层合复合材料的粘聚区模型及其应用研究

层合复合材料的粘聚区模型及其应用研究层合复合材料的粘聚区模型及其应用研究 层合复合材料的粘聚区模型及其应用研究VIII图表清单图1 1裂纹 扩展模式 4图1 2断裂韧性试 验 4图1 3一般板 壳 非线性屈曲和后屈曲 10图1 4加筋壁板后屈曲变形 11图1 5后屈曲传载 12图1 6单元破坏 试验 12图2 1单一型断裂的双线性 本构关系 14图2 2混合型断裂的双线性 本构关系 15图2 3粘聚层细观模型 17图2 4代表性单元的载荷形式 17图2 5RvE的面 线和点的位置 18图2 6夹杂 2 l图2 7等效夹杂方法 27图2 8多 夹杂 28图2 9O 铺层的粘聚层的最人主应力分布云图 T700 QY8911 3 2图2 10士15 铺层的粘聚层的最大主应力分布云图 T700 QY8911 32图2 11土22 5 铺层的粘聚层的最大主应力分布云图 T700 QY8911 32 图2 12士30 铺层的粘聚层的最大主应力分布云图 T700 QY8911 33图2 13士45 铺层的粘聚层的最大主应力分布云图 T700 QY8911 33图2 11MMB试验示意图及有限元模型 35 图2 12Mm试验载荷一位移曲线 36图3 1 缝线 z p访的滑移变形 38图3 2缝线 Z pi n的受力图 39图3 3缝线 Z pi Il微分单元的受力与变形 39图3 4纤维 Z pi Il的总体变形 41图3 5缝线 z pi Il的拉脱变形 43图3 6剪切型桥联试 验的夹具图 47图3 7Z pi Il的剪切型桥联试验的数值分析结果 47图3 8 缝线K80在层合板G0926 I盯M6中的桥联律 48 南京航空航天大学博士学位论文图3 9缝线Kbvl ar29在层合板T700 QY8911中的桥联律 49图3 10 缝线Kevl ar29在层合板T300 QY9512中的桥联律 49图3 10 续 缝线Kevl ar29在层合板T300 QY9512中的桥联律 50图3 11缝 线K80在层合板G092鲫汀M6中的断裂韧性关系曲线 51图3 12缝线K0vl ar29在层合板T700 QY8911中的断裂韧性关系曲线 52图3 13缝线x奄vl ar29在层合板T300 QY9512中的断裂韧性关系曲线 52图3 14分区粘聚区模型 52图3 15缝 线位置 53图3 16加载位移为 19 22mm时界面及缝线损伤情况 53图3 17加载 位移为19 45mm时界面及缝线损伤情况 54图3 1 8缝合层合板MMB试验的载荷 位移曲线 54图4 1整体加筋壁板结构图 57图4 2试验 件有限元模型及缘条细节 57图4 3加筋壁 板的前两阶屈曲模态 58图4 4局部屈曲时 加筋板的面外位移 云图 58图4 5总体屈 曲面外位移 云图 59图4 6轴压3 5 75mm时沿反节点线内力分布 59图4 7反节点线 筋条边缘尬发生反号 60图4 8轴压3 575n1111时沿节点线内力分布 60图4 9总体屈曲时沿反节点线内力分布 61图4 10总体屈曲时沿反节点线内力分布 6 1图4 11沿筋条轴向的力矩眠和 分布 62图4 12加筋板后屈曲载荷 位移曲线 62图4 13轴压3 575珈m时沿反节点线力矩必与尬 63 图4 14轴压3 575m l l时沿节点线力矩图 63图4 15壁板横截面 尺寸 64图4 16缝合无损伤加筋 板模型 65图4 17无损伤轴压壁板模型的屈曲模态 65图4 18载荷 位移曲线 无损伤未缝合 66图4 19初始屈曲变形 无损伤未缝合 66图4 20未缝合无损伤壁板的界面失效过程 67图4 21无损伤未缝合壁板的层内失效过程 67图4 22载荷 位移曲线 无损伤有 未缝合 68TX层合复合材料的粘聚区模型及其应用研究X图4 23初始 屈曲变形 无损伤缝合 68图4 24无损伤 缝合壁板的界面失效过程 69图4 25无损伤 未缝合壁板的层内失效过程 69图4 26无损伤 壁板的缝线受载情况 