CN112407334B - 一种近零膨胀点阵结构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种近零膨胀点阵结构，属于航空航天领域。本发明的目的是为了解决航天器在极端环境服役过程中易发生失效问题，提供一种近零膨胀点阵结构。该结构能够选取航天器常用的材料，利用一定设计使得结构具有近零膨胀特性，经过仿真测试该结构线膨胀系数可达1×e‑7数量级，热稳定性好，选用的测试材料为钛合金与铝合金，均为航天器中常用的结构材料，功能稳定可靠，且具有可替换性。在加工方面，由于设计结构复杂度低，可采用增材制造技术或机械加工技术对结构进行加工制造，实际应用性强。
Description
技术领域
本发明涉及一种近零膨胀点阵结构，属于航空航天领域。
背景技术
近年来，具有轻量，高强度，刚度以及优异的热性能的复合材料逐渐被广泛应用于航天领域，而点阵结构材料由于在热、电和光学性能等方面具有的优势，以及作为潜在的轻量化材料而受到人们关注。因此在航空航天领域，通常会采取点阵结构进行相应的设计与应用。
在太空中，由于航空器受热情况复杂，且卫星在轨道运行中受热情况随时间变化较明显，在短时间内常会受到较大温差。在月球环境中，月球表面温度从93k可变化至395k，且由于月球自转周期较小，月球表面的温度变化快，变化幅度大；在火星两极的冬季极夜，温度低至-143℃，而在赤道的夏季白天，温度最高可达35℃，到了晚上，温度会降至零下73℃；水星金星的表面温度都达到了400摄氏度以上。在这种环境下，常规材料在空间中热变形程度会十分严重，过大的热变形使得材料的载荷性能与航天器本身所应具备的功能发生变化，从而破坏航天器表面结构。此外由于电子设备高度集成化，电子设备的排布密度日益紧凑，这对进行外太空的探索提出了新的挑战，根据阿伦尼斯化学反应速率定律，电子元器件失效随其结温升高随指数型上升，电子元器件结温每升高10℃，失效率就会增加一倍。因此，如何在保证航天器强度刚度符合要求的前提下，使结构具有较低的热变形，是当前急需解决的热点问题。
现有技术主要分为三大类，一是通过热控技术控制方法调节温度，二是通过选用零膨胀特性的材料使结构具有较低零膨胀性，三是通过结构设计使结构本身具有零膨胀性。
针对结构设计使结构具有零膨胀性主要通过如下两种方案：
(1)双材料三角形结构，即通过两种不同的材料分别组成三角形的底边和斜边，从而达到零膨胀结构。以此为基础衍化出了三方，四方，六方超材料结构。
(2)采用拓扑优化方法进行点阵的热膨胀设计，通过拓扑优化，形状优化等方案达到结构的热膨胀性可调。
上述两种技术方案主要存在着下列不足：
(1)近零的特性不佳。上述设计虽然能够达到结构的线膨胀系数从负到正变化，但调控范围大的设计存在近零特性不好，近零特性好的设计又存在难以调控等问题。
(2)加工与批量生产难度大。上述设计虽然能够达到近零膨胀特性，但空间点阵结构的设计加工难度较大，通常采用增材制造的方式加工样件，但实际应用中对该点阵单元的需求量较大，增材制造显然无法胜任大批量生产与加工，具有一定局限性。
发明内容
本发明的目的是为了解决航天器在极端环境服役过程中易发生失效问题，提供一种近零膨胀点阵结构，该结构能够选取航天器常用的材料，利用一定设计使得结构具有近零膨胀特性，经过仿真测试该结构线膨胀性可达1×e-7数量级，热稳定性好，选用的测试材料为钛合金与铝合金，均为航天器中常用的结构材料，功能稳定可靠，且具有可替换性。在加工方面，由于设计结构复杂度低，可采用增材制造技术或机械加工技术对结构进行加工制造，实际应用性强。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
一种近零膨胀点阵结构，通过形状规则的单胞通过接触点(5)排列连接；
所述单胞包括内框、微结构和外框；所述内框和外框为中心对称结构；所述多个微结构以中心对称的方式固定在内框外侧；所述外框将内框和微结构置于其中；
所述微结构由固定承载边和动态调整边组成；所述固定承载边为对称结构，且需保证每两个固定承载边连接为面内线接触；所述动态调整边对称安装在固定承载边上；
所述内框、外框和固定承载边材料可以相同也可以不同，固定承载边与动态调整边应当选取不同材料；
所述内框、外框、固定承载边和动态调整边的截面等效半径r满足
