轻质复合材料舵翼面的材料设计.pdf

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1、轻质复合材料舵翼面的材料设计肖 军,张 鹏(中国空空导弹研究院,河南 洛阳 471009)摘 要:与传统金属舵翼面相比,采用轻质先进树脂基复合材料(PMC),可显著降低超音速空空导弹舵翼面的重量(30%60%)、增加射程、载荷和机动性能。针对PMC舵翼面研制过程中遇到的材料体系选取、铺层设计、成型工艺,以及与制件质量有关的外观、尺寸、重量与质心、强度与刚度、无损检测、环境适应性等材料设计问题进行了讨论。关键词:复合材料;舵翼面;材料设计;成型工艺;验证试验中图分类号:TJ760.4 文献标识码:A 文章编号:1673-5048(2008)05-0057-05MaterialDesign on

2、L ight PMC Rudder andW ingXIAO Jun,ZHANG Peng(China AirborneMissile Academy,Luoyang 471009,China)Abstract:The rudders and wings of supersonic air2to2airm issile are made of PMC instead ofmet2al,which can make theirweight be cut off about 30%60%,and make m issiles flight range,loadand maneuverability

3、 be extended.This paper discusses some problem s of PMC ruddersand wingsmaterial design in trial2production,such as selection of resin and fiber,blanket process,molding,for2mal dimension,deformation,environment adaptability,non2destructive testing,strength and rigidityvalidation and so on.Key words:

4、composite material;rudder and wing;materials design;molding process;validaty test0 引 言舵翼面是空空导弹十分重要的气动结构件。为满足超音速、大过载、高度机动战术指标的要求,通常采用铝合金、不锈钢或钛合金材质以获得较高的强/刚度、精确的气动外形,以及良好的热强度。轻质树脂基复合材料(PMC)超音速空空导弹舵翼面设计方案是实现型号苛刻的重量限制、先进的技术指标的一种最佳选择。与金属制件相比,PMC制件具有质量轻、易成型、比强度和比刚度高、耐疲劳、可按需要设计、批产效率高等优点。由于整体成型显著减少了制件所含零件/紧

5、收稿日期:2007-06-22作者简介:肖军(1962-),男,湖南汉寿人,高级工程师,研究方向为材料应用。固件、铆、焊结构,表面光滑规整,对于减轻重量(30%60%),增加导弹射程、载荷和机动性能,降低成本具有重要意义1-2。通常,轻质PMC舵翼面有与金属制件相当的技术要求,如:a.外观和形体尺寸;b.重量与质心;c.静强/刚度;d.环境适应性;e.工艺性与成本等内容。此外,还存在寿命、特殊公差配合,以及工艺一致性等与金属有别的要求。复合材料具有结构可设计、各项异性、层间力学性能较低、无塑性应变等特点,在工程实践中,复合材料的材料设计、结构设计与工艺设计往往同步进行,需要经过反复迭代达到最终

6、优化。材料设计涉及材料选用、有限元(MSC Patran/Nastran、ANSYS 8.0和复合材料专业软件)计算分析(如图1)、铺层设计、工艺成型一体化设计和验证试验。本文结合轻质PMC舵翼面研制中的材料设计工2008年第5期2008年10月航空兵器AERO WEAPONRY2008 No.5Oct.2008作,重点讨论P MC制件的树脂与纤维选材、成型工艺、强/刚度测试、无损检测、环境适应性等材料设计问题。图1PMC舵面应力有限元分析1 选 材选材是材料设计的第一步,需要确定树脂、增强材料、填充材料体系。PMC主要由基体材料(树脂)和增强材料(纤维)组成。纤维主要用于强化PMC的力学性能

7、,而基体树脂起传递、分散载荷的作用,其耐热性往往决定着PMC的使用温度、工艺成型方法和参数。1.1 树脂体系为了满足全寿命周期内任务剖面和寿命剖面、尤其是自主飞热强/刚度要求,基体树脂选取十分重要,要根据PMC制件的承载、热环境、介质等约束条件,综合考虑材料的耐热性、与纤维的匹配性、工艺性、成本、供应等因素。常用树脂基体的性能如表1所示。表1 舵翼面常用基体树脂的性能项目环氧树脂改性酚醛双马树脂聚酰亚胺PEEK拉伸强度/MPa58876562689592拉伸模量/GPa4.13.53.43.93.8弯曲强度/MPa 156191125138127169断裂韧性0.71.00.45150耐热温度