70图4 27含穿透损 伤未缝合壁板模型的屈曲模态 71图4 28载荷一 位移曲线 含损伤未缝合 71图4 29初始屈 曲变形 含损伤未缝合 71图4 30含穿透损 伤缝合壁板的蒙皮不同铺层的破坏程度 72图4 31壁 板基体压缩损伤 含损伤未缝合 73图4 32界 面损伤 含损伤未缝合 73图4 33载荷一 位移曲线 含损伤有 未缝合 73图4 34 初始屈曲变形 含损伤缝合 73图4 35含 穿透损伤缝合壁板的蒙皮不同铺层的破坏程度 74图4 36含穿透损伤缝合壁板的缝线受载情况 74图 4 37含穿透损伤有 未缝合壁板的蒙皮的载荷一位移曲线 75图5 1试验件尺寸及铺层 77 图5 2六点弯试验夹具及加载位置 78图 5 3应变一载荷曲线 78图5 4面外 位移 分布 79图5 5界面失效过程 80图5 6载荷一位移曲线的有限元 结果与试验值的比较 80图5 7筋条壳偏移模型 8l图5 8轴压1 55mm时面外位移玩分 布 81图5 9缘条 蒙皮界面失效情况 82图5 10缘条截面定义 82图5 11缘条受力图 83图5 12 缘条单元定义 83图6 1多墙盒段结 构图 86图6 2多墙盒段的有限元模 型 87图6 3完全共固化盒段的屈曲模态 88图6 4上壁板紧固件连接盒段的屈曲模态 88图6 5盒段的变形 完全共固化 89图 6 6界面损伤 完全共固化 90南京航空航天大学博士学位论文图6 7载荷一位移曲线 完全共固 化 90图6 8上壁板紧固件连接且下壁板 共固化盒段初始屈曲时的损伤状态 90图6 9上壁板紧 固件连接且下壁板共固化盒段破坏时的损伤状态 90图6 10下壁板蒙皮与缘条界面损伤 91图6 1l 载荷 位移曲线 紧固件连接加共固化 91图6 12上壁板紧固件连接且下壁板缝合盒段破坏时的损伤状态 91图6 13界面损伤 紧固件连接加缝合 92图6 14载荷 位移曲线 紧固件连接加缝合 一92图6 15试验加载点示意图 93图6 16纵墙贴片图 93图6 17下 壁板贴片图 94图6 18上壁板贴片图 95图6 19盒段上壁板损伤形态 一97表2 1纤维及基体的材料属性 31表2 2粘聚强度值的有限元计算结果 33表2 3基体中最大主应力值的分布位置的等效夹 杂方法计算结果 34表2 4粘聚强度值的等效夹杂方法计 算结果 35表2 5AS4 PEEK复合材料基本性能 1271 36表3 1缝线的几何尺寸与材料属 性 48表3 2缝线粘聚区模型的参数统计结 果 51表3 3G0926 RTM6基本性能 3 13 4 53表4 1T300 914C单层板的材料性 能 57表4 2T700 QY8911单层板的材料性能 64表5 1脱胶位置及载荷 81表5 2 参数化建模分析结果 84表6 1多墙盒 段的选材及参数 87表6 2T300 QY9512 单层板的材料性能 87表6 3试验件材料T3 00 QY9512的弹性常数 92表6 4各加载点载 荷 N 92表6 5盒段的计算结果与 试验值比较 96XI层合复合材料的粘聚区模 型及其应用研究注释表尼界面初始刚度C弹性体刚度张量以界面初始 损伤时的相对位移入 为l锄e常数6j界面完全破坏时的相对位移S q嗽 rEshel by张量N法向粘聚强度一夹杂刚度张量S纵向剪切粘聚强度CM基体刚 度张量丁横向剪切粘聚强度口呷 mx基体最大主应力值GI纯拉伸型 能量释放率El材料1方向弹性模量饰纵向剪切型能量释放率易材料2 方向弹性模量G 横向剪切型能量释放率局材料3方向弹性模量Gc纯 拉伸型临界能量释放率G121 2平面内剪切模量饰c纵向剪切型临界 能量释放率G131 3平面内剪切模量G c横向剪切型临界能量释放率 U12l 2方向泊松比d界面损伤变量U 131 3方向泊松比oo宏观界面应力t 232 3方向泊松比oc粘聚强度五纵向拉伸强度0 m砸 Imx基体最大 应力值五纵向压缩强度彳缩放系数K横向拉伸强度cr0宏观拉伸应力K 横向压缩强度九宏观纵向剪切应力S12面内剪切强度7pyz宏观横向剪 