于 斌，黃 誠(chéng)，楊文博，常 鑫，顧森東，朱利軍

(1.中南大學(xué) 輕合金研究院，長(zhǎng)沙 410083；2.高性能復(fù)雜制造國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，長(zhǎng)沙 410083；3.蘭州空間技術(shù)物理研究所 壓力容器事業(yè)部，蘭州 730000)

0 引言

航天器及其分系統(tǒng)需要各種壓力容器以貯存液體和氣體，如衛(wèi)星飛船推進(jìn)系統(tǒng)用氣瓶和表面張力推進(jìn)劑貯箱，空間站推進(jìn)系統(tǒng)、流體管理系統(tǒng)、環(huán)境控制與生命保障系統(tǒng)、科學(xué)試驗(yàn)和商業(yè)試驗(yàn)系統(tǒng)用各類型壓力容器，運(yùn)載系統(tǒng)的各種氣瓶、低溫推進(jìn)劑貯箱等。復(fù)合材料壓力容器(COPV)相對(duì)于全金屬壓力容器，具有質(zhì)量輕、剛度好、容器特性系數(shù)高、可靠性高、抗疲勞性能好、負(fù)載工作壽命長(zhǎng)、爆破前先泄漏的安全失效模式(LBB)、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、生產(chǎn)費(fèi)用低、研制周期短等諸多特點(diǎn)，使其在航天領(lǐng)域得到越來(lái)越廣泛的應(yīng)用[1-4]。

COPV作為航天系統(tǒng)中的關(guān)鍵部件，其研制技術(shù)直接決定其性能，而其性能又對(duì)航天系統(tǒng)有很大的影響[5]，如：(1)COPV結(jié)構(gòu)效率，COPV屬于重量比例較大的結(jié)構(gòu)部件，其結(jié)構(gòu)效率直接影響航天器的有效載荷；(2)COPV可靠性，其直接關(guān)系整個(gè)航天器的成功發(fā)射與在軌安全運(yùn)行；(3)安全性，如果發(fā)生COPV爆破的災(zāi)難性失效，產(chǎn)生的高壓氣體釋放、金屬或纖維束高速碎片將對(duì)發(fā)射塔或航天器產(chǎn)生嚴(yán)重的破壞，因此必須施行COPV的LBB安全失效模式設(shè)計(jì)；(4)COPV應(yīng)力斷裂壽命，其直接影響航天器在軌工作壽命，合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)保證COPV在服役期間滿足相應(yīng)的可靠度要求；(5)COPV疲勞壽命，其影響空間站重復(fù)使用COPV的介質(zhì)充填次數(shù)。還有諸多影響因素不再贅述。綜上分析，發(fā)展空間COPV研制技術(shù)，提高空間COPV性能對(duì)航天事業(yè)的發(fā)展至關(guān)重要。

1 貯箱材料

1.1 內(nèi)襯材料

內(nèi)襯的功能有密封工作介質(zhì)、纖維纏繞芯模、COPV接口界面和承擔(dān)部分內(nèi)壓載荷。金屬內(nèi)襯選材時(shí)應(yīng)考慮：與工作介質(zhì)及環(huán)境相容性；薄壁金屬內(nèi)襯成型工藝可行性、可重復(fù)性和穩(wěn)定性；同類型COPV材料飛行驗(yàn)證的繼承性應(yīng)用；材料比屈服強(qiáng)度、比極限強(qiáng)度、斷裂韌性；材料低周和高周疲勞性能；材料抗腐蝕及抗氧化性能；材料抗點(diǎn)蝕及抗應(yīng)力腐蝕性能。

美國(guó)SCI公司、Lincoln公司、CTD公司、日本復(fù)材公司內(nèi)襯材料一般采用鋁合金，包括2219,5086,6061等牌號(hào)，殼體成型一般采用旋壓工藝；美國(guó)ARDE公司內(nèi)襯材料一般采用301不銹鋼和I-718鎳基合金；美國(guó) ATK-PSI公司內(nèi)襯材料一般采用純鈦、鈦合金，包括TA1,TA3,TC4等鈦合金，殼體成型為板材熱沖壓；洛克希德馬丁公司一般采用旋壓鋁合金，并且已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了鈦合金旋壓殼體在航天大型貯箱中的應(yīng)用[6]。

綜合貯箱技術(shù)指標(biāo)、服役條件、制造工藝、研制效率、材料保障等因素，考慮選用鋁合金材料，殼體成型采用旋壓工藝。航天貯箱結(jié)構(gòu)用鋁合金材料已經(jīng)歷了多次更新?lián)Q代，可以概括為：第一代鋁鎂合金，包括5A06等5系鋁合金；第二代鋁銅合金，包括2A14,2219等鋁合金；第三代鋁鋰合金，包括2195等鋁合金。鋁合金材料強(qiáng)度-模量如圖1所示。美國(guó)從20世紀(jì)70年代起，鋁銅錳合金(2219)全面取代鋁銅鎂合金(2A14)；從20世紀(jì)90年代起，第三代鋁鋰合金(2195)開始應(yīng)用，截至目前，美國(guó)航天運(yùn)載貯箱采用2219和2195兩種鋁合金[7]。

