1、2001 年 第 1 期总第 249 期 导弹与航天运载技术MISSILES AND SPACE VEHICLES No.1 2001Sum No.249航天器结构的断裂控制第一部分：理论分析基础吴德隆 熊 焕(北京宇航系统工程设计部，北京，100076)摘要 就航天器结构为什么要实施断裂控制进行了全面论述，并指出断裂控制不仅是贯穿航天型号整个研制过程的一项应用技术，而且是一项空间安全政策。还详细地介绍了制定断裂控制的理论分析基础：断裂力学和损伤力学概念，以便了解制定断裂控制文件(规范或军标)，特别是实施细则的理论背景。断裂控制要求的主要内容和实施收列本文第二部分讨论。关键词 航天器，断裂力学
2、，复合材料，损伤，断裂控制。Fracture Control of Spacecraft Structures：Part ： Fundaments of Theoretical AnalysisWu Delong Xiong Huan(Beijing Institute of Astronautical Systems Engineering, Beijing, 100076)Abstract A fracture control document as a applied technology and a space safety policy, which have been widely
3、 implemented in the developmental process of spacecrafts from design to operation in NASA, U.S. Air Force and ESA, has been proposed in this paper. Why we have to propose the fracturecontrol and what the fundament of theoretical analysis is are discussed in detail. Based on fracture mechanics and ev
4、en damage mechanics to composite structures, the theoretical analysis and calculations of initial defect sizes, propagation and safelife of structures in service lifetime can be established. To implement the fracturecontrol requirements for spacecraft structures is important for high reliability and
5、 effective cost.Key Words Spacecraft，Fracture mechanics，Composite material，Damage，Fracture control.1 前 言断裂控制是指在断裂力学分析的前提下，对产品的设计方法、制造工艺、操作使用、贮存、维修等全过程，提出旨在防止产品因裂纹或裂纹类缺陷存在及其扩展而导致的灾难性破坏或产品功能失效而不能完成预期任务的全部措施、方法和计划。对载人航天器可能造成人员伤亡的事故应叫灾难性事故。断裂控制是建立在断裂力学基础上的一项应用技术，广泛应用于核设备、民用压力容器、船舶运输工具、航空航天飞行器和贮箱等。同时，断裂控
6、制也是国家工业生产的安全政策之一。许多发达国家的政府职能机关在其管辖的工业领域制定相应的规范或标准，以控制其产品的生产质量和使用安全。例如，1984 年我国劳动部制定了“ 压力容器评定规范 ”CVDA-84。宇航工业由于对国民经济、科学技术、政治和军事的重大作用，各国都极为重视推行断裂控制作为其太空安全政策之一，并把它应用于方案设计、技术设计、生产制造、试验、操作和飞行等整个过程。美国航宇局(NASA)和空军(U.S.Air Force)自 70 年代起就制定了 NASA SP-8040 、MIL-STD 1522(1972)、MIL-STD 1522A(1984) 、NASA NHB 807
7、1.1(1988)、NASA STD 5003(1966) 等一系列规范和军标，用作空间结构和压力容器、航天飞机、固体助推级、主发动机、外贮箱、空间站等断裂控制文件。欧空局(ESA)除引用美国航宇局的有关规范和标准外，还制定了其自身的断裂控制要求文件 ， ,如：ESA PSS-01-401(1994)，用作欧空局的运载火箭阿里安-5、太空实验室、Columbus舱以及载人的航天飞机的断裂控制要求文件。神舟号试验飞船飞行成功，揭开了中国航天事业的新篇章。对于载人飞行器，特别是可重复使用载人飞行器，包括轨道器和单独入轨的空天飞机,其高可靠性、安全性、成本有效性和可维修性要求，迫使宇航部门制定了更为
