复合材料端框高温防松问题研究

孙鹏军，雷勇军，董威利，石里男，董耀军

（1.国防科学技术大学航天科学与工程学院，长沙，410073；2.空间物理重点实验室，北京，100076）

复合材料端框高温防松问题研究

孙鹏军1，2，雷勇军1，董威利2，石里男2，董耀军2

（1.国防科学技术大学航天科学与工程学院，长沙，410073；2.空间物理重点实验室，北京，100076）

在高温情况下，复合材料舱段连接会出现连接松动以及连接可靠性下降问题。以某飞行器复合材料端框高温情况下由于紧固件轴向膨胀量大，从而导致预紧力降低甚至消失问题为研究对象，研究了其预紧力变化的原因，并提出了一种改进连接形式，并分析了改进连接后结构变形情况。经分析可知，改进结构能够解决高温松动问题，而且这种新方式简单、便捷，可设计性好，可靠性高，适合工程应用。

复合材料；变形；防松；高温

0 引 言

复合材料在航天飞行器中有着广泛的应用，但在应用过程中不断发现各种各样常规设计中不需要关注的问题，如端框高温情况下连接松动问题。目前，中国复合材料端框连接是直接借鉴金属舱段连接形式，这种复合材料端框连接结构形式如图1所示。该连接方式对金属舱段而言简单可靠、连接强度高、可重复拆卸。但对于非金属舱段而言，由于其线膨胀系数小，金属紧固件线膨胀系数大，当温度升高到一定程度后，将会出现连接预紧力减小或消失而导致端框松动问题，或导致紧固件由于没有预紧力而振动松脱现象。Wulz等[1～3]总结由于膨胀系数不同导致复合材料与螺栓之间出现不匹配的情况，并给出不同种改进方法用于克服匹配问题，但这些改进加工和设计均很复杂，而且还没有得到相关试验验证。中国对于复合材料连接则重点研究复合材料本身的承载能力问题[4]。本文从理论上分析并指出问题发生的原因，提出一种简易的改进连接方法，对后续工程应用提供较高的参考价值。

图1 常用复合材料端框连接形式

1 温度引起变形量分析

取两个复合材料连接框总厚度为，两边端框材料相同。通常连接垫片材料与紧固件相同，不考虑垫片的厚度问题，则螺栓连接部位的长度同样为h。连接框由于温度升高而产生的膨胀量计算公式[5]为

式中 ΔTk为复合材料端框的温升量；αk为复合端框在实际飞行中对应温度时刻的线膨胀系数。

根据型号研制分析结果可知，复合材料端框最高温度升量达到550 ℃。在600 ℃以内线膨胀系数为αk=2.5×10-6℃ 。两个端框厚度均为10 mm，则总厚度h=20 mm。在不考虑飞行中外载荷力以及连接紧固件预紧力等外力作用下，将已知参数代入式（1）可得，复合材料端框沿厚度方向的总膨胀量为Δhk=2.75×10-5m。

对于紧固件变形，本文只关心夹持复合材料端框部分的长度，其它部位不影响端框预紧力，所以本文不做考虑。对于长度部分的紧固件材料，在只考虑温度、自由膨胀情况下，由于温度升高而产生的膨胀量计算公式为

式中 ΔT1为紧固件的温升量；α1为紧固件材料在实际使用温度时的线膨胀系数。

对于金属紧固件材料而言，其导热系数大，在端框部位紧固件的温度与复合材料端框相差很小，本文分析中对于紧固件同样取温度升量为550 ℃。从温度、比刚度等角度考虑紧固件螺栓材料为钛合金，其在600 ℃以内线膨胀系数为α1=9.3×10-6℃[6]。将已知参数代入式（2）可得，钛合金紧固件连接部位自由膨胀情况下膨胀量为Δh1=1.023×10-4m

由式（1）与式（2）计算结果对比可知，在端框和紧固件均自由的情况下紧固件夹持部位膨胀量远大于复合材料端框膨胀量。

2 预紧力引起变形分析

为了保证端框连接可靠，对于紧固件连接在安装过程中均要施加一定的预紧力。因此选用M8钛合金螺栓进行分析。工程上对于预紧力和预紧力矩的关系常用下面的简单公式进行估算：

式中 F为预紧力；K为拧紧力矩系数，对于金属螺栓，一般条件下取0.2；d为螺栓直径；T为预紧力。

目前对于M8钛合金螺栓其拧紧力矩要求值为9 N.m，根据式（3）计算可得其预紧力大小为F=5625 N,对于连接螺栓夹持部位在5625 N轴向拉力作用下，其轴向变形量为

式中 E为螺栓材料弹性模量；A为螺栓横截面积。

3 综合变形分析

对于整个连接结构而言，在不考虑外载荷情况下其变形的差量是端框热变形、紧固件连接部位热变形和紧固件连接部位预紧力引起的变形综合作用结果，即式（1）、式（2）和式（4）总变形的结果。对于螺栓连接部分，高温情况下变长。温度升高对复合材料端框厚度变厚，但相对于紧固件而言等效效果是减少了紧固件变长量。预紧力则是使紧固件连接部位变短。紧固件连接部位最终等效变形量计算结果为