圖1 鋁合金強(qiáng)度-模量對(duì)比關(guān)系示意

1.2 纖維材料

纖維纏繞增強(qiáng)樹脂復(fù)合材料結(jié)構(gòu)層承擔(dān)內(nèi)壓絕大部分載荷，增強(qiáng)纖維是承擔(dān)壓力載荷的主體。增強(qiáng)纖維選材應(yīng)考慮：與工作介質(zhì)及環(huán)境相容性；纏繞工藝性；工作壓力下纖維應(yīng)力斷裂壽命；高強(qiáng)度、高模量及低密度；熱穩(wěn)定性。

航天系統(tǒng)復(fù)合材料氣瓶增強(qiáng)纖維應(yīng)用的歷史為：從最早應(yīng)用的E玻璃纖維、S玻璃纖維，至后來(lái)應(yīng)用的K49芳綸纖維，IM-6，T-40，T-700碳纖維，目前幾乎全都應(yīng)用T1000碳纖維。選用高強(qiáng)纖維可直接提高COPV結(jié)構(gòu)效率[8]。

根據(jù)國(guó)外調(diào)研情況，航天復(fù)合材料壓力容器的增強(qiáng)纖維一般均采用T1000碳纖維，包括美國(guó)SCI結(jié)構(gòu)復(fù)合材料公司、美國(guó)PSI空間壓力系統(tǒng)公司、美國(guó)ARDE空間推進(jìn)公司、美國(guó)Lincoln林肯復(fù)合材料公司、美國(guó)CTD復(fù)合科技發(fā)展公司、美國(guó)LM洛克希德馬丁公司，以及德國(guó)、法國(guó)、日本、韓國(guó)等航天復(fù)合材料壓力容器單位。美國(guó)ARDE空間推進(jìn)公司、SCI結(jié)構(gòu)復(fù)合材料公司的COPV研制用纖維情況如表1,2所示。表1中，產(chǎn)品應(yīng)用依次為歐洲2000加強(qiáng)型平臺(tái)(E2000+)、重型火箭(CLV)、Delta Ⅱ火箭(D Ⅱ LV)、牽牛星航天器(Altair)。

表1 美國(guó)ARDE公司COPV纖維選材

表2 美國(guó)SCI公司COPV纖維選材

1.3 樹脂材料

樹脂基體粘結(jié)固定纖維，使纖維處于纏繞層中規(guī)定的方向、位置、層次，以剪切力的形式向纖維傳遞載荷，并保護(hù)纖維免受外界環(huán)境的損傷。樹脂基體選材應(yīng)考慮：對(duì)增強(qiáng)纖維的浸潤(rùn)性和粘結(jié)性優(yōu)；體系黏度低，滿足纖維浸漬及纖維連續(xù)纏繞工藝要求；長(zhǎng)期耐熱性能、短期耐熱性能及抗低溫脆性；塑性和韌性好、斷裂延伸率略高于增強(qiáng)纖維；強(qiáng)度高、模量大；抗?jié)駸嵝阅芗选?/p>

近十幾年來(lái)，航天COPV 增強(qiáng)纖維多采用T1000碳纖維，樹脂材料隨各單位纏繞工藝特點(diǎn)不同，但一般符合繼承性沿用的特點(diǎn)，如ARDE公司的HARF-53樹脂、Lincoln公司的LRF-0092樹脂、ATK-PSI公司的Epon-826樹脂等。

2 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

2.1 結(jié)構(gòu)方案

輕質(zhì)高強(qiáng)是航天壓力容器研制的主要目標(biāo)之一，輕質(zhì)貯箱是空間貯箱研制的主流趨勢(shì)，其技術(shù)特點(diǎn)可總結(jié)為以下三點(diǎn)：(1)薄壁金屬內(nèi)襯；(2)高強(qiáng)碳纖維纏繞增強(qiáng)；(3)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)連接界面[9-10]。德國(guó)MT宇航公司為某型號(hào)任務(wù)研制了?1 140 mm空間用復(fù)合材料貯箱，工作壓力2.2 MPa，安全系數(shù)1.5，利用旋壓鈦合金薄壁內(nèi)襯，封頭形狀為Cassini型，鈦內(nèi)襯封頭壁厚0.7 mm，筒體壁厚0.5 mm，復(fù)合材料全纏繞，利用復(fù)合材料支撐裙作為接口界面，三項(xiàng)先進(jìn)技術(shù)綜合的結(jié)果就是貯箱結(jié)構(gòu)效率明顯提高，貯箱形貌如圖2所示。

圖2 ALPHABUS衛(wèi)星貯箱結(jié)構(gòu)示意

2.2 設(shè)計(jì)方法

復(fù)合材料壓力容器殼體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)主要包括設(shè)計(jì)算法和有限元分析方法兩大類，工程上基本按照網(wǎng)格理論進(jìn)行初步設(shè)計(jì)，利用有限元建模仿真進(jìn)行詳細(xì)設(shè)計(jì)。