其中LFrame表示固定承载边长度，LActuation表示动态调整边长度，LR，outer表示外框长度，LR，inner表示内框长度。
所述结构的宽度满足：
其中WGap，b表示同向排列微结构间距，WFrame表示固定承载边的宽度，WActuation表示动态调整边的宽度， WGap，e表示同一微结构中对称安装的动态调整边间距。
所述微结构的线膨胀系数通过下列推导方式得出：
如附图6(b)所示，微结构在温度差值ΔT影响下，其弯曲曲率κ和弯曲角度θL可以表示为：
其中ρL表示微结构的曲率半径，EFrame表示固定承载边的杨氏模量，IFrame表示固定承载边的惯性矩，EActuation表示动态调整边的杨氏模量，IActuation表示动态调整边的惯性矩，αActuation表示动态调整边的线膨胀系数，αFrame表示固定承载边的线膨胀系数。
双层梁结构的中性面位置为yn，可以表示为：
其中t表示单胞的厚度。
微结构的单层梁的弯曲变形ωT1和双层梁的弯曲变形ωT2可以表示为；
结构由于受热膨胀而产生的内力矩通过下述等式获得：
在上式中，由于仅存在单一未知参数内力矩MElement-T，因此可以求得其唯一解。
因此结构体在弯矩与受热膨胀的最终弯曲挠度可以表示为：
在其中，
表示单层梁结构的弯曲挠度，
表示双层梁结构的弯曲挠度。
最终，微结构体的最终弯曲挠度ΔT可以通过下式给出：
而结构的等效热膨胀系数αElement则可以表示为：
当确定结构的WFrame后，可知所述微结构的线膨胀系数只与材料本身，动态调整边(4) 长度LActuation有关。调整LActuation的长度，即可得到不同线膨胀系数的微结构。单胞结构的线膨胀系数通过有限元仿真的方式，通过确定外框宽度WR，outer，调整微结构的线膨胀系数即可得到近零膨胀单胞结构体。
有益效果
1、本发明的一种近零膨胀点阵结构，由于微结构与外框受热膨胀的位移相互抵消，因此结构具有较好的近零膨胀性，经过仿真测试该结构线膨胀性可达1×e-7数量级。
2、本发明的一种近零膨胀点阵结构，由于仅通过调整LActuation的长度，便可以调节整体结构的热膨胀性，因而具有热膨胀系数可调的结构特性，可调范围大，调节简单，易于工程实际应用。
3.本发明的一种近零膨胀点阵结构，结构设计简单，适合增材制造或机械加工方式制造。
附图说明
图1为本发明的点阵结构总体排布示意图；
图2为本发明的单胞示意图；
图3为本发明的微结构示意图；
图4为本发明的内框示意图；
图5为本发明的外框示意图；
图6为本发明的理论计算示意图；其中，图6中的(a)为单胞整体结构示意图；图6中的(b)为微结构示意图。
其中，1-外框、2-内框、3-固定承载边、4-动态调整边、5-接触点。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
本实施例公开一种近零膨胀点阵结构：
1)一种近零膨胀点阵结构，通过形状规则的单胞通过如图5所示的接触点5排列连接，整体排列效果如图1所示；
2)单胞包括内框2、微结构和外框1；所述内框2和外框1为中心对称结构；所述多个微结构以中心对称的方式固定在内框2外侧；所述外框1将内框2和微结构置于其中，单胞结构如图2所示；
3)所述微结构由固定承载边3和动态调整边4组成；所述固定承载边3为对称结构，且需保证每两个固定承载边3连接为面内线接触；所述动态调整边4对称安装在固定承载边3上，微结构内部布置方式如图3所示；
4)如图6的(a)，图6的(b)所示，令LFrame表示固定承载边3长度，WGap，b表示同向排列微结构间距，WFrame表示固定承载边3的宽度，WActuation表示动态调整边4的宽度，WGap，e表示同一微结构中对称安装的动态调整边间距。取WFrame＝2.Smm，则得LFrame＝ 50mm，WGap，b＝WActuation＝2.5mm，WGap，e＝40mm；
5)选取航天器的常用材料，将所述内框2、外框1和固定承载边3材料定为钛合金，α1＝ 8.6ppm/℃，E1＝115GPa；动态调整边4的材料定为铝合金，α2＝23ppm/℃，E2＝ 70GPa；
6)取LActuation＝12mm，将所设定的参数带入方程(1)～(7)中，算得微结构的线膨胀系数为-33.5ppm；