切应力f摩擦力E0z宏观正应变crn缝线 Z pi n上的法向应力忆宏观纵向剪切应变以缝线 Z pi n上的轴向应力怯宏观横向剪切应变船摩擦系数口幂定律准则指数彳 s纤维横截面积卵B K准则指数S纤维周长 矗基体拉伸强度矾纤维直径知Kronecker算 子万s缝线 Z pi n的伸长位移eok置换张量最纤维弹性模量南京航空航天大学博士学 位论文 本征应变 纤维的拉伸强度 f位移yf纤维应力集中系数E 扩应变NI Ny N搿合力o 应力Mx My M础合力矩 f扰动位移帆 截面扭矩 扩扰动应变铴 锄层间剪切应力 P Q 形节点线界 面剪切 弯曲 扭转强度ob扰动应力口f椭球体轴半径J K L反节点线界面剪切 弯曲 扭转强度缩略词缩略词英文全称CZM Cohesive ZoneModelFEM FiIl ite Element Metl l odDCBDoIl ble Cantil everBe锄ENF EndNotched FlexureMMB Mi xed Mode Bendi ng南京航空航天大学博士学位论文第一章绪论1 1研究背景复合材 料整体结构设计与生产技术是减轻结构重量 降低生产成本的一种 有效途径 是目前国际上飞机复合材料结构设计与制造领域重点发 展的关键技术之一n 31 复合材料整体结构的各个元件之间一般具有明显的连接界面 容易 发生分层等损伤 因此元件连接界面是复合材料整体结构的最薄弱 的部位之一 元件连接界面的细节设计对保障复合材料整体结构的安全性至关重 要 而连接界面的损伤分析与失效评估则是开展细节设计所必须解 决的重要基础问题 除了整体化设计 采用后屈曲设计理念是发挥复合材料结构减重潜 能的又一重要举措 加筋壁板的后屈曲设计方法已经成功地应用于飞机金属壁板结构的 设计 显著地降低了结构重量 大量的试验表明 采用共固化等工艺方法制造的飞机复合材料整体 加筋壁板在初始屈曲后同样具有很强的后屈曲承载能力 然而 由于后屈曲诱发的失效机理复杂 而且缺乏有效的预测手段 因此 在设计时一般不允许复合材料整体加筋壁板在使用载荷下 发生屈曲 限制了复合材料在减重和提高结构效率方面的潜能 因此 充分认识后屈曲诱发的失效机理是建立复合材料整体加筋壁 板的后屈曲设计方法的关键与基础 由于采用了整体化的设计理念 蒙皮与筋条容易在后屈曲阶段发生 界面剥离 加速了结构层内损伤的萌生及扩展 导致结构过早失去 后屈曲承载能力 因此 连接界面的损伤分析与失效评估又是开展后屈曲诱发的失效 机理研究的重要前提 基于有限元法的粘聚区模型 CZM 是目前研究复合材料结构界面失效 问题最有效的手段之一H1 然而由于czM本身存在一些关键问题还未得到解决 严重阻碍了其在 复合材料结构失效评估中的应用 因此必须开展对CzM的基础问题的 研究工作 复合材料整体结构在后屈曲阶段的失效机理异常复杂 其失效模式 不仅仅是单一的蒙皮与筋条的界面失效 并伴随着层间的分层损伤 及层内损伤 包括纤维断裂 基体开裂等 另外 为了提高蒙皮与筋条界面的连接强度 抑制界面的损伤扩展 在进行细节设计时 通常采用缝合或z pi l l技术对界面进行增强 这固然提高了结构发生初始失效时的载荷 抑制了界面损伤扩展 同时也使得增强区域的失效机理更加复杂 无疑增加了失效预测的难度 为此 在研究结构界面失效问题的同时 应充分考虑界面损伤与层 内损伤的耦合问题及缝线 z pi ll的桥联问题 国家大型飞机工程重大专项已经正式启动 A380和Boei Il9787的设计表明 先进复合材料整体结构在基体结构中所占的比 例是标志大型飞机的结构设计水平和技术先进性的关键指标 国家大型飞机的研制对发展复合材料整体结构设计技术及先进后屈 曲设计方法提出了迫切需层合复合材料的粘聚区模型及其应用研究 求 因此 为了实现复合材料的整体化结构设计水平 发挥结构的减重 潜能 保证整体结构的安全性 必须开展整体化结构界面失效分析 及后屈曲失效机理方面的基础问题的研究工作 1 2研究现状1 2 1复合材料整体结构的界面失效问题1 2 