改進(jìn)前殼體在第5級(jí)載荷，即當(dāng)量軸壓4 272 kN下III象限軸向應(yīng)變分布見(jiàn)圖4。

表2 加載分級(jí)要求Table 2 Loading levels

圖3 改進(jìn)后殼體軸向應(yīng)變分布Fig.3 Axial strain distributing of the improved case

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

可見(jiàn)，改進(jìn)后殼體在當(dāng)量軸壓5 127 kN下，Ⅲ象限線部位測(cè)得的最大軸向應(yīng)變?yōu)?－1 778.7 με;改進(jìn)前殼體在第5級(jí)載荷，即當(dāng)量軸壓4 272 kN下，Ⅲ象限測(cè)得的最大軸向應(yīng)變?yōu)椋? 643.4 με。二者相比，改進(jìn)后當(dāng)量軸壓增大的情況下，軸向應(yīng)變大幅下降，承載能力大幅度提高。

3 有限元計(jì)算與結(jié)果分析

3.1 有限元模型［4－5］

復(fù)合材料殼體試驗(yàn)件有限元模型見(jiàn)圖5(a)。剛性很大的加載框?qū)崿F(xiàn)兩點(diǎn)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(yàn)件有限元模型及邊界條件Fig.5 Finite element model and bound condition of the test case

復(fù)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(nèi)纏繞層為±14°、90°的F-12/4304復(fù)合材料，裙外90°纏繞層為F-12/4304復(fù)合材料，0°纏繞層分別為F-12/4304和S-2/4304復(fù)合材料。內(nèi)外復(fù)合板材料殼層之間的鋁裙與橡膠都作為多層殼的一層。復(fù)合材料單元的層數(shù)、角度、材料屬性等參數(shù)應(yīng)用有限元的實(shí)常數(shù)來(lái)賦值。為便于縮短非線性計(jì)算時(shí)間，讓模型的自由度數(shù)盡可能小，同時(shí)滿足計(jì)算精度，劃分的模型節(jié)點(diǎn)數(shù)為2 214，單元數(shù)為21 780。

3.2 計(jì)算結(jié)果及分析［6］

為了與原狀態(tài)殼體比較，按照載荷分級(jí)表2加載，并對(duì)改進(jìn)前后裙外0°纏繞層分別按F-12纖維和S-2玻璃纖維進(jìn)行有限元計(jì)算。改進(jìn)前后殼體在第5級(jí)載荷下的位移云圖見(jiàn)圖6。

圖6 第5級(jí)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(jí)載荷作用下，改進(jìn)后殼體最大位移由改進(jìn)前的2.97×10－3減小為改進(jìn)后的2.10×10－3。表明改進(jìn)方案提高了殼體的承載能力，混雜纖維的優(yōu)勢(shì)得到充分發(fā)揮。

按照表2在考核載荷下，計(jì)算得到改進(jìn)殼體的軸向應(yīng)力及應(yīng)變見(jiàn)圖7。從改進(jìn)殼體軸向應(yīng)力與應(yīng)變看，在考核載荷下變形協(xié)調(diào)。表明改進(jìn)殼體的承外載荷能力還有很大潛力。

最大應(yīng)力準(zhǔn)則是指軸向?qū)娱g最大剪切應(yīng)力與最大剪切強(qiáng)度之比。按最大應(yīng)力準(zhǔn)則可計(jì)算出失效值ξ，當(dāng)ξ≥1認(rèn)為結(jié)構(gòu)破壞。改進(jìn)殼體在考核載荷作用下，按最大應(yīng)力準(zhǔn)則計(jì)算的ξ=0.801，如圖8所示，表明混雜纖維復(fù)合材料殼體未達(dá)到破壞狀態(tài)。

圖7 改進(jìn)后殼體軸向應(yīng)力及軸向應(yīng)變Fig.7 Axial stress and strain of the improved case

圖8 最大應(yīng)力準(zhǔn)則失效值Fig.8 Invalidation value by most stress rule

4 結(jié)論

(1)F-12纖維、S-2玻璃纖維及二者混雜纖維圓筒試驗(yàn)件的靜力試驗(yàn)結(jié)果表明，雖然相應(yīng)的結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加了，但S-2玻璃纖維制品的軸向壓縮性能大大優(yōu)于F-12纖維制品。利用S-2玻璃纖維的優(yōu)點(diǎn)做縱向鋪層，環(huán)向采用F-12纖維，二者混雜的圓筒制品性結(jié)構(gòu)質(zhì)量?jī)H增加了約31%，但抗軸壓能力提高了約121%。

(2)有限元計(jì)算分析與殼體試驗(yàn)有很好的一致性，表明所建的有限元數(shù)學(xué)模型是正確的。

(3)保持原殼體裙內(nèi)纏繞結(jié)構(gòu)、外徑尺寸不變，把鋁裙外側(cè)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(jié)構(gòu)承載能力，解決了工程難題。

［1］王元有.固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)［M］.北京:國(guó)防工業(yè)出版社，1984.

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

［3］張志民.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)［M］.北京:北京航空航天大學(xué)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(fā)動(dòng)機(jī)纖維纏繞殼體承載能力研究［J］.宇航學(xué)報(bào)，2007，28(3).