7)将外框宽度WR，outer取为6mm，微结构的线膨胀系数带入整体结构中进行仿真，测得单胞结构的线膨胀系数为0.23ppm。
实施例2：
保持实施例1中的1)～3)步不变，取LActuation＝11mm，WR，outer取为5.5mm，将所设定的参数带入方程(1)～(7)中，算得微结构的线膨胀系数为-29.8ppm。再将微结构线膨胀系数带入整体结构中进行仿真，测得单胞结构的线膨胀系数为0.38ppm。
实施例3：
保持实施例1中的1)～3)步不变，取LActuation＝13mm，WR，outer取为6.9mm，将所设定的参数带入方程(1)～(7)中，算得微结构的线膨胀系数为-36.5ppm。再将微结构线膨胀系数带入整体结构中进行仿真，测得单胞结构的线膨胀系数为0.46ppm。
在上述实施例当中，测得单胞结构的线膨胀系数分别为0.23，0.38与0.46。这表明以该胞元结形状规则排列所得的如图1所示的点阵结构，在温度差为100摄氏度情况下，变形量仅为0.023mm/m，0.038mm/m以及0.046mm/m。这表明在极端环境中，即使遭遇由于环境变化所带来的巨大温差，结构件的整体形变量也在极小范围内，因此可用于该类航天器的外覆盖表面结构的设计。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种近零膨胀点阵结构，其特征在于：形状规则的单胞通过接触点(5)排列连接；
所述单胞包括内框(2)、微结构和外框(1)；所述内框(2)和外框(1)为中心对称结构；多个微结构以中心对称的方式固定在内框(2)外侧；所述外框(1)将内框(2)和微结构置于其中；
所述微结构由固定承载边(3)和动态调整边(4)组成；所述固定承载边(3)为对称结构，且需保证每两个固定承载边(3)连接为面内线接触；所述动态调整边(4)对称安装在固定承载边(3)上；
所述内框(2)、外框(1)、固定承载边(3)和动态调整边(4)的截面等效半径r满足
其中LFrame表示固定承载边(3)长度，LActuation表示动态调整边(4)长度，LR，outer表示外框(1)长度，LR，inner表示内框(2)长度；
所述结构的宽度满足：
和
其中LFrame表示固定承载边(3)长度，WGap，b表示同向排列微结构间距，WFrame表示固定承载边(3)的宽度，WActuation表示动态调整边(4)的宽度，WGap，e表示同一微结构中对称安装的动态调整边间距。
2.如权利要求1所述的一种近零膨胀点阵结构，其特征在于：所述内框(2)、外框(1)和固定承载边(3)材料相同或不同，固定承载边(3)与动态调整边(4)应当选取不同材料。
3.如权利要求1所述的一种近零膨胀点阵结构，其特征在于：微结构的线膨胀系数通过下列推导方式得出：
微结构在温度差值ΔT影响下，其弯曲曲率κ和弯曲角度θL表示为：
其中pL表示微结构的曲率半径，EFrame表示固定承载边(3)的杨氏模量，IFrame表示固定承载边(3)的惯性矩，EActuation表示动态调整边(4)的杨氏模量，IActuation表示动态调整边(4)的惯性矩，αActuation表示动态调整边(4)的线膨胀系数，αFrame表示固定承载边(3)的线膨胀系数；
双层梁结构的中性面位置为yn表示为：
其中t表示单胞的厚度；
微结构的单层梁的弯曲变形ωT1和双层梁的弯曲变形ωT2表示为；
结构由于受热膨胀而产生的内力矩通过下述等式获得：
其中LFrame表示固定承载边(3)长度；在上式中，由于仅存在单一未知参数内力矩MElement-T，因此求得其唯一解；
因此结构体在弯矩与受热膨胀的最终弯曲挠度表示为：
在其中，
表示单层梁结构的弯曲挠度，
表示双层梁结构的弯曲挠度；
最终，微结构体的最终弯曲挠度ΔT通过下式给出：
其中WGap，e表示同一微结构中对称安装的动态调整边间距，而结构的等效热膨胀系数αElement则表示为：
其中WElement表示同一微结构中上下固定承载边(3)最外侧之间的距离，αFrame表示固定承载边(3)的线膨胀系数。
4.如权利要求1所述的一种近零膨胀点阵结构，其特征在于：单胞结构的线膨胀系数通过有限元仿真的方式得到。
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Granted publication date: 20220524 |