1 1 损伤模式 1 层间分层复合材料层合板结构沿厚度方向的强度较弱 当局部存 在层间应力集中时容易造成各铺层间的相互剥离即层问分层 引起层间分层的主要因素有制造过程产生的残余热应力及缺陷 螺 栓挤压应力 外部冲击 弯曲变形等 由于层间分层易造成结构强度与刚度下降 而且一般发生在结构的 内部 不易检测 因此是复合材料层合结构中一种比较危险的失效 模式 当层合板受轴压载荷时 由于层问分层破坏了结构的完整性 导致 结构的屈曲载荷下降 Chang和Kutl e 5 Ni lsson 61 Grennhal曲 71在加筋壁板的轴压试验中发现 蒙皮的 层间分层促使结构屈曲 GaudenZi Pemgi Il i和砌i o 81 Ta丘eshi 9 wang和Qi ao 101发现结构屈曲又加速了层间损伤的扩展 因此 层间分层是研究后屈曲失效机理中一种不可忽视的损伤模式 2 蒙皮与筋条的界面剥离蒙皮与筋条的界面剥离 破坏了结构的完 整性 使得蒙皮与筋条失去了相互间的支撑作用 不仅降低了结构 刚度 并且降低了屈曲载荷和破坏载荷 界面剥离是复合材料整体化结构f共固化 共胶接 二次胶接 中最 常见的一种损伤模式 St锄es I Il i ght等人 11 121在复合材料加筋壁板的后屈曲破坏试验中发现 平板加筋结构和曲板加筋结构均出现了界面剥离 Hachenberg和Kossi m 131 Stevens 砌i和Davi es 141都在试验中发现大面积的界面剥离导致结构在瞬间破坏 因此精确地预测界面剥离的失效过程是评估加筋壁板后屈曲承载能 力的重要前提 3 纤维断裂纤维增强复合材料中 纤维承受主要载荷 因此任何部 位的纤维断裂都可能引起附近区域载荷的重新分配 促使损伤迅速 扩展 导致结构在瞬间破坏 F伯esti ng 15 Caputo 161 Ori fici 17 等人在加筋板后屈曲破坏试验中发现造成结构最终破坏 的往往是结构内纤维断裂 在发生纤维断裂时常常伴随着一声巨响 4 基体开裂基体裂纹的萌生与扩展与载荷形式 铺层 结构缺陷等 因素相关 另外 复合材料结构发生屈曲后 局部弯曲变形产生的拉伸应变也 会导致基体开裂 虽然 结构在受压缩载荷作用时 基体裂纹的萌生与扩展本身不是 造成结构破坏的主要因素 但是基体裂纹的扩展尤其是基体裂2南京 航空航天大学博士学位论文纹间的相互接合容易造成层间分层 因 此这种失效模式也不容忽视 1 2 1 2失效准则 1 强度准则表征上节所述的各种模式损伤的萌生及扩展最有效的方 法是引入强度准则 许多学者经过长期的研究 根据应力状态与失效模式的相互关系 提出了20多种不同形式的强度失效准则 其中应用最广泛的失效准则有1 最大应力失效准则最大应力失效准 则认为 在复杂应力状态下 单层板材料的主方向的三个应力分量 纵向应力 横向应力 纵横剪切应力 中 任何一个达到该方向的基 本强度 纵向拉伸 压缩强度 横向拉伸 压缩强度 纵横剪切强度 时 材料失效 该准则虽然区分了不同应力导致的破坏模式的不同 却忽略了不同 应力的相互作用 2 Tsai Hi ll失效准则Tsai Hi ll失效准则是各向同性材料的Von Mises屈服失效准则在正交各向异性材料中的推广 该准则综合了单层板材料主方向的三个应力分量和相应的基本强度 对材料破坏的影响 尤其是考虑了纵向应力与横向应力的相互作用 该准则原则上只适用于拉压基本强度相同的复合材料 因此限制了 其在工程上的应用 3 HomnaIl失效准则Homn觚在Tsai Hi ll失效准则的基础上 引入了应力一次项 从而体现了单层材料拉 压强度不同对材料破坏的影响 41TSai 张量失效准则上述各强度准则与试验结果之间有不同 程度的不一致 增加失效准则公式中的项数不失为一种有效的措施 为此Tsai和wu以张量的形式提出了新的强度准则 也称为应力空 间失效准则 如同Ho妇陆眦失效准则 该准则中的一次项也体现了材料拉压性能 不同对破坏强度的影响 另外 描述应力空间中的椭球面所选取的二次项是最常见的应力项 适合工程应用 