8、/150177250280250吸水率/%0.20.40.20.20.1低温/良良良优良工艺性优良良中良成本低低中高低值得注意的是,根据美国Raytheon导弹公司的数据2,PMC短时耐温远高于表1数据。例如,环氧树脂(EP)连续工作温度为150,而作为弹体结构短时可耐260,一些双马树脂(BM I)可超过300。虽然高性能热塑性PMC的韧性好、损伤容限高、便于大规模成型和再加工,也用于导弹舵翼面,但热固性PMC成型后强/刚度高、耐热性更好,并且在国内飞机、导弹上已成功应用,轻质舵翼面制件仍以热固性PMC为主。国产PMC制件多采用EP树脂,但超音速舵翼面宜采用聚酰亚胺(PI)或酚醛、BM I类

9、高温PMC。1.2 增强材料增强材料和PMC材料的性能见表2、3。其中,碳纤维PMC(约1.5 g/cm3),纤维方向的比强度和比刚度达到铝材的5倍以上。因此,采用T300或T700碳纤维蒙皮骨架夹芯结构的PMC制件即可达到实心铝合金舵翼面的强/刚度,更高要求可选用M系列高模量纤维增强的PMC。表2 增强材料性能理化性能纤维密度/(g/cm3)弹性模量/GPa泊松比抗拉/MPa耐 热/高模量玻纤2.981123 520550软化凯夫拉纤维1.441332 940429软化碳纤维T3001.802300.33 500800降解碳纤维T7001.792300.34 900800降解碳纤维M40J1

10、.773770.35 300530降解表3 舵翼面复合材料与铝合金材料的性能PMC密度/(g/cm3)拉伸强度/MPa拉伸模量/GPa弯曲强度/MPa短时耐温/改性酚醛2.1995661 070380聚酰亚胺1.531 120711 290520铝合金2.7425682501.3 填充材料作为夹芯结构的一部分,填充材料的主要作用是支撑蒙皮结构,在舵翼面承载时保持整体结构的稳定性,分散应力。常用填充材料有泡沫、蜂窝以及波纹板等材料。夹芯填充材料可由胶膜与蒙皮和骨架粘接。通常,最常用的聚氨酯泡沫的密度在0.10.7 g/cm3,压缩强度为0.58MPa。蜂窝结构的强度与材质有关。这些材料都适用于大

11、面积填充而采用原位发泡工艺,不仅可以有效填充,还可以省去粘接胶膜,更适用于小而复杂结构的填充。2 成型工艺2.1 铺层设计利用复合材料各向异性的特点,通过对纤维85航空兵器 2008年第5期和基体材料的种类、规格、含胶量、铺层参数的合理设计,可优化PMC制件的机械性能、热膨胀和防腐蚀等性能。铺层设计是复合材料特有的设计内容,是决定结构、性能的重要设计工作。通常,应先进行结构与应力的有限元分析,确定骨架和蒙皮结构形式,结合以往经验做出初步设计;然后进行工艺样件制作、测试,根据试验结果修改完善设计以达到最佳状态。在充分考虑加强筋取向的同时,尽量采用均衡铺层设计3,如0/45/90/-45 s或60

12、/0/-60 s。在有孔、钉的连接区需要增加 45铺层,缓解应力集中。在金属连接件与碳纤维PMC之间应增加玻纤湿装配层,以避免电位腐蚀等。2.2 成型常见P MC成型工艺有手工或机械铺放预浸料、缠绕、层压或模压,以及树脂与纤维预制件成型的树脂传 递 模 塑(VRT M)、树 脂 熔 融 模 塑(RFM)等。与金属成型不同,PMC舵翼面的成型不仅与其结构密切相关,还取决于尺寸大小、精度、所选树脂体系等。小型PMC舵翼面采用预浸料手工铺放、模压成型工艺较为合理。其工艺路线为:预浸料(骨架可先成型)裁剪 装模/夹具 成形、固化 机械加工 修饰 尺寸、重量、质心检测、无损检测 表面处理 成品 试验及交

