复合材料多瓣易碎盖薄弱区结构失效性能研究

李文龙，周光明，刘畅，蔡登安，陆方舟

(南京航空航天大学 机械结构力学及控制国家重点实验室，南京 210016)

【机械制造与检测技术】

复合材料多瓣易碎盖薄弱区结构失效性能研究

李文龙，周光明，刘畅，蔡登安，陆方舟

(南京航空航天大学 机械结构力学及控制国家重点实验室，南京 210016)

针对复合材料多瓣易碎盖薄弱区结构进行失效性能分析，提出了一种设计方法。基于Mises准则，计算了薄弱区结构在不同载荷工况下的失效载荷，同时绘制了强度包络线，并进一步分析了薄弱区的结构参数对其承载能力的影响。结果表明：在其他参数不变的情况下，分别增加薄弱区的搭接厚度和搭接长度，其承载能力均有不同程度的增大。在此基础上，设计了一种复合材料多瓣易碎盖，并进行冲破实验，实际结果与设计冲破压力吻合较好，验证了设计方法的可行性。

复合材料；多瓣易碎盖；薄弱区结构；失效性能；结构参数

导弹发射箱盖是导弹贮存和发射系统的重要组成部分，主要技术要求是承受一定的箱内压力，密封性能好，导弹发射时能迅速打开。

传统的导弹发射箱盖常采用机械盖，爆破盖等[1-4]，但这些箱盖均存在不同程度的缺点，如质量大、反应慢、装弹和维修复杂。目前，复合材料以其轻质高强、耐腐蚀、可设计性强等优点[5]已经被广泛应用于航空航天领域，国外发达国家也已经研制出了一些以复合材料为主体的导弹易碎盖。

为了满足易碎盖的承压和冲破性能要求，需要在易碎盖上预置具有一定强度的薄弱区。美国“捕鲸叉”导弹发射装置[6]的易碎盖利用玻璃纤维在经纬向易撕裂的特点，制作易碎盖时，沿每一层单向布纵向或横向预置刻痕，导弹发射时，在弹头的撞击作用下，易碎盖沿预设的薄弱区位置破坏。俄罗斯SA-N-6导弹垂直发射装置[7]预先在易碎盖上设置沟槽，导弹发射时，尾气流冲击易碎盖，沟槽处强度较低，先于其他部分破坏，易碎盖被吹成碎块，使导弹顺利通过。国内，周光明等[8,9]研制了整体冲破式复合材料易碎盖，并对此类易碎盖进行了参数化设计。针对整体冲破式易碎盖抛出体质量较大的问题，本研究设计了一种复合材料多瓣易碎盖，薄弱区结构采用双面搭接胶接形式，对薄弱区结构在不同结构参数下的失效性能进行了分析计算，得到薄弱区结构的强度包络线；基于薄弱区失效性能，提出了一种复合材料多瓣易碎盖的设计方法，并通过实验验证了该方法的可行性。本文的研究可为复合材料多瓣易碎盖的设计与研制提供一定的参考。

1 薄弱区结构

多瓣易碎盖设计成圆球形，整体结构分为4个部分，分别是框架、球面薄弱区、柱面薄弱区和6块完全相同的分离体子盖。易碎盖结构形式如图1(a)所示。

球面薄弱区和柱面薄弱区结构均采用双面搭接胶接形式，其细观结构如图1(b)所示。影响薄弱区强度的主要参数有加贴层的搭接长度L和搭接厚度t，薄弱区结构长度L0=16 mm，主体厚度h=1.8 mm，宽度b=4 mm，胶层厚度0.1 mm。

图1 多瓣易碎盖结构示意图

薄弱区结构主体为采用准各向同性铺层的复合材料层合板，使用的是0.2 mm的双向纤维布；加贴层材料使用0.1 mm 的双向纤维布；基体采用环氧树脂体系；胶接剂使用AB胶。薄弱区结构主体和加贴层的性能参数见表1，胶接剂性能参数如表2。

表1 复合材料性能参数

表2 胶接剂性能参数

2 有限元分析

不考虑具体的易碎盖连接形式，球面薄弱区位于受均布压力的球面上，根据材料力学知识，此时球面薄弱区处于二向应力状态，并且两个方向应力大小相等。而柱面薄弱区的受力根据文献[10]中的应变数据可知：球面薄弱区主要受竖直方向载荷和向盖体外侧的弯矩作用，即，受力形式是拉弯耦合作用。这两种薄弱区受力形式如图2所示，根据对称性，球面薄弱区取1/4模型。