5 H签hi Il失效准则虽然Tsai Hi ll Ho倚n龃及Tsai wh失效准则都考虑了不同应力及相互作用的影 响 但却忽视了对不同失效模式的描述 为此 HaShi n于1980年又重新提出了一种模型 认为复合材料的失效模式包含纤 维拉伸断裂 纤维压缩屈曲折断 基体拉伸或压缩开裂 针对该四 种不同的失效模式分别给出了相应的失效准则 应用Hashi n失效准则可以判定单层初始失效的模式 结合刚度退化准则 可模 拟复合材料的渐进损伤过程 该准则已广泛应用于复合材料结构的有限元分析 强度失效准则已应用于几乎所有的复合材料结构的常规破坏分析和 后屈曲破坏分析 如3层合复合材料的粘聚区模型及其应用研究Engel stad Reddy和Kni ght 19 在后屈曲破坏分析中比较了分别采用最大应力准则和Tsai Wu张量失效准则对分析结果的影响 Cuntze和Frend 20 提出了一 种与坐标系无关的应力不变量强度准则 并把该准则应用于分析复 合材料管在多轴拉伸载荷作用下的失效过程 Fei h和Shercl i群2l 在模拟复合材料T型接头的拉脱失效过程时 对基体开裂和 分层分别采用了不同的失效准则 尽管强度失效准则已广泛用于复合材料结构的失效分析 但应该注 意的是其比较适用于判定结构损伤的萌生 并不能很好的描述已有 损伤的扩展过程 如基体裂纹扩展 层问分层扩展及界面损伤扩展 统称为界面失效问题 2 能量释放率准则目前 基于经典断裂力学理论的能量释放率准则 已成功应用于分析复合材料结构的界面失效问题 能量释放率准则的基本原理是宏观损伤的扩展是由能量释放率控制 的 当能量释放率达到材料的临界值 断裂韧性 时 损伤开始扩展 根据裂纹扩展的三种基本模式 见图1 1 可相应地把能量释放率 分成三部分纯拉伸型能量释放率 GI 纵向剪切型能量释放率 GII 和横向剪切型能量释放率 G I a 张开型 I型 b 滑移型 II型 c 撕裂型 I型 图1 1裂纹扩展 模式材料的临界能量释放率可由标准的断裂韧性试验测得 图1 2给出了三种常用的断裂韧性试验测量纯I型断裂的双悬臂梁试 验 CB 测量纯II型断裂的端边切口试验 ENF 测量混合型断裂 的混合模式弯曲试验似MB 4 a 纯I型 b 纯II型 c 混合型图1 2断裂韧性试验许多学者都普遍采用基于能量释放率准则的损伤扩展 分析方法对复合材料结构的分层扩展南京航空航天大学博士学位论 文问题展开研究 如wi ll i锄s 221和Davi dson 231分别提出了两种不同的方法 用于计算结构在分层扩展中 各种模式能量释放率 即GI GII和GI 在总能量释放率中的比例 Al lix和Lade诡ze删提出了一种层间扩展理论通过引入损伤参数的方式 计算出应力的减小过程 从而推算出能量释放率Yap等人 251在有 限元模拟加筋板的后屈曲失效过程中采用了wi lli锄s的能量释放率准则 有效地预测了后屈曲诱发的层间分层的 扩展过程 Borg Ni lsson和Si IIlonsson 261在有限元模型中 在分层区域把结构划分成两个部 分 接触区域采用绑定 e 连接 并用能量释放率控制所绑定节点 间的节点力 位移 节点间相对位移 关系 从而模拟了层间分层 1 2 1 3界面失效分析方法 1 断裂力学方法采用经典断裂力学方法模拟复合材料结构的分层时 常用的处理方法是在数值模型中定义初始裂纹区域 并在损伤区 域定义接触并用绑定 ri e 连接 许多研究表明 27 81 在损伤区域定义Ti e连接的做法不仅能够避免因局部厚度变化引起的误差 而且保证了 经典断裂力学方法解决裂纹扩展问题需知晓裂纹扩展方向这一前提 条件 然而 为了得到精确的模拟结果 断裂力学方法需要在裂纹尖端细 化网格 随着裂纹的扩展需不断重新划分裂纹尖端的网格 这无疑 增加了计算量 另外还需要利用复杂的算法 结合裂纹尖端的形状确定出裂纹的模 式混合率 这些因素严重阻碍了断裂力学方法在复合材料结构界面失效分析中 的推广应用 2 虚拟裂纹闭合技术 vT 1977年 