8、严格的断裂控制计划，例如：挑战者号失事后，NASA NHB 8071.1 的制订，及其后的修改文件 NASA STD-5003 。我国断裂力学在宇航工业的应用与研究，开始于 70 年代中期 10 ，但一直未形成正式技术或管理文件。1999 年，我们制定了一个“断裂控制大纲” (初稿)作为我国航天应用技术和管理的一项研究工作，并希望逐渐形成规范或军标。本文着重介绍此项研究工作的主要内容及其理论分析背景，并与美国和欧空局的相应规范或标准作比较，从中可看出为适应 21 世纪空间科学探测、空间市场竞争以及军事目的任务需求，断裂控制作为一项应用技术和政策的实施是十分紧迫的任务。2 为什么要实施断裂控制2
9、.1 问题的由来宇航事业的发展突出地向人们提出，要千方百计地提高导弹和航天器的运载能力或其有效载荷，并使其具有高度的可靠性，以满足给定的任务需要。为了达到这个目的，各个分系统都要做出努力。作为飞行器结构设计的一个重要方面，就是减轻结构质量，以增加飞行器的运载能力或其有效载荷，以及保证在整个使用期间不发生任何导致任务失败的结构破坏。这两者既有矛盾又相互联系。为了减轻结构质量，通常都采取下列措施：a) 选用高比强度(强度/比重)金属材料。但是高强度材料通常断裂韧性较差，因而容许的裂纹尺寸较小(K 1C/s 裂纹尺寸,K 1C为断裂韧性； s为材料的屈服强度)；b) 选用较先进的设计规范如取较小的安
10、全系数，其结果是提高工作应力，减小容许的裂纹尺寸；c) 采用轻型新结构蜂窝夹层结构、复合材料结构等，促使工艺制造过程更加复杂化，这样将使裂纹或类似裂纹的缺陷出现增多。此外，宇航工程的发展给飞行器带来更加恶化的使用环境，如低温推进剂的使用，造成-253的超低温环境，地下井发射和机动发射会造成振动与噪音环境等，结构材料在这些条件下的机械性能不仅会发生变化，并且其原始缺陷还会加速扩展。综上所述，结构的断裂问题将愈加严重地突出起来，并且向结构设计者摆出这样一个严峻的事实：飞行器结构从原材料到工艺制造、使用的整个过程，不可避免地要产生缺陷，如材料的夹渣、偏析、分层，加工划伤，焊接的裂纹、气孔、未焊透等，
11、这些缺陷在使用中将扩展增大，当达到某个临界值时结构就会突然出现破坏，并且往往是低于屈服强度的脆性断裂。近年来，夹层结构和复合材料结构，包括复合材料气瓶(有或无金属内胎)得到广泛采用，在这些结构中，常遇到的缺陷有脱粘、分层、层间开裂、基体裂纹、纤维剥离和断开、破损等。在这些缺陷中，有的缺陷可处理为裂纹或裂纹类的几何缺陷，而有的缺陷则很难处理为裂纹类缺陷，研究人员引入损伤概念，笼统地表征复合材料缺陷。在减轻结构质量和提高结构可靠性的矛盾中，断裂问题是其中一个重要方面。因而断裂力学和断裂韧性的研究在宇航工程中不断得到发展与应用。国内外宇航事业发展中出现的灾难性破坏是屡见不鲜的。为此，欧美发达国家自
12、70年代起就着手制定强制性断裂控制规范或要求，以使这类破坏减至最小，并确保飞行任务的圆满成功，达到预期的可靠性指标。这是型号产品安全性和可靠性的重要保障措施之一。2.2 断裂力学分析基础断裂力学理论发展和在工业界的广泛应用，为断裂控制提供了完备的理论背景和分析基础。实际结构中的裂纹或类似裂纹的缺陷形状是不规则的三维几何体。为便于分析计算，我们以其最大长度(2c)和宽度(2a)简化成平面椭圆形(长短轴比 c/a)裂纹。当裂纹部分显露于表面形成部分穿透裂纹，称之表面裂纹，当全部埋于结构内部，称内埋裂纹。这两类缺陷大多存在于充压贮箱、气瓶、管路等部件中。对非充压结构可能存在穿透性裂纹，称之为穿透裂纹
13、，对这类裂纹用裂纹的长度 2c 来表征。但对于薄壁(指临界裂纹尺寸大于壁厚情况)充压结构，尤其是结构材料的延性较好，断裂韧性较高，即 KC/s 较大，这时裂纹端的塑性区尺寸较大，有可能出现临界裂纹尺寸大于容器的壁厚，且按表面裂纹计算的断裂应力小于相同长度穿透裂纹的断裂应力，这时则可处理为穿透裂纹。对于含裂纹体的结构，就可按断裂力学方法来进行分析，分析的任务为：a) 临界裂纹尺寸计算；b) 破坏模式分析；c) 初始裂纹尺寸和验证试验；d) 裂纹扩展速率和寿命估算。2.2.1 临界裂纹尺寸和材料的断裂韧性裂纹端的应力强度因子是一个场量，受控于裂纹的几何特性、材料性能和塑性变形、结构的壁厚、远场应力
14、(工作应力)等因素。在线弹性范围内，张开型(型)的表面裂纹一般表达式为式中 M 为考虑自由表面、深裂纹放大系数、背表面影响、塑性等修正系数(详见文献6中附表 3)；Q 为裂纹的形状参数。几何曲率影响应记入结构的应力强度因子计算，这是通过临界裂纹尺寸关系：式中 ,其中 R0为结构的曲率半径；D 为曲率直径；C 为裂纹半长；当 1 时 ，对柱壳轴向裂纹 =0.49 ，对柱壳环向裂纹=0.098 ，对球壳 =0.59 。该式表明壳的临界裂纹尺寸较平板小(1+ ) 倍，即危险性增大了。这表明壳类裂纹附近的应力场增大(1+ 2)1/2倍，故由式 (2)，对 1 ，圆柱壳或球壳的应力强度因子有以下关系式：