2.2.1 設(shè)計(jì)算法

復(fù)合材料壓力容器殼體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)解析方法有薄膜理論、基于薄膜理論和網(wǎng)格假設(shè)的網(wǎng)格理論、基于薄膜理論和經(jīng)典層合板的層合殼理論。由于網(wǎng)格理論簡(jiǎn)潔準(zhǔn)確的特點(diǎn)，目前工程界大都采用網(wǎng)格理論進(jìn)行COPV結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。其他解法包括各向異性層合薄殼理論，只能計(jì)算復(fù)合材料在樹脂開裂之前的應(yīng)力應(yīng)變，當(dāng)殼體臨近爆破壓力時(shí)，發(fā)生樹脂開裂、脫膠、分層、纖維斷裂等缺陷，復(fù)合材料在這種嚴(yán)重?fù)p傷情況下，其本構(gòu)關(guān)系如何描述，目前尚未得到解決，因此無(wú)法計(jì)算殼體的爆破強(qiáng)度。網(wǎng)格理論是將復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的無(wú)限靜不定問(wèn)題轉(zhuǎn)化為靜定問(wèn)題處理，纖維增強(qiáng)復(fù)合材料(CFRP)中樹脂的拉伸強(qiáng)度和彈性模量是纖維的2%～5%，在殼體臨近爆破時(shí)，樹脂幾乎全部開裂，已起不到加強(qiáng)作用，殼體由纖維網(wǎng)格結(jié)構(gòu)承受內(nèi)壓，從而利用纖維各向異性特點(diǎn)建立網(wǎng)格理論的靜力學(xué)平衡方程和應(yīng)變位移連續(xù)方程。

李衛(wèi)東等[11]根據(jù)網(wǎng)格理論算法，推導(dǎo)了載荷分擔(dān)型彈性工作內(nèi)襯COPV計(jì)算方程，包括靜力學(xué)平衡方程和應(yīng)變連續(xù)方程，但該解法假設(shè)內(nèi)襯在零壓力和工作壓力下，內(nèi)襯應(yīng)力分別恰好達(dá)到壓縮彈性極限和拉伸彈性極限，導(dǎo)致計(jì)算準(zhǔn)確度有待提高。陳汝訓(xùn)[12]對(duì)具有襯里的纖維纏繞COPV結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)行了研究，預(yù)先確定內(nèi)襯壁厚，假設(shè)容器在最大內(nèi)壓下，內(nèi)襯和纖維同時(shí)達(dá)到拉伸極限，推導(dǎo)了COPV結(jié)構(gòu)的爆破壓力計(jì)算公式，該解法對(duì)薄壁內(nèi)襯COPV爆破壓力計(jì)算較為準(zhǔn)確，但對(duì)于內(nèi)襯最佳壁厚的確定未給出明確指導(dǎo)。

筆者在文獻(xiàn)[13]中提出了彈性工作內(nèi)襯COPV雙層殼體“參數(shù)對(duì)應(yīng)關(guān)系”算法，通過(guò)對(duì)網(wǎng)格理論推導(dǎo)各內(nèi)壓載荷階段的靜力學(xué)平衡方程和應(yīng)變協(xié)調(diào)方程，對(duì)COPV纖維與內(nèi)襯應(yīng)力應(yīng)變進(jìn)行計(jì)算和分析，為彈性工作內(nèi)襯COPV的設(shè)計(jì)提供了切實(shí)可行的工程設(shè)計(jì)算法。典型彈性內(nèi)襯工作應(yīng)力與纖維預(yù)緊應(yīng)力關(guān)系、典型彈性內(nèi)襯應(yīng)力與內(nèi)壓載荷關(guān)系分別如圖3，4所示。零壓力下內(nèi)襯壓縮應(yīng)力隨纖維預(yù)緊應(yīng)力增加而增加，工作壓力下內(nèi)襯工作應(yīng)力隨纖維預(yù)緊應(yīng)力增加而降低，通過(guò)預(yù)緊應(yīng)力使內(nèi)襯更好地在彈性應(yīng)力應(yīng)變范圍內(nèi)安全服役。

圖3 彈性內(nèi)襯工作應(yīng)力與纖維預(yù)緊力關(guān)系

圖4 彈性內(nèi)襯應(yīng)力與內(nèi)壓載荷關(guān)系

在彈性工作內(nèi)襯COPV雙層殼體靜力學(xué)算法基礎(chǔ)上，筆者進(jìn)一步提出了塑性工作內(nèi)襯COPV網(wǎng)格理論方程[14]，通過(guò)對(duì)傳統(tǒng)的網(wǎng)格理論進(jìn)行優(yōu)化，聯(lián)立求解各內(nèi)壓載荷階段的靜力學(xué)平衡方程和應(yīng)變協(xié)調(diào)方程，對(duì)COPV纖維與內(nèi)襯應(yīng)力應(yīng)變進(jìn)行計(jì)算和分析，并通過(guò)有限元分析校核和產(chǎn)品研制驗(yàn)證的手段，證實(shí)了塑性工作內(nèi)襯COPV網(wǎng)格理論算法的準(zhǔn)確性和實(shí)用性。