图2 薄弱区受力形式

胶层发生破坏到结构完全分离过程时间很短。整个过程中，作用在箱盖的压力基本不变，因此，采用较保守的静态加载的方式计算胶层初始破坏载荷。球面薄弱区模型采用对称边界条件，在模型的右端面和上端面施加数值相等的均布压力载荷；而柱面薄弱区模型下端面施加固支边界进行约束，在上端面施加拉弯载荷。由于模型长宽比较大，弯曲载荷以端部的剪力代替。

薄弱区的强度直接关系到易碎盖的冲破性能，但球面薄弱区和柱面薄弱区结构受力形式不同，为保证导弹的顺利发射，应采用变强度设计，使两种薄弱区结构在冲破压力下同时破坏。同一种易碎盖随着压力的升高，两种薄弱区的受力也随之变化；不同跨度的易碎盖即使在同一压力下，两种薄弱区的受力也有所不同。因此，为了拟合强度包络线，本研究针对12种搭接参数在不同比例载荷作用下进行计算，薄弱区搭接参数如表3所示。

表3 不同参数的薄弱区结构

2.1 材料失效准则

由于薄弱区结构中胶层与复合材料强度相差较大，结构破坏时，胶层必然先于复合材料发生破坏。薄弱区结构中所使用的AB胶为各向同性材料，因此本文只针对胶层采用Mises准则[11]进行失效判断，即

σr=

式中：σ1、σ2和σ3为3个主应力；σr是相当应力；σb为材料屈服强度。

2.2 球面薄弱区有限元分析

球面薄弱区结构利用ABAQUS中的C3D8I单元离散，针对参数L=2 mm,t=0.1 mm进行数值模拟，图3中给出了该参数在数值相等的双向拉伸载荷作用下胶层的应力云图。

由图3可知，排除载荷加载端造成的应力集中，在双向拉伸载荷作用下，结构最大应力集中在胶层的中间区域。

图3 双向拉伸载荷下胶层的应力云图

将使胶层达到其强度的双向拉伸载荷作为破坏载荷，针对表3中12种参数在双向拉伸载荷作用下的失效性能进行分析研究，结果如图4所示。

当搭接长度L在2～8 mm范围内，球面薄弱区的承载能力随搭接厚度的增大而增大；在相同搭接长度的前提下，t处于0.1～0.2 mm阶段承载能力的增大幅度大于0.2～0.4 mm 阶段。

当搭接厚度t在0.1～0.4 mm，球面薄弱区的承载能力随搭接长度的增大近似呈线性增大。

图4 球面薄弱区强度包络线

2.3 柱面薄弱区有限元分析

柱面薄弱区结构采用C3D8I单元离散，针对参数L=2 mm,t=0.1 mm进行数值模拟，图5给出了该参数在不同比例拉弯载荷作用下胶层的应力云图。

由图5可知，在拉伸载荷占较大比值下，结构最大应力集中在胶层的中间区域；在弯曲载荷占较大比例下，结构最大应力集中在胶层靠近加贴布的区域。

针对表3中12种参数在不同比例的拉弯载荷作用下的失效性能进行分析研究，将使胶层达到其强度的拉弯载荷作为破坏载荷，结果如图6所示。

当搭接长度L在2～8 mm，柱面薄弱区的承载能力随搭接厚度的增大而增大；在相同搭接长度的前提下，t处于0.1～0.2 mm阶段的承载能力的增大幅度大于 0.2～0.4 mm 阶段。

图5 不同比值拉弯载荷下胶层的应力云图

图6 柱面薄弱区强度包络线

当搭接厚度t在0.1～0.4 mm，球面薄弱区的承载能力随搭接长度的增大而增大；在相同搭接厚度的前提下，L处于2～4 mm阶段的承载能力的增大幅度大于4～8 mm阶段。

3 实验验证

3.1 实验方法

在易碎盖设计过程中，可根据受载不同的薄弱区，从图4和图6中选择合适的薄弱区参数，这种设计方法可有效降低实验成本，缩短研发周期。根据要求设计一种冲破压力为0.10MPa的六瓣易碎盖，对整体易碎盖在设计冲破压力下进行有限元分析，提取该整体模型薄弱区处的载荷，将该载荷作为薄弱区的破坏载荷，依据图4和图6选取合适的薄弱区参数见表4。

采用与计算模型相同的铺层与材料，制作相应薄弱区参数的六瓣易碎盖3个，冲破实验采用螺栓连接，利用气泵加载，实验装置如图7所示。气泵以0.01 MPa/min向实验装置内充入空气，直至箱盖破坏，通过电子气压表读取冲破压力。

