充气囊体力学性能试验研究

苗常青，祖振南，王首骞，徐铧东

（哈尔滨工业大学复合材料与结构研究所，哈尔滨150001）

1 引言

充气囊体是一种新型密封结构，采用多层柔性复合材料制成，包括薄膜材料气密层内囊，和纤维复合材料承力层外囊，具有质量轻、折叠体积小、展开尺寸大等优点［1⁃2］，是未来载人空间舱及其他航天器大型密封结构的有效解决方案［3⁃5］。

充气囊体的受力变形特性决定了其内部乘员的生命安全及其在轨长寿命运行的安全可靠性。与传统金属承压结构不同，充气囊体是柔性的，在内部气压作用下，可产生较大的变形［6］，尤其在较高内压（≥1 atm）情况下，具有显著的非线性大变形特征，囊体的柔性和大变形特性，增大了囊体表面应变测量的难度。

目前，国内外已有部分研究者开始对充气结构在内压作用下的受力变形进行研究。唐铭章等设计了一种新型传感器用于充气结构应变测试［7］，陈帅等研究了充气结构承弯性能［8］，Sosa等研究了充气囊体地面展开与有限元模拟［9］。目前研究的航天器充气结构的一般充气压力在0.05 MPa 以下，对较高充气压力（≥0.1 MPa）作用下的充气结构变形特性研究尚不多见。

本文采用一种非接触应变测量方式，在较高的充气压力（≥0.1 MPa）下对充气囊体进行表面应变试验测量，通过对不同尺寸囊体、及囊体不同部位受力变形特性试验结果的分析，确定充气囊体压力容限。

2 试验方案

为测量囊体在不同的充气压力下的应变场，考虑柔性复合材料充气囊体变形较大，本文采用非接触式全场应变摄影测量系统（VIC⁃3D），对囊体充气过程中的应变分布进行测量，将囊体表面进行设置VIC⁃3D系统可识别的点。VIC⁃3D测量系统采用DIC（Digital Image Correlation）数字图像技术，通过图像采集器，拍摄不同时刻待测物图像，通过内置软件图像相关点进行对比计算出物体表面位移及应变分布，并将测量点的位移及应变以矩阵数据或者应变云图形式输出，输出的应变云图分为轴向应变和环向应变。系统试验布局如图1。

图1 试验布局Fig.1 Experiment layout

测量时，需在充气囊体表面设置标识点，并形成一定面积的标识区域，如图2所示。

图2 充气囊体表面标志点Fig.2 Surface marking point on inflatable cabin

充气囊体采用纤维复合材料作为结构承力材料其弹性模量为6920.41 MPa，拉伸强度为374.7 MPa，壁厚为1 mm。共测试两个充气囊体，直径分别为0.45 m 和0.9 m.

3 结果与分析

3.1 不同充气压力下囊体表面应变测量

直径0.45 m和0.9 m两种尺寸的芳纶纤维复合材料充气囊体在0～0.08 MPa充气压力下的表面应变云图如图3～4。

图3 囊体轴向应变云图Fig.3 Axial strain nephogram of the cabin

图4 囊体环向应变云图Fig.4 Circumferential strain nephogram of the cab⁃in

图中，云图的颜色表示应变的大小。由于本文试验使用的囊体采用编织方法制造，相邻的颜色块代表不同方向的纤维的应变，因此，相邻颜色块之间的颜色（应变）差别较大。

在大囊和小囊各取10个点，利用平均值的形式，得到囊体应变变化趋势如图5。由图可知：直径0.9 m和直径0.45 m的囊体的表面应变随充气压力变化趋势基本一致；但由于囊体曲率不同，在相同内压下，直径0.9 m约为直径0.45 m囊体表面应变的2倍。

图5 不同尺寸囊体应变图Fig.5 Strain diagram of different size cabins

3.2 囊体不同部位表面膜应力特性分析

对于囊体的不同部位，由于形状（曲率）不同导致受力变形特性有很大区别，尤其是囊体肩部区域，是囊体形状和结构转折最为显著的区域，其受力变形特性会与囊体中部区域（圆柱段）有显著不同。