2.2.2 有限元分析方法

復(fù)合材料殼體力學(xué)分析的工程化軟件較多，理論研究和工程分析一般也都是根據(jù)各向同性金屬內(nèi)襯和各向異性纖維纏繞復(fù)合材料的特性進(jìn)行建模和分析，工程化軟件包括Ansys，Abaqus，Nastran等，基本初步分析都需考慮模型簡(jiǎn)化、有限元離散以及邊界條件等問(wèn)題，盡量采用規(guī)格網(wǎng)格，并兼顧計(jì)算精度與運(yùn)算周期，通過(guò)前期相近結(jié)構(gòu)與工藝的產(chǎn)品結(jié)構(gòu)靜力學(xué)應(yīng)變、伸長(zhǎng)量等實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)、動(dòng)力學(xué)控制點(diǎn)與響應(yīng)點(diǎn)的檢測(cè)數(shù)據(jù)來(lái)優(yōu)化有限元模型。

本文利用Ansys軟件對(duì)復(fù)合材料貯箱進(jìn)行建模，材料模型中的復(fù)合材料層和內(nèi)襯層分別依據(jù)復(fù)合材料層合板理論和彈塑性理論。復(fù)合材料層單元的層數(shù)和鋪層形式與實(shí)際纏繞相同，建模中考慮封頭復(fù)合材料纏繞角和厚度與幾何位置的函數(shù)關(guān)系，通過(guò)改變單元坐標(biāo)系的方向和單元不同節(jié)點(diǎn)處的殼單元厚度近似模擬封頭、筒體等復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。復(fù)合材料選用Shell 91殼單元，內(nèi)襯采用Solid 95實(shí)體單元，復(fù)合材料貯箱模型如圖5所示。

圖5 復(fù)合材料貯箱有限元模型

從工程研制角度來(lái)講，采用網(wǎng)格理論、彈性內(nèi)襯網(wǎng)格理論、塑性內(nèi)襯網(wǎng)格理論等方程聯(lián)立求解算法解決的都是薄膜區(qū)基礎(chǔ)壁厚的問(wèn)題，而漸變壁厚區(qū)域、內(nèi)曲面弧度變化區(qū)域、應(yīng)力集中區(qū)域的應(yīng)力應(yīng)變分析還得靠有限元方法來(lái)解決。

3 可靠性設(shè)計(jì)

3.1 應(yīng)力斷裂壽命設(shè)計(jì)

復(fù)合材料殼體的機(jī)械損傷和應(yīng)力破裂對(duì)于自身的影響要比金屬殼體相對(duì)更加嚴(yán)重，應(yīng)力破裂壽命分析技術(shù)作為復(fù)合材料壓力容器可靠性服役性能分析技術(shù)重要方向之一，對(duì)保證航天系統(tǒng)成功發(fā)射和安全運(yùn)行、實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)壽命要求具有非常重要的意義。ANSI/AIAA S081A—2006《空間復(fù)合材料壓力容器》規(guī)定COPV安全設(shè)計(jì)包括LBB安全失效模式設(shè)計(jì)和安全壽命設(shè)計(jì)，安全壽命設(shè)計(jì)包括應(yīng)力斷裂壽命和疲勞壽命設(shè)計(jì)。應(yīng)力斷裂壽命相對(duì)應(yīng)用比較廣泛的典型分析方法有3種，包括Thomas算法、Robinson算法、ASTM D2992回歸法。

Thomas算法是航天壓力容器領(lǐng)域應(yīng)用最廣的算法，也被納入美國(guó)ANSI/AIAA S081A—2006中。Thomas算法使用標(biāo)準(zhǔn)的二參數(shù)Weibull分布函數(shù)描述應(yīng)力斷裂分析，碳纖維、玻璃纖維和凱夫拉纖維復(fù)合材料壓力容器基本都服從二參數(shù)Weibull函數(shù)，Thomas算法如下：

(1)

(2)

式中，p(t)為時(shí)間t后的可靠度；α為形狀因子；β為比例參數(shù)；σf為纖維工作應(yīng)力；σb為纖維極限應(yīng)力；pw為工作壓力；pb為爆破壓力；λ為結(jié)構(gòu)因子計(jì)算系數(shù)。

形狀因子α、比例參數(shù)β、結(jié)構(gòu)因子λ與復(fù)合材料纖維類型和容器特性有關(guān);σf/σb為纖維工作應(yīng)力比;當(dāng)復(fù)合材料壓力容器內(nèi)壓較高、內(nèi)襯分擔(dān)的載荷比例很小時(shí)，pw/pb安全系數(shù)可簡(jiǎn)化為纖維應(yīng)力比。經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證，碳纖維具有最高可靠度、最長(zhǎng)的應(yīng)力斷裂壽命，在同種纖維、相同可靠度情況下，纖維應(yīng)力比的降低有利于提高纖維應(yīng)力斷裂壽命。

