CN106595919A - 航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其包括以下步骤：步骤一，在航天器复合材料结构成形模具上依次放置碳纤维预浸料、专用光纤、碳纤维预浸料、脱模布、吸胶毡，并用真空袋进行整体密封；步骤二，采用热压罐工艺进行固化，冷却后脱模，得到内部植入有专用光纤的航天器复合材料结构；步骤三，将航天器复合材料结构放置于洁净厂房内，使用自然时效方法对其进行时效处理等。本发明基于背向瑞利散射原理，通过在航天器复合材料结构中植入专用光纤，利用光频域反射技术实现时效过程的内应力监测，具有空间分辨高、测量精度高、重复性好的特点，为改进航天器复合材料结构时效方法、提升尺寸稳定性奠定了基础。
Description
技术领域
本发明涉及一种航天器复合材料应力监测方法，具体地，涉及一种航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法。
背景技术
高稳定的航天器结构是高品质高性能航天器的必要保证，在航天器制造过程中，微小的变形都会导致精度下降甚至无法装配，因此必须对航天器复合材料结构进行时效，使其内应力得到释放，从而具有高的尺寸稳定性。目前普遍的复合材料内应力测试方法有拉曼光谱法、电阻法、钻孔法。拉曼光谱法利用碳纤维表面的拉曼光谱特征峰频移-应变曲线，获取树脂内部碳纤维表面应力状态，然而测试设备较为复杂、现场操作性差。电阻法利用碳纤维在不同应力下其直流电阻的微小变化原理进行测量，设备、操作简单，但是只能够获取纤维表面应力的平均值。钻孔法利用电阻应变片测量小孔周围应力的改变，进而求出复合材料的应力，但是对结构造成了破坏，只能在随炉试片上进行测试，与实际结构中的应力有一定差异，并且无法在时效过程中连续地对应力进行实时监测。因此有必要提出一种新的复合材料结构内应力监测方法。
光纤传感技术是一种利用光纤传感器进行物理量测量的技术，与传统传感器相比，光纤传感器具有质量轻、芯径细、柔韧性好、耐腐蚀、抗辐射、抗电磁干扰等诸多优点，可以植入到复合材料结构内部，因此非常适用于复合材料结构内应力监测。目前针对高空间分辨率航天器复合材料结构内应力监测方法的研究较少，中国专利CN200910011933《复合材料固化残余应变的光纤光栅监测方法》、哈尔滨工业大学复合材料研究所的万里冰等发表的《光纤布拉格光栅监测复合材料固化》都是基于光纤光栅传感器的复合材料结构内应力监测方法，只能以间隔较大的离散点的形式进行测量，其分辨率较低，无法实现复合材料结构内应力在空间上的高分辨率测量，难以全面地反映整体结构的内应力分布和准确地评价时效效果，因此需要一种高空间分辨率的航天器复合材料结构内应力监测方法，以解决时效过程内应力监测问题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法,其基于背向瑞利散射原理，通过在航天器复合材料结构中植入专用光纤，利用光频域反射技术实现时效过程的内应力监测，具有空间分辨高、测量精度高、重复性好的特点，为改进航天器复合材料结构时效方法、提升尺寸稳定性奠定了基础。
根据本发明的一个方面，提供一种航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其包括以下步骤：
步骤一，在航天器复合材料结构成形模具上依次放置碳纤维预浸料、专用光纤、碳纤维预浸料、脱模布、吸胶毡，并将上述碳纤维预浸料、专用光纤、碳纤维预浸料、脱模布、吸胶毡用真空袋进行整体密封；
步骤二，采用热压罐工艺对上述碳纤维预浸料进行固化，冷却后脱模，得到内部植入有专用光纤的航天器复合材料结构；
步骤三，将上述航天器复合材料结构放置于洁净厂房内，使用自然时效方法对上述航天器复合材料结构进行时效处理，时效过程中，专用光纤一端的尾纤与光频域反射仪连接，用光频域反射仪监测专用光纤的背向瑞利散射光谱，计算中心波长的偏移，根据厂房温度数据对中心波长偏移进行解耦，消除温度对中心波长偏移的影响，得到应变数据，实现对上述航天器复合材料结构时效过程应变的实时监测；