15、可见(1+ )可视为结构的几何修正系数，当 1 时，可参考文献13分析方法，记入曲率影响，通常可确定验证试验系数和与其相关的破坏安全系数的选用范围。在外载荷的作用下，裂纹不断扩展，当裂纹尺寸达到某个临界值时，即临界裂纹尺寸，则发生不稳定扩展而突然断开，此时相应的应力强度因子叫临界应力强度因子，也叫断裂韧性 K1C。断裂韧性是每种材料所固有的性能，可以用标准材料试件测得，因而临界裂纹尺寸可按下式计算，即应力强度因子与材料厚度密切相关。当材料厚度大于 2.5(K1C/s)2时，才可以测得平面应变下 K1C，当小于此厚度时，应力强度因子 KC为平面应力下断裂韧度，可认为是材料厚度的函数，这时断裂应力
16、有可能超过材料的屈服强度而成塑性破坏。塑性破坏的判据有裂纹张开位移(COD) 和 J 积分，和 K1C一样，对给定材料亦存在固有的 cr和 Jcr，对应则有临界裂纹尺寸。2.2.2 破坏模式对一般结构而言，无论是脆性破坏(大多在平面应变条件下发生)或是塑性破坏(大多是在平面应力条件下发生)，除了破坏的时间效应有所不同外，其后果将视该部件所处的位置，以及破坏是否有碎片飞出和碎片的能量大小来评估。一般来说脆性破坏飞出碎片的可能性较大。对压力容器来说，由于壁厚和材料断裂韧性的相互关系，会出现漏泄和爆破两种破坏模式。爆破是灾难性的，不仅产品毁坏，还会造成现场人员的伤亡。如在平面应变条件下，不考虑塑性区
17、修正，在某个工作应力下，临界裂纹尺寸小于壁厚则出现突然爆破。漏泄则是较为安全的，大多数情况下都可以较早发现，做出修补。因而充压容器设计又应满足漏泄先于爆破的准则。要满足这个设计准则：a) 临界裂纹尺寸应大于壁厚，通常为薄壁情况；b) 表面裂纹的断裂应力小于相同长度穿透裂纹的断裂应力。计及塑性区修整的穿透裂纹，假定处于平面应力状态，可写成：对于表面裂纹，假定以平面应变为主，可表示为对给定材料，即 K1C、K C已知，可绘制裂纹尺寸与表面裂纹和穿透裂纹的断裂应力的关系图，从中可确定对具体结构的破坏形式。美国军标(MIL STD-1522A)推荐了一个简单的估算式确定泄漏先于爆破：上式可从式(1)简
18、化而来， op为工作应力； 为验证系数。不难看出式 (7)满足要求 ，可视为高断裂韧性部件，其危险性较小。2.2.3 初始裂纹尺寸和验证试验对一般结构来说，可通过无损检测(NDE)方法来确定初始裂纹尺寸，但不同无损检测方法，按其灵敏度所能检测的裂纹尺寸是不同的，因而这种方法不能确定低于灵敏度的实际裂纹尺寸。对压力容器来说，可用验证实验方法，来确定可能存在的最大初始裂纹尺寸。若取验证试验压力 pt=pop，p op为工作压力，则由前面讨论可知，试验后的容器可能存在的初始裂纹与工作压力下的临界裂纹尺寸存在如下关系：对应可能存在的初始裂纹尺寸和验证试验压力，存在一个初始应力强度因子 Kli，不难看出
19、 =1/(Kli/K1 ) 。容许的裂纹增长量为 ，当知道循环载荷或持续载荷下的裂纹扩展速度(亚临界裂纹扩展)da/dN、da/dt后，就可确定容器的使用寿命。2.2.4 裂纹扩展速度和寿命估数实际结构不可避免地存在初始裂纹，在整个生产、制造使用过程中它的增长情况裂纹扩展速度，是断裂控制的重要考虑因素之一。对疲劳裂纹扩展速度常用 Paris 公式以及 Forman 公式上两式中 c ，n，c ,n 均为材料常数；R 为载荷比。持续载荷或腐蚀环境(包括化学介质)作用下的应力腐蚀裂纹扩展速度，主要依赖实验方法确定，或由此得到经验公式。许多实验研究表明1 ，对给定材料在给定的环境条件，存在一个门限值
20、 Kth、K ISCC，当应力强度低于 Kth或KISCC值时，将不会发生裂纹扩展。对循环载荷同样也存在一个 Kth值。b) 由断裂强度曲线、寿命曲线 决定工作应力的过程图 1 安全寿命分析示意图对包含裂纹或裂纹类缺陷的结构的寿命估数，主要是安全寿命估数。若结构所受的载荷谱为图 1a)所示，则有图 1b)所示的安全寿命确定方法。计算式可写成式中 ai为初始裂纹尺寸； 为服务寿命倍数，对载人飞行器 =4；j 和 k 表示两类加载的次数。3 复合材料结构的断裂控制在航空航天工程中所应用的复合材料种类很多，如树脂基复合材料、金属基复合材料，作为增强基纤维有编织纤维、连续长纤维和短纤维或混杂(两类以上