應(yīng)力斷裂壽命是在一定應(yīng)力載荷(恒載或變載)作用下不發(fā)生爆破失效的最長(zhǎng)工作時(shí)間。國(guó)際空間站高壓容器應(yīng)力破裂壽命要求為30年。目前分析方法主要是利用統(tǒng)計(jì)方法描述增強(qiáng)纖維等材料的失效與持續(xù)承載時(shí)間之間的關(guān)系，得到增強(qiáng)纖維在持續(xù)載荷下的承載能力相關(guān)的長(zhǎng)期存活壽命，以分析復(fù)合材料氣瓶的應(yīng)力斷裂壽命。

玻璃纖維、芳綸纖維、碳纖維在可靠度 0.999下的應(yīng)力斷裂壽命曲線分別如圖6～8所示?？梢钥闯?，在100 000 h(11.4年左右)，在可靠度0.999要求下，玻璃纖維許用應(yīng)力從65%降至33%左右，芳綸纖維許用應(yīng)力從76%降至51%左右，碳纖維從70%降至60%左右。美國(guó)ANSI/AIAA S081A—2006標(biāo)準(zhǔn)以及工程研究中應(yīng)力斷裂可靠性壽命短期、中期、中長(zhǎng)期數(shù)據(jù)已有相關(guān)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)支持，包括美國(guó)新墨西哥州約翰遜空間中心白沙試驗(yàn)研究所(NASA-WSTF)等單位的應(yīng)力斷裂壽命試驗(yàn)數(shù)據(jù)[15]，其中長(zhǎng)期數(shù)據(jù)部分來(lái)自于美國(guó)俄亥俄州格倫研究中心(NASA-GRC)的應(yīng)力斷裂壽命分析計(jì)算。

圖6 玻璃纖維應(yīng)力斷裂壽命曲線

圖7 芳綸纖維應(yīng)力斷裂壽命曲線

圖8 碳纖維應(yīng)力斷裂壽命曲線

3.2 低周疲勞壽命設(shè)計(jì)

為滿足COPV輕質(zhì)高強(qiáng)特性，航天COPV超薄壁金屬內(nèi)襯多處于塑性應(yīng)力應(yīng)變工作狀態(tài)，與航空、船舶、兵器以及民用領(lǐng)域用高疲勞壽命COPV的區(qū)別主要在內(nèi)襯基礎(chǔ)壁厚、COPV疲勞壽命要求、內(nèi)襯應(yīng)力狀態(tài)、內(nèi)襯疲勞機(jī)理、內(nèi)襯分擔(dān)載荷比例、纖維選型和COPV性能因子(性能因子為最大壓力p與容積V的乘積，再除以質(zhì)量m(pV/m)，反映一定容積指標(biāo)下，最大壓力與質(zhì)量的關(guān)系，性能因子越高，COPV結(jié)構(gòu)效率越高)等方面。

航天COPV內(nèi)襯基礎(chǔ)壁厚一般為0.5～1.2 mm，COPV疲勞壽命一般≤100次，工作條件下，內(nèi)襯處于彈塑性應(yīng)力應(yīng)變的低周疲勞模式，內(nèi)襯分擔(dān)載荷比例一般為5%～18%，纖維一般采用T1000碳纖維，COPV性能因子(爆破壓力×容積/凈重)一般大于30 km。例如美國(guó)SCI公司的無(wú)縫旋壓超薄壁6061，2219鋁合金(1.2 mm)內(nèi)襯COPV、美國(guó)ARDE公司的超薄壁I-718鎳基合金(壁厚0.71 mm)內(nèi)襯COPV、美國(guó)ATK-PSI公司的CP-30純鈦(壁厚0.8 mm)內(nèi)襯COPV、德國(guó)MT宇航公司的Ti-15-3鈦合金(壁厚0.7 mm)內(nèi)襯COPV的性能因子都在35 km左右。

而航空、船舶、民用等領(lǐng)域用高疲勞壽命COPV內(nèi)襯基礎(chǔ)壁厚一般為1.5～5 mm，COPV疲勞壽命≥5 000次，工作條件下，內(nèi)襯大都處于彈性應(yīng)力應(yīng)變的高周疲勞模式，內(nèi)襯一般選用高強(qiáng)度金屬材料，內(nèi)襯分擔(dān)載荷比例為20%～50%，纖維一般采用中等強(qiáng)度碳纖維、芳綸纖維或玻璃纖維，采用環(huán)向纏繞增強(qiáng)或全纏繞類型，COPV性能因子一般為15～30 km。

航天復(fù)合材料壓力容器低周疲勞壽命設(shè)計(jì)一般采用Coffin-Manson低周循環(huán)疲勞理論[16]，由于內(nèi)襯在工作壓力下發(fā)生塑性形變,屬于低周疲勞問(wèn)題?；诖罅吭囼?yàn)數(shù)據(jù)的Coffin-Manson公式給出了總應(yīng)變與循環(huán)壽命之間的關(guān)系：

(3)

式中，N為疲勞次數(shù)；εf為金屬內(nèi)襯最小斷裂應(yīng)變；Δεp為單次壓力循環(huán)的塑性應(yīng)變幅度，利用有限元分析計(jì)算內(nèi)襯在內(nèi)壓下的等效應(yīng)變數(shù)據(jù)。

3.3 復(fù)合材料壓力容器可靠度設(shè)計(jì)