13、付。或 整体编制 装模/夹具 VRT M 修饰 尺寸、重量、质心检测,无损检测 表面处理 成品 试验及交付。采用模压成型工艺已获得满意的PMC舵翼面。PMC制件试制中可能出现内应力4 和变形、翘曲等问题。这常见于PI类材料固化温度高、固化不完全、制件厚薄不均、工艺参数控制不当等缘故。严格控制连续相同的铺层少于2个、减缓台阶式固化升/降温过程、采用对称均衡铺层和纤维方向,可显著降低变形翘曲和内应力。此外,已变形制件采用反向加压、补充高温固化等工艺措施,可有效地减少、修复变形件。采用组合钢模、合理设计铺层、考虑固化收缩量,能较好地满足尺寸精度、结构压力和表面质量要求5。实践中,针对缺陷和缺胶,将加

14、压点时间后推,调整压力和温度,有效地解决了孔隙和脱胶问题。3 验证试验3.1 复合材料的性能复合材料设计、工艺和质量控制要求进行必要的性能测试和验证试验,以获取质量控制和改进所需数据和信息。这些测试涉及理化性能、力学性能、耐热性能等。如纤维与树脂的性能、复合材料的性能,夹芯结构的性能等等。复合材料的强/刚度,泡沫、蜂窝材料的力学性能可参照GB1447、GB1448、GB1449、GB1450.1、GB/T7124等标准测试。高温力学性能可采用动态机械分析仪DMA、热变形仪HDT和马丁耐热试验箱分析。3.2 外观、尺寸、重量与质心轻质PMC舵翼面的外观采用目视检查,尺寸常采用标准模板和长度计量工

15、具测量。重量和质心采用相应的天平测试,离散性一般应 5%。PMC舵翼面成型与加工过程中的各道工序都涉及到定位基准问题 5。由于模具中组装、拆卸、树脂压力波动,采用外缘作为定位基准难以控制质量,而以接插口螺栓孔作为基准较好。为保证装配精度,金属嵌件装配孔可预留加工余量(约+0.00-0.25mm),待成型后补充加工而达到满意的尺寸精度。3.3 无损检测PMC舵翼面成型过程中,因材料或工艺波动等原因,制件表面和内部可能存在夹杂、孔隙、分层、纤维与树脂分布不均等缺陷,导致在过载、高温、湿热等应力环境中产生损伤和破坏,无损检测(NDT)是发现上述隐患的有效检测手段。常用PMC制件的NDT技术见表4。其

16、中,超声、射线以及声发射技术是PMC的主要探测技术。表4的检测方法各有优缺点,对PMC制件采用超声(声发射)和射线探伤,辅助以敲击和目视外观100%检测,可有效控制PMC制件质量。实践中,超声CT扫描可快速发现脱粘缺陷,射线法可以检出蒙皮中0.2 mm的孔隙、裂纹。采用超声、射线探伤等手段对PMC产品内部缺陷NDT检测,可参照GJB1038.1、GJB1038.2和GB3365等方法。此外,通过预制系列脱粘、分层、裂纹、架桥等缺陷,对不同方法和条件所得的结果进行统计分析与研究,是确定特定结构PMC舵翼面内部缺陷的最佳方案。如果骨架、蒙皮分别成型,在整体成型前先进行工序检验;将舵翼面分区域、分等