21、材料的)纤维材料。复合材料的断裂控制较各向同性材料结构复杂得多，在这里提出两类处理方法：a) 只要能表征为裂纹或裂纹类缺陷的结构，且易于应用断裂力学方法分析，则按前面 2.2 方法处理。b) 其余的缺陷，或不易应用断裂力学分析的情况下，则采用损伤分析方法11， 。在这里把损伤定义为量化参数，在结构材料中随载荷和环境作用，可以从损伤萌生、积累、扩展直至超过结构材料的损伤容限而发生灾难性的破坏。目前，对复合材料损伤行为研究有 3 种方法：连续介质损伤力学方法、微观力学方法和概率统计方法 11 。由于这些方法尚处于研究之中，还难以直接应用于复合材料结构的断裂控制。但这些研究的结论可用来制定复合材料的
22、断裂控制计划，如近期 NASA 要求复合材料结构的验证试验应取 1.2 倍极限载荷，或极限载荷下应变应低于损伤容限所允许的应变门限值。为便于实际应用，损伤容限可定义为给定类型的复合材料在某类载荷水平作用下，不发生破坏所容允的损伤量。损伤量定义为d=1-/eff=1-/eff (12)式中 为无损伤时应力； 为有损伤时的有效应力，是指(单向受载下)原面积减去损伤面积后的应力,相应有 和 eff。若材料在这类载荷作用下存在一个门限值 th,则安全准则可写成eff=/(1-d)th (13)4 旋转机械或可能抛出重物的部件的断裂控制这类部件因裂纹或裂纹类缺陷导致破坏而产生的碎片，或未系牢而抛出重物，
23、因其自身动能可能击穿周围设备、燃料箱、气瓶等，都应考虑是危险的。对空间结构，特别是对载人飞行器，这类部件都必须列入断裂控制要求项目之中。具体分析不仅基于断裂力学，还应考虑穿甲力学或撞击力学的分析。NASA和欧空局(ESA)的断裂控制要求中规定以下情况均是危险的：a) a) 对受拉载荷，低断裂韧性(K 1C/s1.66 材料，抛出物大于13 g 者；b) 非受载情况和高断裂韧性材料，当抛出物重大于 113.5 g 者；c) 对航天飞机，虽抛出物重不大于 13 g，但抛出物重除以物体距客舱距离大于 1.94 g/m 者。5 结 语随着高科技的发展和航天任务的繁多，作为一项应用技术和空间安全政策，断
24、裂控制文件的制定对航天产品不仅迫切需要，且其技术要求内容也越来越复杂。本文主要介绍制定断裂控制文件所依赖的理论基础：断裂力学分析概要，但涉及复合材料结构的损伤问题，还介绍了最简单的损伤力学分析。不难看出，对新世纪航天任务的新挑战，如载人航天、星际探测必然会考虑更广的学科领域，如撞击力学、穿甲力学等。我们将在第二部分介绍航天飞行器结构的断裂控制计划的主要内容和实施。参考文献1 Fracture control of metallic pressure vessels. NASA SP-8040，1970-05.2 MIL-STD-1522(A) standard general requirem
25、ents for safe design and operation of pressurized missile and space system.1984-05. 3 Sutharshana S ,Chang J B,Lou M C. Fracture control of space flight structures and pressure vessels. J of Space Flight and Rockets,1999,36(4):5385424 ESA fracture control requirements. ESA PSS-01-401 Issue 2. 1994-.
26、5 Reibaldi G. The agencys fracture control technology programme. ESA bulletin 47, 1995:69726 吴德隆.宇航压力容器的断裂问题.断裂，1976(试刊号).7 吴德隆.飞行器低温级贮箱的设计分析.全国低温工程会议,1980.8 吴德隆.表面裂纹问题的一个封闭形势解.宇航学报,1986(2):10239 Theocaris P S，Wu Delong. The equivalent throughcrack model for the surface part through crack, Acta Mech
27、anica 59,157181,1986.10 Theocaris P S，Wu D L. A closedform solution to the equivalent through-crack model for surface cracks, Acta Mechanica 58,153173,1986.11 吴德隆，沈怀荣.纺织结构复合材料的力学性能. 国防科技大学出版社，1998.12 杜善义，王彪. 复合材料细观力学. 北京:科学出版社，1998.13 Folias E S. On the theory of fracture of curved shells. Eng Fracture Mechanics, 1970,2:151164