航天領(lǐng)域復(fù)合材料壓力容器殼體靜強(qiáng)度的可靠度計(jì)算一般采用應(yīng)力-強(qiáng)度干涉算法，主要由于復(fù)合材料纏繞殼體本身屬于各項(xiàng)異性、纏繞層組織結(jié)構(gòu)、性能指標(biāo)達(dá)不到金屬材料的均勻性和穩(wěn)定、纏繞工藝本身受外界因素影響較大，在人、機(jī)、料、法、環(huán)、測(cè)六要素固定的情況下，纏繞固化的纖維殼體性能參數(shù)都有一定的離散性，因此需要對(duì)其靜強(qiáng)度可靠性指標(biāo)進(jìn)行核算。復(fù)合材料殼體的可靠性分析應(yīng)力-強(qiáng)度干涉法的應(yīng)力和強(qiáng)度均服從正態(tài)分布[17]，如圖9所示。應(yīng)力-強(qiáng)度干涉算法可靠度計(jì)算公式如下：

圖9 應(yīng)力-強(qiáng)度干涉算法模型

R=P(x2-x1)

(4)

(5)

式中,x1為壓力容器的應(yīng)力；x2為壓力容器強(qiáng)度；f1(x1)為應(yīng)力的概率密度函數(shù)；f2(x2)為強(qiáng)度的概率密度函數(shù)。

4 結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)算例

塑性工作內(nèi)襯COPV網(wǎng)格理論算例的技術(shù)指標(biāo)包括：爆破壓力≥60 MPa，工作壓力≤30 MPa，容積≥90 L，工作壽命30年，疲勞壽命≥50次，性能因子≥30 km。通過(guò)塑性內(nèi)襯網(wǎng)格理論、低周疲勞理論等算法完成該型COPV的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。塑性內(nèi)襯工作應(yīng)力與纖維預(yù)緊應(yīng)力關(guān)系、塑性內(nèi)襯應(yīng)力與內(nèi)壓載荷關(guān)系分別如圖10,11所示。

圖10 塑性內(nèi)襯工作應(yīng)力與纖維預(yù)緊力關(guān)系

通過(guò)有限元對(duì)復(fù)合材料氣瓶進(jìn)行結(jié)構(gòu)應(yīng)力分析，如圖12所示，內(nèi)襯均處于塑性應(yīng)力應(yīng)變狀態(tài)，內(nèi)襯筒體除兩端部外，壁厚均勻，曲率一致，該區(qū)域內(nèi)應(yīng)力應(yīng)變分布均勻，無(wú)應(yīng)力集中情況，以薄膜應(yīng)力為主。封頭/筒體界面存在彎曲應(yīng)力和剪切應(yīng)力，內(nèi)壓膨脹效應(yīng)也導(dǎo)致該區(qū)域曲率增大，薄膜應(yīng)力提高，綜合作用下使該區(qū)域應(yīng)力大于筒體。通過(guò)有限元分析、網(wǎng)格理論計(jì)算、產(chǎn)品鑒定試驗(yàn)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)表明，有限元模型分析、算法計(jì)算和實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)具有很好的一致性。

圖11 塑性內(nèi)襯應(yīng)力與內(nèi)壓載荷關(guān)系

圖12 內(nèi)襯工作壓力下應(yīng)力分布

利用有限元分析得到內(nèi)襯在零壓力和工作壓力下的等效應(yīng)變沿內(nèi)襯軸向的分布。根據(jù)Coffin-Manson算法公式代入應(yīng)變數(shù)據(jù)，可計(jì)算內(nèi)襯沿軸向分布各典型區(qū)域的疲勞壽命極限，典型產(chǎn)品計(jì)算數(shù)據(jù)如表3所示。通過(guò)計(jì)算可知，筒體薄膜區(qū)整體塑性應(yīng)變區(qū)域大于封頭漸變?cè)龊駞^(qū)，內(nèi)襯封頭與筒體交界處是塑性應(yīng)變幅度最大的區(qū)域。該區(qū)域最低疲勞極限為783次，滿足復(fù)合材料壓力容器低周疲勞壽命的設(shè)計(jì)要求。

表3 內(nèi)襯各典型區(qū)域疲勞壽命極限

從上述計(jì)算結(jié)果可知，內(nèi)襯應(yīng)力應(yīng)變滿足塑性內(nèi)襯復(fù)合材料殼體的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求，內(nèi)襯低周疲勞壽命滿足要求，本算例為同類型典型航天復(fù)合材料氣瓶殼體設(shè)計(jì)提供技術(shù)支撐。