步骤四，利用应力-应变关系式计算得到上述航天器复合材料结构时效过程内应力。
优选地，所述模具为铝合金或碳钢材料制造，成形表面形状与航天器复合材料结构形状一致。
优选地，所述碳纤维预浸料为M55J/AG80高模量碳纤维预浸料。
优选地，所述专用光纤数量为1根，直径为160μm，通过耐高温胶水粘贴固定在已经放置好的碳纤维预浸料表面，并且上面再放置碳纤维预浸料，形成光纤植入在碳纤维预浸料内部的结构形式。
优选地，所述专用光纤一端的尾纤从碳纤维预浸料内部引出，通过耐高温软管进行保护，防止光纤在航天器复合材料结构边缘损坏折断。
优选地，所述光频域反射仪是一种基于光外差探测的高空间分辨率光纤传感信号处理仪器，空间分辨率优于2mm，应变测量精度优于20με。
优选地，所述步骤三的自然时效时间为30天，环境为洁净厂房环境，温度15℃～30℃，湿度30％～60％，光频域反射仪工作波长为1520nm～1560nm。
优选地，所述步骤四的航天器复合材料结构时效过程内应力计算方法如下：航天器复合材料结构的局部弹性模量E，应变ε，应力σ，应力-应变关系式如下式：
σ＝Eε。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：本发明基于背向瑞利散射原理，通过在航天器复合材料结构中植入专用光纤，利用光频域反射技术实现时效过程的内应力监测，具有空间分辨高、测量精度高、重复性好的特点，为改进航天器复合材料结构时效方法、提升尺寸稳定性奠定了基础。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法的流程图。
图2为本发明中内部植入有专用光纤的航天器复合材料结构成形固化的示意图。
图3为本发明中航天器复合材料结构时效过程内应力监测系统的示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，本发明航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法包括以下步骤：
步骤一，如图2所示，在航天器复合材料结构成形模具1上依次放置碳纤维预浸料2、专用光纤3、碳纤维预浸料2、脱模布5、吸胶毡6，并将上述碳纤维预浸料2、专用光纤3、碳纤维预浸料2、脱模布5、吸胶毡6用真空袋7进行整体密封。
步骤二，采用热压罐工艺对上述碳纤维预浸料进行固化，冷却后脱模，得到内部植入有专用光纤的航天器复合材料结构；
步骤三，如图3所示，将航天器复合材料结构8放置于洁净厂房内，使用自然时效方法进行处理，时效过程中，专用光纤3一端的尾纤与光频域反射仪9连接，光频域反射仪9与计算机10连接，计算专用光纤3上测点中心波长的偏移，根据厂房温度数据对中心波长偏移进行解耦，消除温度对中心波长偏移的影响，得到应变数据，实现对航天器复合材料结构8时效过程应变的实时监测；
步骤四，利用应力-应变关系式计算得到航天器复合材料结构8时效过程内应力，实现对航天器复合材料结构8时效过程内应力的实时监测。
所述航天器复合材料结构成形模具1为铝合金板，长度500mm，宽度300mm，厚度20mm。
所述碳纤维预浸料2为8层M55J/AG80高模量碳纤维预浸料，长度400mm，宽度200mm，单层厚度0.1mm。
所述专用光纤3为聚酰亚胺涂覆层耐高温光纤，直径160μm，长度1500mm，放置过程中通过耐高温胶水粘贴固定在第4层碳纤维预浸料的表面。
所述专用光纤3一端的尾纤从碳纤维预浸料2内部引出，通过耐高温聚酰亚胺软管4进行保护，防止光纤在航天器复合材料结构边缘损坏折断。
所述航天器复合材料结构8为M55J/AG80高模量碳纤维板，长度400mm，宽度200mm，厚度0.8mm。
所述光频域反射仪9为LUNA的ODiSI-B光频域反射仪，测量频率23.8～250Hz，空间分辨率1.28mm，应变测量精度20με。
所述时效环境为洁净厂房环境，温度15℃～30℃，湿度30％～60％。