Rybi cki和Kanni e首先提出了vCCT技术 用于解决线性断裂问题口引 vCCT的提出是基于两点基本假设1 裂纹扩展一段微小距离所释放的 能量等于把该裂纹闭合到原始状态所做的功 2 裂纹扩展前后裂纹 尖端处的应力状态不发生明显变化 该技术最大的优点是通过简单的有限元分析就能计算出裂纹扩展过 程中的能量释放率 目前 VCCT已成功的应用于研究带有缺陷的复合材料结构的层间损 伤问题如标准的断裂韧性试验 30 11 复合材料接头的失效问题吲及加筋壁板的界面失效问剐33 351等 尽管vT近些年来得到了广泛的应用 但是由于其本质是基于线性断 裂力学方法提出的一种数值分析技术 因此 仍存在着一些固有缺 陷 如不能模拟裂纹的萌生 在分析复合材料结构时必须沿厚度方 向划分足够精细的网格才能保证精度 361 随着裂纹的扩展还需要 采取移动网格技术 3 粘聚区模型近年来 为了模拟复合材料结构界面分层损伤的演变 过程 粘聚区模型 CzM 重新引起了学者的关注 Dugdal e与Barenbl a仕首先提出了CZM 37 38 随后 Hi ll erbo昭 3引 Needl emaIl 40 舶3 Tvergaard与Hutcl li nsonH2 431以及其他科技工作者又发展了CzM 该模型不仅可以用来模拟已有裂纹 分层 的扩展 而且能够预测新 裂纹的萌生 Needl emaIl的工作还表明CzM特别适用层合复合材料的粘聚区模型及其应 用研究于粘接材料相对于被粘接材料较弱的情况 例如复合材料层 合板阻 czM是研究复合材料界面损伤及扩展问题的一种有效方法H 4 czM本质上是一个唯象模型 粘聚层的本构关系 粘聚力与位移之间 的关系 只是对分层或裂纹前缘的断裂过程区的一种连续介质损伤力 学的描述 粘聚层实际上是一个假想的层 它并非代表真实的层间 基体薄层 其分离过程并不能反映材料真实的细观断裂机理 CzM具有两个非常显著的优点首先 该模型为分层的萌生与扩展提供 了一种统一的描述 克服了断裂力学方法不能用于预测新裂纹萌生 的困难 其二 当表征断裂过程区的尺度参数接近于材料或结构的 特征几何长度 比如裂纹长度 时 线弹性断裂力学的方法不再有效 粘聚区模型则不受此限制 此外使用界面元的概念 很容易实现基于czM的有限元列式并易于嵌 入商用有限元软件中 由于CZM将材料分成连续体以及连续体之间的粘聚层 层间失效由被 粘接面的分离来表征 因此损伤的萌生与分层的扩展仅由界面单元 描述即可 目前 CzM主要用于模拟测定复合材料层间断裂韧性的标准试验 DCB ENF试验等 嘞1 近期 一些学者也用CZM来模拟层压板的冲击分层问题 取得了良好 的效果啡521 然而 从现有的文献来看 将CzM用于研究复合材料整体结构的元件 连接界面的失效问题的工作 尤其是后屈曲诱发的界面失效问题 还鲜有报导 为了分析复合材料整体加筋板中蒙皮与缘条的界面失效问题 Caman ho等设计了一种典型试件并采用CzM模拟了界面的损伤萌生与扩展 仿真结果与试验值具有较好的一致性n6 47 3 55 最近 Fal zon等采用CZM对复合材料整体加筋壁板筋条斜削端的连接界面失效 过程进行了研究嘞1 综合分析目前关于CzM模型工程应用的研究成果及作者所在实验室的 研究工作聆引 发现将CzM用于复合材料结构的界面失效分析时 还 有若干重要的基础问题有待解决 1 2 2基于粘聚区模型的元件连接界面的失效问题研究表明嘲 6 复合材料整体结构的元件连接界面的损伤演化过程不仅仅是单 一的连接界面处的分层扩展 通常会发生连接界面附近的多层扩展 现象 同时还伴随有连接界面附近各层的层内损伤等 另外 为了抑制界面的分层扩展 通常采用缝合或z pi n 纤维销钉 技术对界面进行增强 然而这也使得界面的损伤扩展机 理变得更为复杂 因此 复合材料整体结构的界面失效是多模式损伤并存且相互耦合 的累积过程 它是进行复合材料整体结构细节设计时必须解决的关 键基础问题 1 2 2 1复合材料层间粘聚区模型的强度参数选取问题已有的研究侧 