5 制造工藝

5.1 內(nèi)襯殼體成型工藝

大型貯箱內(nèi)襯殼體主要包括封頭和筒體兩部分，隨著大尺寸、大厚度、高質(zhì)量鋁合金板材的穩(wěn)定供應(yīng)，以及鋁合金殼體整體旋壓技術(shù)發(fā)展迅速，旋壓技術(shù)逐漸替代了以往大型封頭瓜瓣焊和大型筒體拼板焊成型方式。旋壓成形能夠節(jié)約材料、減少工序和焊縫數(shù)量、整體成型、提高殼體成型質(zhì)量、降低廢品率、減少技術(shù)與生產(chǎn)保障人員數(shù)量等，具有加工效率高、加工成本低、產(chǎn)品質(zhì)量好、可靠性高等諸多優(yōu)點(diǎn)，因此，針對(duì)大型復(fù)合材料貯箱鋁合金內(nèi)襯封頭與筒體，應(yīng)采用整體旋壓方式制造。國(guó)內(nèi)外在航天領(lǐng)域已經(jīng)開展了大規(guī)模的理論研究、工程攻關(guān)和型號(hào)應(yīng)用，大型航天貯箱殼體傳統(tǒng)制造工藝流程與整體旋壓封頭對(duì)比分別如圖13,14所示。

圖13 大型貯箱殼體傳統(tǒng)制造工藝流程

圖14 拼焊殼體與旋壓殼體對(duì)比

5.2 內(nèi)襯殼體焊接工藝

傳統(tǒng)小型、中型鈦合金貯箱一般采用電子束、離子束等方法進(jìn)行焊接，通過(guò)真空電子束焊接能夠得到較好的鈦合金焊接質(zhì)量。大型貯箱鋁合金殼體一般采用氬弧焊(TIG)、電子束焊(EB)、變極性氬弧焊(VPTIG)、變極性等離子焊(VPPA)、攪拌摩擦焊(FSW)。鋁合金攪拌摩擦焊具有焊縫接頭強(qiáng)度最高、焊接接頭韌性最好、焊縫氣孔等缺陷最少、焊縫殘余應(yīng)力最低、焊接層數(shù)最少、焊接變形最小等諸多優(yōu)點(diǎn)，因此國(guó)內(nèi)外航天領(lǐng)域鋁合金大型貯箱型號(hào)產(chǎn)品一般采用攪拌摩擦焊。大型復(fù)合材料貯箱內(nèi)襯加工完成后進(jìn)行纖維纏繞工藝，因此對(duì)鋁合金內(nèi)襯的尺寸精度要求較高，包括貯箱同軸度、圓度等尺寸參數(shù)，而攪拌摩擦焊屬于金屬塑性加工，熱輸入最少，能保證最好的成型精度，因此是大型鋁合金貯箱焊接優(yōu)選工藝。鋁合金焊接工藝對(duì)比如表4所示。

表4 鋁合金焊接工藝對(duì)比

5.3 纖維纏繞工藝

航天貯箱一般多為圓柱形，根據(jù)纏繞線型理論計(jì)算表明，貯箱封頭以等張力封頭為最合理，等張力封頭是按測(cè)地線纏繞，纖維不易“打滑”，在整個(gè)封頭上，纖維所受應(yīng)力相等，且等于圓筒段縱向纖維的應(yīng)力。圓柱形等張力封頭COPV按均衡型纏繞時(shí)容器性能因子最高，但從COPV研制經(jīng)驗(yàn)來(lái)看，橢球形封頭COPV 同樣可獲取與等張力封頭近似的結(jié)構(gòu)效率，且橢球形封頭軸向的纏繞角與圓筒段的纏繞角相同，纏繞工藝易實(shí)現(xiàn)。封頭與圓筒連接處是柱形COPV薄弱區(qū)域，等張力封頭在此處曲率變化較緩，由內(nèi)力引發(fā)的彎曲應(yīng)力較小，可獲得較高的疲勞壽命[18]。柱形COPV環(huán)向纖維纏繞效率高于螺旋纖維，當(dāng)直徑不變時(shí)，隨著長(zhǎng)徑比增加，環(huán)向纖維強(qiáng)度發(fā)揮系數(shù)變化較小，螺旋纖維強(qiáng)度發(fā)揮系數(shù)先增加、后減小，結(jié)構(gòu)效率也是先增加、后減小，通過(guò)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)可得到容器的最佳結(jié)構(gòu)效率。一般來(lái)說(shuō)，長(zhǎng)徑比大于2的柱形COPV 結(jié)構(gòu)效率較高。

5.4 復(fù)合材料貯箱安裝接口

復(fù)合材料貯箱可采用多種復(fù)合材料安裝界面結(jié)構(gòu)，如纖維纏繞預(yù)留金屬結(jié)構(gòu)件/復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件、復(fù)合材料支撐裙、柱段纖維纏繞金屬耳片/金屬連接件等連接安裝結(jié)構(gòu)，典型結(jié)構(gòu)如圖15所示。大型復(fù)合材料貯箱具有尺寸大、容積大、重量大、動(dòng)力學(xué)條件嚴(yán)酷等特點(diǎn)，安裝接口一般通過(guò)纏繞固定，采用全金屬接口或復(fù)合材料等結(jié)構(gòu)，安裝支撐裙等接口與復(fù)合材料殼體之間的應(yīng)力應(yīng)變協(xié)調(diào)性、安裝接口本身的安裝結(jié)構(gòu)特性、拉緊力最大載荷、動(dòng)力學(xué)穩(wěn)定性是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的重點(diǎn)。

圖15 復(fù)合材料貯箱典型結(jié)構(gòu)形式

6 鑒定試驗(yàn)與產(chǎn)品標(biāo)準(zhǔn)