所述自然时效时间为30天，光频域反射仪工作波长为1520nm～1560nm，测点数量为500个，测量时间间隔为1min。
所述根据材料力学中的应力-应变关系，航天器复合材料结构8时效过程内应力计算方法式如下式(1)：
σ＝Eε……(1)
其中，σ为内应力，ε为应变，E为局部弹性模量。
本发明的工作原理为：当植入航天器复合材料结构中的光纤周围的温度和应变发生改变时，将导致光纤长度和纤芯折射率的变化，从而使背向瑞利散射的光谱响应发生变化，通过光频域反射仪监测背向瑞利散射的光谱响应变化就可以得到温度和应变的耦合影响情况，利用测温方法消除温度影响后，就可以获得测点的应变数据，再利用应力应变关系，最终得到测点的内应力数据。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
Claims (8)
1.一种航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，在航天器复合材料结构成形模具上依次放置碳纤维预浸料、专用光纤、碳纤维预浸料、脱模布、吸胶毡，并将上述碳纤维预浸料、专用光纤、碳纤维预浸料、脱模布、吸胶毡用真空袋进行整体密封；
步骤二，采用热压罐工艺对上述碳纤维预浸料进行固化，冷却后脱模，得到内部植入有专用光纤的航天器复合材料结构；
步骤三，将上述航天器复合材料结构放置于洁净厂房内，使用自然时效方法对上述航天器复合材料结构进行时效处理，时效过程中，专用光纤一端的尾纤与光频域反射仪连接，用光频域反射仪监测专用光纤的背向瑞利散射光谱，计算中心波长的偏移，根据厂房温度数据对中心波长偏移进行解耦，消除温度对中心波长偏移的影响，得到应变数据，实现对上述航天器复合材料结构时效过程应变的实时监测；
步骤四，利用应力-应变关系式计算得到上述航天器复合材料结构时效过程内应力。
2.根据权利要求1所述的航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其特征在于，所述模具为铝合金或碳钢材料制造，成形表面形状与航天器复合材料结构形状一致。
3.根据权利要求1所述的航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其特征在于，所述碳纤维预浸料为M55J/AG80高模量碳纤维预浸料。
4.根据权利要求1所述的航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其特征在于，所述专用光纤数量为1根，直径为160μm，通过耐高温胶水粘贴固定在已经放置好的碳纤维预浸料表面，并且上面再放置碳纤维预浸料，形成光纤植入在碳纤维预浸料内部的结构形式。
5.根据权利要求1所述的航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其特征在于，所述专用光纤一端的尾纤从碳纤维预浸料内部引出，通过耐高温软管进行保护，防止光纤在航天器复合材料结构边缘损坏折断。
6.根据权利要求1所述的航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其特征在于，所述光频域反射仪是一种基于光外差探测的高空间分辨率光纤传感信号处理仪器，空间分辨率优于2mm，应变测量精度优于20με。
7.根据权利要求1所述的航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其特征在于，所述步骤三的自然时效时间为30天，环境为洁净厂房环境，温度15℃～30℃，湿度30％～60％，光频域反射仪工作波长为1520nm～1560nm。
8.根据权利要求1所述的航天器复合材料结构时效过程内应力监测方法，其特征在于，所述步骤四的航天器复合材料结构时效过程内应力计算方法如下：航天器复合材料结构的局部弹性模量E，应变ε，应力σ，应力-应变关系式如下式：
σ＝Eε。
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