以直径0.45 m囊体为测试对象，在囊体肩部与中部分别取一测试区域如图6。使用VIC⁃3D，分别测量囊体表面中部和肩部的轴向应变和环向应变，得到表面应变云图如图7～8。

图6 囊体测试位置Fig.6 Test positions on the cabin

由囊体表面应变测试结果，根据本构关系σ＝Eε，可计算得到囊体表面某一方向（轴向或环向）的薄膜应力。在中部和肩部各取10个点，利用平均值的形式，得到薄膜应力与测试部位关系如图9。

从图9可以看出，囊体不同部位的轴向薄膜应力和环向薄膜应力都随充气压力增加而增大。中部应力随充气压力增加基本呈线性增加，而肩部应力则呈现出明显的非线性变化趋势。在充气压力低于0.05 MPa时，肩部应力小于中部应力。但当充气压力大于0.05 MPa时，肩部大于中部应力，且肩部应力随充气压力增加而增大的速率更快。这可能是由于：囊体肩部接近囊体开口位置（舱门位置），囊体开口位置是由舱门金属门框与囊体纤维连接，而导致开口位置附近产生应力集中，并改变应力分布和变化规律。

图7 囊体不同部位轴向应变云图Fig.7 Axial strain nephograms of different parts of the cabin

图8 囊体不同部位环向应变云图Fig.8 Circumferential strain nephograms of differ⁃ent parts of the cabin

3.3 充气囊体压力容限分析

充气囊体为薄膜结构，根据薄膜理论，在内部气压作用下，薄膜结构受力情况如图10，柔性薄膜囊体受力平衡微分方程为式（1）。

图9 囊体不同部位表面应力图Fig.9 Surface stress of different parts of the cabin

图10 薄膜结构充气压力作用下受力示意Fig.10 Stress sketch of membrane structure under inflation pressure

式中，t为薄膜的厚度；Pb为内压；r为曲率半径，Δl为选取的无穷小条带宽度。化简（1）可得内压作用下囊壁薄膜应力为式（2）：

根据式（2），计算囊体薄膜应力并将计算结果与试验所得数据对比如图11～12。

图11 大囊表面压力与充气压力关系Fig.11 Relationship between surface pressure and inflation pressure of the big cabin

图12 小囊表面压力与充气压力关系Fig.12 Relationship between surface pressure and inflation pressure of the small cabin

从图11可以看出，试验测试与理论计算结果符合较好，说明本试验方案可用于对大变形充气囊体结构表面应变的测量。由上述试验结果，可得0.9 m囊体薄膜应力随充气压力变化关系为σt1＝473.96Pi－0.23。根据上文给出的纤维拉伸强度，可由该式计算得到该囊体的压力容限为0.79 MPa。

从图12可以看出，试验测试与理论计算结果符合较好，说明本试验方案可用于对大变形充气囊体结构表面应变的测量。由上述结果，可得0.45 m囊体薄膜应力随充气压力变化关系为σt2＝ 221.57Pi＋ 0.51。 由上式计算得到 0.45 m 充气囊体的压力容限为1.69 MPa。

根据上文中薄膜囊体理论模型，计算得到充气囊体压力容限与囊体曲率关系如图13。

图13 囊体压力容限与囊体曲率关系Fig.13 Relationship between the pressure tolerance and the curvature of the capsule

可以看出，本研究所设计的充气囊体，在厚度为1 mm情况下，当曲率大于0.28时，即囊体半径不大于3.5 m时，可满足载人航天对内部压力的要求。

4 结论

1）非接触式全场应变测试方法可用于测试充气囊体大变形下的应变分布，其结果是有效、可靠的。

2）压力较低时，囊体表面薄膜应力随气压增大而线性增大。但当充气压力增大到一定程度时，受开口处囊体纤维与舱门门框连接影响，充气囊体肩部会产生应力集中现象。

3）纤维充气囊体，在厚度为1 mm情况下，当曲率大于0.28时，即囊体半径不大于3.57 m时，即可满足载人航天对内部压力的要求。

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