重于czM模型在复合材料分层问题中的工程应用 而对该模型自身存 在的一些基础问题的关注与研究则较少 这些基本问题是该模型能否合理地模拟分层的萌生与扩展所需要解 决的关键问题 其中czM强度参数的选取就是亟需解决的问题 6南京航空航天大学博士学位论文粘聚区模型中表征损伤萌生与扩展 的特征参数主要包括粘聚力 位移曲线 粘聚本构关系 的形状 粘 聚强度和临界能量释放率 断裂韧性 文献 62 指出当仅分析结构的整体载荷 位移响应时 粘聚力一位 移曲线的形状对结果影响不大 因此 具有简单的几何形式的双线 性粘聚本构模型常常用来分析分层问题 通常 临界能量释放率可由标准的断裂韧性试验测得 而粘聚强度 一般取为复合材料的层间强度 包括层间拉伸与剪切强度 在能量释放率测定的情况下 粘聚强度的取值大小是确定粘聚区损 伤本构关系的主要因素 因此 准确预测粘聚强度值是采用CzM模拟复合材料结构界面失效过 程的重要前提 利用CzM分析复合材料结构界面失效问题时 以往最常用的做法是选 取复合材料层间强度作为粘聚强度 采取这种处理方法 只有少数文献预测的分层扩展结果与试验数据 相吻合 但更多的文献研究结果表明 这样取值所获得的预测结果 明显偏离试验数据 对结构响应 特别是最大载荷 的预测值误差很 大哺3 大多数的文献通过数值结果与试验数据的比较 试凑法 来获得合适 的粘聚强度值旧1 由此给出的强度值明显低于层间强度值 事实上这一结果是可以预料的 粘聚区模型的原理指出粘聚强度表 征的是损伤的萌生 因此可理解为对应于基体微裂纹等的形成阶段 而层间强度是由试验测量的最终的破坏载荷计算得到的 它表征 了损伤萌生后层问的宏观破坏 分层 可见二者是不同的 分别对 应于不同的失效状态 显然 表征损伤萌生的粘聚强度要小于表征宏观分层失效的层间强 度 研究表明 粘聚强度的大小对数值分析结果的影响是不可忽视的 其确定问题是将粘聚区模型用于复合材料分层问题时遇到的最主要 障碍之一旧7 删 1 2 2 2基于粘聚区模型的元件连接界面的复杂损伤机理的分析 问题 1 多损伤耦合问题复合材料整体结构的元件连接界面的失效机理异 常复杂 一般并非是单一的分层损伤模式 而是多种损伤模式共同 作用崎卜611 在分层扩展的同时 常常伴随有连接区域附近的层内损伤 层内基体 开裂等 造成层间损伤与层内损伤的相互耦合的失效模式 显然 上述的多层扩展机理本质上就是由连接区域附近的层内裂纹 的萌生与扩展引起的 最近的研究工作特别强调了在采用CZM分析界面失效问题时 应考虑 多损伤耦合问题的重要性n5棚 5 5引 2 缝线 Z pi ll的桥联问题为了抑制分层 在进行复合材料整体结构细节设计时 往往采用纤维缝合或z pi n 纤维销钉 技术对元件连接界面进行增强 缝线或z pi Il的失效机理与通常的纤维桥联机理哺钉类似 过去一般采用桥联 律一断裂力学方法来分析缝线或z pi n的失效过程 首先采用细观模型分析纤维的脱胶与拉拔过程 建立桥联力与裂纹 面问相对位移的关系即桥联律 然后将桥联力看作是作用在裂纹尖 端附近分层面上的分布力 并采用断裂力学中的应力强度因子 能 量释放率或J 积分理论来研究裂纹的扩展问题口 引 7层合复合材料的粘聚区模型及其应用研究采用CZM分析缝线 Z pm增强的层合板分层扩展问题时 常用的做法是将缝线或Z巾in的桥 联律与粘聚本构关系进行简单地等效 形成一种所谓的桥联一粘聚 等效模型哺9 该模型对裂纹尖端前后的粘聚区和桥联区不加区分 而是相当于用 一个新的粘聚区模型来模拟分层扩展 尽管对于数值模拟而言 采用简单等效的粘聚区模型来分析所有的 能量耗散过程是比较方便的 但是由于粘聚区与纤维桥联区本质上 的不同 纤维的桥联作用是只有裂纹扩展到纤维时才起作用 因此 这种处理方法很难保证分析的精度 通过比较桥联粘聚等效模型和桥联 断裂力学方法的分析结果 文 献 69 指出粘聚区与桥联区的能量之比以及最大粘聚力与最大桥联 力之比等参数对两种方法的分析结果的一致性影响很大 只有当桥 联区的能量密度之比远大于粘聚区的临界能量释放率且最大桥联力 