在紧固件连接部位在不考虑外载荷只考虑温度变化和预紧力作用情况下，其最终等效变形量达到式（5），即在温度升高550 ℃时，紧固件不仅将预紧力释放掉了还涵盖掉了端框的热变形部分，而且相对于连接面还额外抬升了4.37×10-5m。计算结果说明在高温情况下，确实会导致端框松动问题，若不解决，则必然会在飞行过程中造成连接不紧或螺栓松脱现象，对于该问题工程上应予以重视。

4 改进设计方案

要解决该问题，最直接的方法是采用与端框相同的复合材料紧固件代替钛合金紧固件，这样温度升高两者同步变形，则不会出现连接松动问题。但是对于复合材料螺栓而言由于有螺纹的存在，首先这种复合材料连接螺纹不适合多次拆卸使用；其次由于其强度低导致预紧力距小，容易出现松动问题；另外由于其强度低，承载情况下还要增加连接件数量。

要保证复合材料端框和紧固件膨胀系数相差很小非常困难，因此可以在螺母或螺栓头与端框之间增加一个高膨胀系数的附加件，起到将式（5）中最终的变形量变成零，改进设计后的连接形式如图2所示。

图2 改进后连接形式

附加件由于温度升高而产生的膨胀量计算公式为

式中 ΔTf为附加件的温升量；αf为附加件材料在对应温度时的线膨胀系数。

垫上附加件后整个紧固件连接部位由于温度升高而产生的膨胀量为

若要不松动则必须满足：

将式（1）、（2）和（7）代入式（8）可得：

实际飞行中端框、紧固件和附加件温度差值很小，则式（9）可简化为

由式（10）可得附加件的长度计算公式为

由附加件计算公式可见，只要选取一种比紧固件材料的膨胀系数大的材料即可实现膨胀过程中螺栓不松。对于常用的金属材料而言，既能满足高温条件下使用要求，还要有较高的线膨胀系数，依据手册查得在600 ℃以内高温合金钢线膨胀系数为αk=14.22×10-6℃[7]，将已知参数代入式（11）中可得Lf=27.64 mm。

在工程上对于上面的尺寸需要取整，而且为了保证可靠连接，则应取偏高的值，实际选取28 mm厚的高温合金材料作为附加件。采用取整后的高温合金钢附加件进行有限元分析计算（不考虑预紧力作用），计算得到整个模型应力云图如图3所示。

图3 考虑附加件后整体应力云图

由图3可知中间部位附加应力只有1.16 MPa，计算得到的附加力为40.3 N。显然取整后不仅不能产生松动，而且还可通过增加附加件的长度适当增加预紧力。

可见，采用改进后的结构连接形式，并选用高温合金作为附加件材料能够解决由于热匹配问题引起的紧固件上预紧力减少或消失问题。

5 结 论

本文针对高温情况下复合材料端框与钛合金紧固件之间由于线膨胀系数差异导致连接松动问题进行了理论分析，找出了原连接方式不足的原因，并依据理论分析结果，提出增加高膨胀系数附加件的改进连接方式，分析结果表明，采用高温合金附加件能够解决原设计紧固件松动问题。

[1] Wulz H G, Stark H, Trabandt U. Joining and load transfer technology for hot CMC structures[C]. Reston: 34th AIAA Thermophysics Conference, 2000.

[2] Trabandt U, Schmid T, Wulz H G. CMC nose skirt panels combined with metallic fasteners-A new TPS technology for X-38 and CRV[C]. Rio de Janeiro: 51st IAF International Astronautical Congress, 2000.

[3] Wulz H G. Joining, fastening and sealing of hot CMC structures[C]. Norfolk: 33rd AIAA Thermophysics Conference, 1999.

[4] 刘中献, 聂江, 郭璐璐. 复合材料结构多钉连接设计、分析与试验技术[J]. 航空制造技术, 2015(01): 109-110.

[5] 吴家龙. 弹性力学[M]. 北京: 高等教育出版社,2011.

[6] 工程材料实用手册编辑委员会 工程材料实用手册[M](第2版)第4卷, 北京: 中国标准出版社, 2002.

[7] 工程材料实用手册编辑委员会 工程材料实用手册[M](第2版)第1卷, 北京: 中国标准出版社, 2002.

Investigation on Loosening Prevention of Composite End Frame under High-temperature

Sun Peng-jun1,2, Lei Yong-jun1, Dong Wei-li2, Shi Li-nan2, Dong Yao-jun2
(1.College of Aerospace and Material Engineering, National University of Defense and Technology, Changsha,410073, 2. Science and Technology on Space Physics Laboratory, Beijing, 100076)

At high temperature, composite material's cabin joint has the problems of joint looseness and decreased joint reliability. The problem of the stress loss of the composite end frame under high-temperature was selected as the research object. This phenomenon was caused by the considerable expansion of the fastener in axial direction. With the studies on the cause of preload change, a modified connection was presented. The problem of looseness at high-temperature can be solved by the analysis of the deformation of the modified structure. Besides, the new approach is simple and efficient with good designability and high reliability, which make it fit for engineering application.

Composite; Deformation; Loosening prevention; High-temperature

V414.8

A

1004-7182(2016)05-0037-03

10.7654/j.issn.1004-7182.20160508

2016-07-12；

2016-07-26

孙鹏军（1974-），男，博士，研究员，主要研究方向为试验仿真