鑒定試驗(yàn)是驗(yàn)證航天型號(hào)產(chǎn)品滿足技術(shù)要求的主要手段，主要包括靜力學(xué)試驗(yàn)、動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)和熱力學(xué)試驗(yàn)等。美國(guó)航天壓力容器設(shè)計(jì)、制造、檢測(cè)試驗(yàn)一般參照ANSI/AIAA S081A—2006《空間復(fù)合材料壓力容器》、ISO-14623—2003《空間用壓力容器設(shè)計(jì)與操作》以及產(chǎn)品具體要求。綜合來(lái)看，相比國(guó)內(nèi)航天標(biāo)準(zhǔn)，國(guó)外標(biāo)準(zhǔn)在材料選擇、安全設(shè)計(jì)、機(jī)械損傷控制、沖擊損傷容限、復(fù)合材料強(qiáng)度設(shè)計(jì)、無(wú)損檢測(cè)技術(shù)、爆破前先泄漏失效模式、性能和功能試驗(yàn)、測(cè)試覆蓋性等方面都更加具體詳細(xì)和更好的可操作性。

針對(duì)航天產(chǎn)品性能合格考核，靜力學(xué)、動(dòng)力學(xué)和熱力學(xué)試驗(yàn)是測(cè)試批次產(chǎn)品性能指標(biāo)的通用直觀實(shí)測(cè)手段，結(jié)合產(chǎn)品本身的軍用標(biāo)準(zhǔn)是非常重要的。目前，中國(guó)航天系統(tǒng)用復(fù)合材料氣瓶或貯箱的國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)、軍用標(biāo)準(zhǔn)在覆蓋性方面與國(guó)外還有一定差距。技術(shù)人員在方案階段、研制階段、驗(yàn)收階段都缺少標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范的技術(shù)指導(dǎo)，包括航天COPV研制所需的安全設(shè)計(jì)、可靠性設(shè)計(jì)、壽命分析、過(guò)程控制、檢測(cè)試驗(yàn)等技術(shù)標(biāo)準(zhǔn)。

我國(guó)軍用標(biāo)準(zhǔn)需要借鑒國(guó)外標(biāo)準(zhǔn)以下方面：(1)增強(qiáng)纖維應(yīng)力斷裂系數(shù)，全尺寸及小比例樣件確定纖維許用應(yīng)力的試驗(yàn)方法；(2)應(yīng)力斷裂壽命預(yù)測(cè)技術(shù)，疲勞循環(huán)壽命預(yù)測(cè)技術(shù)；(3)機(jī)械損傷防護(hù)過(guò)程控制方法，確定機(jī)械損傷檢測(cè)、評(píng)價(jià)方法，評(píng)定機(jī)械損傷對(duì)強(qiáng)度性能降級(jí)的影響、氣瓶許用機(jī)械損傷容限的確定；(4)金屬內(nèi)襯與復(fù)合材料無(wú)損檢測(cè)技術(shù)；(5)LBB失效模式設(shè)計(jì)，金屬內(nèi)襯預(yù)制缺陷的LBB失效模式試驗(yàn)驗(yàn)證方法；(6)金屬內(nèi)襯、復(fù)合材料增強(qiáng)纖維和樹脂材料許用條件、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、制造工藝、無(wú)損檢測(cè)、性能檢驗(yàn)方法等。

7 結(jié)語(yǔ)

本文綜合國(guó)內(nèi)外技術(shù)調(diào)研和工程技術(shù)實(shí)際攻關(guān)等方面，從技術(shù)進(jìn)展、材料選擇、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、可靠性設(shè)計(jì)、制造工藝、鑒定試驗(yàn)與產(chǎn)品標(biāo)準(zhǔn)6個(gè)方面，闡述了航天器用大型金屬內(nèi)襯復(fù)合材料貯箱的研制技術(shù)重點(diǎn)內(nèi)容，并對(duì)存在的主要問(wèn)題進(jìn)行了分析，在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和可靠性設(shè)計(jì)方面，提出了綜合網(wǎng)格理論計(jì)算、有限元分析、應(yīng)力斷裂壽命設(shè)計(jì)、低周疲勞壽命設(shè)計(jì)、可靠度計(jì)算等算法，協(xié)同開展產(chǎn)品優(yōu)化設(shè)計(jì)，針對(duì)大型貯箱制造工藝進(jìn)行了論述，并探討了后續(xù)航天大型復(fù)合材料貯箱標(biāo)準(zhǔn)情況。

航天復(fù)合材料壓力容器的發(fā)展趨勢(shì)可總結(jié)為以下幾個(gè)方面：(1)更高強(qiáng)度纖維的研發(fā)與應(yīng)用；(2)超薄金屬內(nèi)襯的應(yīng)用；(3)多元化內(nèi)襯材料的綜合發(fā)展；(4)實(shí)際爆破系數(shù)(ABF)、性能因子、可靠性的協(xié)調(diào)設(shè)計(jì)；(5)無(wú)損檢測(cè)(NDI)技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展；(6)空間 COPV 研制標(biāo)準(zhǔn)的進(jìn)一步更新與完善。