17、级NDT检测有助于快速合理的质量控制。95肖 军等:轻质复合材料舵翼面的材料设计表4 常见的复合材料NDT检测技术序号方 法原 理优 点缺 点应 用1目视法敲击法外观目视检查,声波检测快速、简便、无需专用设备要求测试者经验、水平高蒙皮分层、与骨架脱粘,胶接缺陷2X-射线均质材料与缺陷对射线吸收不同技术成熟,可胶片或电子图像显示缺陷深度、大面积脱粘不敏感分层、脱粘、孔隙、裂缝、夹杂等缺陷3超声检测缺陷引起声阻抗变化应用最广泛需耦合剂、表面粗糙度和制件形状限制分层、脱粘、孔隙、裂缝、夹杂等缺陷4声发射检测受应力部件中的缺陷产生应力波可监测纤维断裂、开裂、脱粘等损伤需对制件施加应力、重复性差试验过程

18、中的跟踪检测5红外热像检测红外热成像、缺陷热传导变化作为快速、大面积检测的初始检测方法设备投资大、受试件表面和环境影响层面 型 脱 粘、分层、夹杂等缺陷6光纤-传感器使用埋入材料中的传感器监测可动态监测材料中的各种情况埋入工艺复杂各种情况3.4 强度、刚度测试PMC舵翼面的承载能力应按照气动分析的分区载荷进行试验,获得各种载荷下的最大弯曲和扭转变形等强/刚度数据。为避免复合材料纤维断裂导致强/刚度受损,复合材料舵翼面静力强度和刚度试验宜采用分区,气囊加载等形式,而不宜采用表面粘接或打孔布带拉伸等可能造成纤维断裂和铺层分离的方法。研制阶段可将分布载荷简化为均布载荷,并在试验件的压心位置加载测试,

19、参照HB7491、GJB5193、HB7224、QJ3206等规范执行,但不能代替分区加载,可采用带有温控设备的电子拉力试验机完成试样和制件的各项力学性能的常温和高、低温测试(见图2)。测试中要注意:a.允许在试验件上安装夹具,但不应改变被试件本身的强度和刚度特性;b.不影响强度、刚度的涂层、表面处理等可以省略;c.注意在压心点加载时避免试验中因试件变形、滑动产生加载位置变化等。图2PMC舵翼面加载试验通常,强/刚度离散性要求:a.同批次不同舵翼面的强/刚度离散性应不大于15%,不同批次舵翼面之间相同条件下的强/刚离散性应不大于20%;b.同一件舵翼面多次常温强/刚度测试的离散性不大于20%,

20、高温结果的离散性不大于25%。4 环境适应性4.1 环境适应性试验PMC舵翼面应满足GJB150系列规范以及型号试验大纲规定的高温贮存(GJB 150.3)、低温贮存(GJB 150.4)、温度冲击(GJB 150.5)、挂机振动试验和自主飞行振动(GJB150.16)、湿热(GJB150.9)、盐雾(GJB 150.11)、霉菌、沙尘、淋雨等试验要求。在上述环境试验中,不得出现目视可见的翘曲、变形、开裂,涂层脱落、起泡、裂纹等缺陷;重量、质心偏差不大于5%、强/刚度偏差不大于20%;无电偶腐蚀破坏。产品在雨淋和吸潮试验后产品质量偏差小于5%规定要求。环境适应性验证试验可采用伴随试样或从产品截

21、取试样,经历规定的环境、时间后测试拉伸、压缩、剪切模量和层间强度等性能的变化。试样的热性能分析可采用DMA、HDT和马丁箱开展试验;通常,温度、湿度和介质是影响PMC制件性能的主要因素,需要直接采用舵翼面在湿热、盐雾和介质相容性试验后测试其主要性能变化,如尺寸、重量、强/刚度等。4.2 提高环境适应性Raytheon导弹公司的研究表明,PMC受潮后性能会显著下降,例如:EP连续工作温度为160(干态),100(湿态),BM I连续工作温度为220(干态),160(湿态)。为了使PMC舵翼面具有良好的环境适应性,除上述选材和结构设计外,简便有效的方法是在PMC表面喷涂三防性能优异的底漆+面漆的涂