表4 薄弱区参数选择

注：柱面薄弱区载荷为拉伸载荷:弯曲载荷

图7 多瓣易碎盖冲破实验

3.2 实验结果

对3个易碎盖进行冲破实验，易碎盖沿薄弱区破坏，分离体子盖四散飞出，实验结果见表5。从实验结果可以看出，根据图4和图6的薄弱区强度包络线设计的多瓣易碎盖的冲破压力具有较高的稳定性，但实际冲破压力偏低。原因主要有：一是易碎盖在制作过程中，存在一些缝隙或孔洞等不可控因素，降低了易碎盖的强度；二是实际的冲破工况，薄弱区的受力情况比有限元模型更复杂。真实受载时，球面薄弱区存在径向应力，而柱面薄弱区存在切向应力，使易碎盖的强度低于设计强度。

表5 实验结果

4 结论

1) 对12种结构参数的球面薄弱区结构在双向拉伸载荷工况下进行了有限元模拟。结果显示，胶层的中间区域首先发生破坏。拟合了球面薄弱区的强度包络线，可看出，其承载能力随搭接厚度的增大而增大，但增幅减小；随搭接长度的增大近似呈线性增大。

2) 对12种结构参数的柱面薄弱区结构在不同比值拉弯载荷工况下进行了有限元模拟。结果显示，在拉伸载荷占较大比值下，胶层的中间区域首先发生破坏；在弯曲载荷占较大比值下，胶层靠近加贴布的区域首先发生破坏。拟合了柱面薄弱区的强度包络线，可看出，其承载能力随搭接厚度和搭接长度的增大而增大，但增幅都减小。

3) 建立了薄弱区强度与结构参数的关系，提出了一种基于薄弱区失效性能的复合材料多瓣易碎盖设计方法，并对该方法设计的易碎盖进行了冲破实验。实验结果与设计冲破压力平均误差为11.7%，验证了设计方法的可行性。

[1] 姚昌仁,张波.火箭导弹发射装置设计[M].北京:北京理工大学出版社,1998.

[2] COPELAND R L,GREENE R F.Protective cover or a missile nose cone[P].US：3970006,1976-6-12.

[3] BOEGLIN P H.Plate-glass fitted with an explosion-cutting device[P].US:4333381,1982-5-23.

[4] BELL R E.Missile weapon system[P].US:5239909,1992-3-13.

[5] 鲁云.先进复合材料[M].北京:机械工业出版社,2004.

[6] 张玲翔.国外小间隙发射箱技术的发展[J].飞航导弹,1998(1):23-28.

[7] 常卫伟.舰载导弹垂直发射系统巡礼[J].舰载武器,2004(1):63-68.

[8] 周光明,袁卓伟.整体冲破式复合材料薄膜盖的设计与实验研究[J].宇航学报,2007,28(3):707-712.

[9] 曹然,周光明,钱元,等.复合材料易碎盖薄弱区结构的参数化设计[J].固体火箭技术,2015,38(4):549-553.

[10]钱元.冲破式复合材料发射箱盖结构设计和试验研究[D].南京:南京航空航天大学,2013.

[11]徐秉业,刘信声.应用弹塑性力学[M].北京:清华大学出版社,1995.

(责任编辑唐定国)

Research on Failure Behavior of the Weak Zone Structure of a Composite Multi-Part Fragile Cover

LI Wen-long, ZHOU Guang-ming, LIU Chang, CAI Deng-an, LU Fang-zhou

(State Key Laboratory of Mechanics and Control of Mechanical Structures, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

According to the analysis of failure behavior of the weak zone structure, a design method was proposed. Based on the Mises criterion, the failure loads of the structures under different load conditions were calculated and the strength envelopes were plotted. Then, the influence of structural parameters on the strength of the weak zone was analyzed. The results show that the higher overlap thickness and length can both improve the strength of weak zone more or less while other parameters keep no change. On this basis, a kind of composite multi-part fragile cover was designed and the failure experiment was carried out. By being compared with designed failure pressure, the feasibility of design method was verified.

composite material; multi-part fragile cover; weak zone structure; failure behavior; structural parameter

2016-07-21；

江苏省高校优势学科建设工程项目资助(PAPD)；获得南京航空航天大学研究生创新基地(实验室)开放基金资助(kfjj20160111)；中央高校基本科研业务费专项资金资助

李文龙(1991—)，男，硕士研究生，主要从事复合材料结构设计研究。

周光明(1966—)，男，教授，主要从事复合材料设计、制备一体化研究,E-mail:zhougm@nuaa.edu.cn。

10.11809/scbgxb2016.12.031

李文龙，周光明，刘畅，等.复合材料多瓣易碎盖薄弱区结构失效性能研究[J].兵器装备工程学报，2016(12):135-139.

format:LI Wen-long, ZHOU Guang-ming, LIU Chang, et al.Research on Failure Behavior of the Weak Zone Structure of a Composite Multi-Part Fragile Cover[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2016(12):135-139.

TB332

A

2096-2304(2016)12-0135-05

修回日期：2016-08-20