航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析

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1、航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析航天返回与遥感sPACECRAjRECO,,】隅Y&R]lIESENSG第28卷第3期2O07年9月航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析方宝东张建刚申智春张文巧(上海卫星工程研究所,上海200240)摘要蜂窝夹层结构复合材料在航空,航天结构中已得到了广泛的应用.文章从热变形分析角度出发,对蜂窝夹层结构复合材料的热变形分析问题提出了几点看法.关键词蜂窝夹层结构复合材料热变形分析航天器TheThermalDeformationAnalysisofHoneycombSandwichStructureCompositeMate

2、rialsinSpacecraftFangBaodongJiangangShenZhichunZhangWenqiao(Sh~nskaInstitute0fSatelliteEngineering,Sh~nska2OO24O)AbstractThehoneycombsandwichstructurecompositematerialshavebroadapplicationforspacecraftinthedo—mainofaeronauticsandaerospace.Fromtheaspectofthethermaldeformation,someview

3、pointsaboutthermaldeforma—tionanalysisinthehoneycombsandwichstructurecompositematerialsareputforward.KeyWordsHoneycombsandwichstructureComix~itematerialsThermaldeformationanalysisSpacecraft1引言蜂窝夹层结构复合材料具有质量轻,抗弯性能好等特点,在航空,航天领域中有着广泛的应用【】J,随着航天器总体技术的不断进步,人们对蜂窝夹层结构复合材料构件的使用精度提出了更高的要求,如航天

4、器大型天线对型面的尺寸精度要求;太阳电池基板在轨状态下,由于温差较大(有的多达60cC)而引起的热变形问题,从而引起太阳电池贴片的失效,因此要求基板具有较小的热变形;光学遥感航天器的大型光学敏感元件由于像质的需要,对安装支架提出了较高的尺寸稳定性要求;采用三轴稳定姿态控制方式的高轨道气象航天器,由于星上电子设收稿日期:2O07—03—05备工作引起的星体内部温度的变化以及外热流环境的变化会引起航天器表面温度的变动,使有效载荷安装平台产生较大的热变形,从而影响有效载荷光轴的对地指向精度,因此对有效载荷安装平台的热变形提出了更高的要求.文章根据承担型号任务的需要,对

5、蜂窝夹层结构复合材料热变形分析进行了一些研究和探讨.2结构特点2.1结构组成蜂窝夹层结构复合材料是典型的轻质结构,通常由上表板,下表板,上胶膜,下胶膜,中间蜂窝芯层所构成(见图1),按照平面投影形状,蜂窝芯可分为正六边形,菱形,矩形等,其中正六边形蜂窝用料省,制造简单,结构效率最高,因而应用最广.第3期方宝东等:航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析45蒙皮胶膜窝芯子胶膜蒙皮图1蜂窝夹层结构组成2.2等效方法对蜂窝夹层结构进行等效分析时常用的等效方法有:1)层合结构等效模型.此模型在简化时假定芯层能抵抗横向剪切变形并且具有一定的面内刚度,上,下蒙皮层服从Kirch

6、hoff假设,忽略其抵抗横向剪应力的能力.在以上假设条件下,蜂窝芯层可以被等效为一均质的厚度不变的正交异性层.对于正六边形蜂窝,等效弹性参数表示如下_2J:==(手).EG=(手).E一=手G=手G=1/3其中E,G为夹芯材料的工程常数;z,t分别为蜂窝胞元壁板的长度和厚度;y为修正系数,取决于工艺,一般取0.4～0.6,理论值取1.0.等效弹性参数也可通过试验方式得到.2)正交各向异性板等效模型.此模型运用REDDY低阶剪切理论对蜂窝夹层结构进行了分层研究,然后用同样的理论对一个假想的具有同样尺寸的单层厚板作同样的分析,比较各系数,即可推导出单层板的等效工程弹

7、性常数,将蜂窝夹层结构等效为一等厚正交各向异性板.3)各向同性板等效模型.此模型根据弯曲刚度,拉压刚度及质量等力学参量的等效,得到一个等效的各向同性板,等效各向同性板的弹性模量,厚度及质量密度由等效关系式确定.2.3主要力学特征蜂窝夹层结构的主要特点是:上,下面板一般材料和厚度相同,而且比芯子厚度小得多,面板材料的强度和刚度很高;芯子沿板面为正交各向异性构造,沿板面方向的刚度和强度很小,由此反映出以下力学性能特征:1)弯矩主要由面板承担.由分析可知,蜂窝夹层结构由面板承担的弯矩要大大地大于由芯子承担的弯矩.2)面板中的应力沿厚度接近均匀分布.由于蜂窝夹层结构的面

8、板很薄,面板中的最大应力