22、层体系,不但可获得良好的外观,减缓吸湿过程,还隔离了基体与金属直接接触,避免产生电偶腐蚀。通常,底漆宜采用强附着力的环氧类底漆、面漆采06航空兵器 2008年第5期用综合性能优异的丙烯酸聚氨酯飞机蒙皮涂层。环境试验前后要对比测试附着力、冲击、柔韧、硬度等指标变化。5 材料的寿命PMC舵翼面的寿命分存储寿命和使用过程的疲劳寿命。前者指PMC制件经长期存储,性能逐步下降直至不能满足规定要求的过程,温度、湿度和介质是影响存储寿命的主要因素。而疲劳寿命与制件初始状况、使用中承载和损伤状况有关,疲劳损伤随循环次数增加而累加,其剩余强度、刚度降到某量值时发生破坏。通常,存储寿命可以通过人工加速寿命试验加以

23、研究6,疲劳寿命也有专门的方法进行分析。6PMC材料的隐身性隐身性指目标在红外、雷达微波、噪音及目视等多方面的低可视性。目前,雷达低可视性最为复杂和重要。90 正交间距安装的空空导弹金属舵翼面是导弹RCS的主要来源之一。如果将金属舵翼面改成透波或吸波的复合材料夹芯结构,可以显著降低RCS 30%70%,而采用雷达吸波涂料(RAM)还能进一步提高隐身性能。结构隐身材料实际上是由一类填充吸波材料的聚合物树脂,采用各种低介电性能纤维和碳纤维混杂编织而成的结构增强隐身复合材料 3。通常,这种结构的最外层是透波层,中层为电磁损耗层,而最里层是具有雷达波反射特性的碳纤维和金属基底。7 结 束 语PMC舵翼

24、面的材料设计是材料体系、成型工艺、结构强/刚度、使用综合性能、以及性价比的选择、组合、分析和试验验证过程。其中,制件的高低温性能、机械强/刚度、环境适应性和质量控制的研究,解决了轻质PMC舵翼面研制中的多个问题,试制出合乎阶段性要求的产品,其材料设计、工艺技术为后续批量生产提供了有用的借鉴。参考文献:1肖 军,张秋禹,石宝仁,等.提高空空导弹隐身性的蜂窝结构弹翼的简易方案J.航空兵器,2000,(2).2肖 军,苏力宏,张秋禹.空射导弹弹体用树脂基复合材料的应用和进展J.航空兵器,2001,(5).3沃丁柱.复合材料大全M.北京:化学工业出版社,2000.4 郭兆璞,陈浩然,杨正林.复合材料层

25、合板在加工固化后期降温速率对残余热应力的影响J.计算力学学报,1995,(4).5吴志娟.玻璃钢复合材料壳体机加工研究J.上海航天,2004,(3).6肖 军,高雪梅,杨庆贺.机载导弹非金属部件和材料的使用寿命J.航空兵器,2004,(2):38-41.(上接第56页)4 结 束 语由于导弹武器系统的复杂性,采用传统的单领域设计方法所得到的设计结果只能是在一定学科或分系统范围内比较好的方案,而不是总体上的、多个学科领域内的最优解。由于应用多学科综合优化技术可以评估更多潜在方案,不仅可使导弹设计周期大大缩短,同时设计质量和可靠性也可以得到重大改进。近年来,国内对MDO的研究已经有了较大的发展,并

26、在很多行业引起重视,但许多理论和技术还有待解决和完善,而多学科综合优化在导弹系统研制中的应用研究还需要在广度和深度上进一步发展6。参考文献:1王振国,陈小前,罗文彩,等.飞行器多学科设计优化理论与应用研究M.北京:国防工业出版社,2006.2余雄庆,姚卫星,薛飞,等.关于多学科设计优化计算框架的探讨J.机械科学与技术,2004,23(3).3韩明红,邓家褆.复杂工程系统多学科设计优化集成环境研究J.机械工程学报,2004,40(9).4钟毅芳,陈柏鸿,王周宏.多学科综合设计优化M.武汉:华中科技大学出版社,2006.5王奕首,史彦军,腾弘飞.多学科设计优化研究进展J.计算机集成制造系统,2005,11(6).6王爱俊,陈大融.多学科设计优化方法及其在微型飞行器设计中的应用J.中国机械工程,2001,12(12).16肖 军等:轻质复合材料舵翼面的材料设计