远小于最大粘聚力时 桥联 粘聚等效模型才能给出合理的分析结 果 另外 现有的关于缝线 z pi n桥联问题的分析几乎都是以标准的DCB ENF试验而展开的 缝线 z pi Il在分层扩展中的失效模式分别为纯I型和纯II型 桥联律较为简单 容易模拟 然而 复合材料整体结构的元件连接界面的失效多为混合模式下的 分层扩展所致 其桥联律更加复杂 不能简单地套用纯I型和II型模 式下的桥联律 因此必须对混合分层模式下的缝线 z pi Il的桥联问题进行研究 1 2 3后屈曲诱发的复合材料整体结构的失效问题1 2 3 1后屈 曲设计理念发展现状对于复合材料整体加筋壁板 其后屈曲失效机 理异常复杂 在使用中是否允许出现屈曲 是一个非常复杂的问题 各飞机制造公司看法不一口引 麦道公司认为 薄壁板可在60 使用载荷下屈曲 MD 11外副冀设 计中成功地运用了后屈曲设计技术 我国的Y7飞机的复合材料垂直安定面是薄蒙皮结构 尽管试验中靠 近前梁部位出现了屈曲 但还是通过了2 5倍寿命试验 波音公司在处理是否允许复合材料壁板在使用载荷下出现屈曲时比 较谨慎 德国DA公司和英国宇航公司 洛克希德公司均不允许复合材料壁板 在屈曲状态下工作 复合材料壁板苛刻的稳定性限制条件是因为人们对其后屈曲行为尚 缺乏认识 后屈曲诱发的失效机理非常复杂 缺乏有效可靠的预测 方法 积累的试验数据也不多 从而导致设计人员对采用后屈曲设计理念缺乏信心 设计保守 随着复合材料结构设计研究工作的深人 这一观念将会发生变化 为了充分利用复合材料整体加筋壁板可观的后屈曲承载能力 近期 欧洲几家研究机构与大学联合开展了两项旨在通过挖掘纤维增强 复合材料机身结构的材料潜能从而显著降低结构重量的研究项目POS ICOSS与COAT 8 821 这两个项目密切相关 其目标是通过对复合材料机身整体加筋壁板 的后屈曲承载特性与破坏机理的试验研究以及精确 快速与可靠的 预测技术的开发 最终给出复合材料整体加筋壁板的屈曲 后屈曲 设计指南 8南京航空航天大学博士学位论文国内的中国飞机强度研究所的试验 研究发现哺31 在轴压载荷下 对于无损试样 筋条与蒙皮局部缝 合的加筋壁板的后屈曲破坏载荷与未缝合加筋壁板的差别不大 而 对于带冲击损伤的壁板 局部缝合壁板的后屈曲破坏载荷却明显高 于未缝合壁板 局部缝合提高了筋条的止裂能力 这一试验结果似乎说明 筋条与蒙皮的局部缝合对提高无损壁板的 后屈曲承载能力的效果不明显 而对改善壁板的损伤容限性能却具 有较明显的作用 国外的试验研究咱 1主要关注筋条与蒙皮的局部缝合对壁板的压 缩损伤容限性能的影响 获得的结论与国内的研究结果一致 但是 关于局部缝合对无损壁板的后屈曲承载能力的影响的试验研究资 料却非常少 尽管如此 有限的试验数据拍7 881似乎也表明了局部缝合对无损 壁板的后屈曲承载能力的改善程度不如对壁板的损伤容限性能的改 善程度 上述的试验现象有些出乎人们的预料 而且似乎存在缝合对改善筋 条抗脱胶能力与止裂能力的程度不一致的现象 因为筋条与蒙皮的局部缝合的确提高了二者的连接强度 增加了筋 条的止裂能力从而提高了壁板的损伤容限性能同时 也理应延缓筋 条与蒙皮之间的脱胶的发生从而改善无损壁板的后屈曲承载能力 但是试验结果与人们的预计偏差较大 对于整体化的筋条 蒙皮结构细节 一般采用T型拉脱试验对面外变 形情况下 如燃油压力 后屈曲 蒙皮与筋条之间的连接强度进行评 价与表征 传统的T型拉脱试验证实了筋条与蒙皮的局部缝合能够明显延缓筋条 与蒙皮之间脱胶的发生 提高了T型拉脱试件的承载能力啪埘1 很显然 局部缝合对改善无损壁板的后屈曲承载能力无明显作用与 对其进行表征的T型拉脱试验结果之间似乎也存在矛盾 基于上述的试验现象可以进一步推测 筋条与蒙皮之间即使不采用 缝合增强技术 而是采用性能更优的胶层 胶接情况 或者基体 共固 化情况 也很可能对改善无损壁板的后屈曲承载能力的作用有限 至今为止 还没有相关的试验与理论研究对这些试验现象给出深刻 的解释与正确预测 毫无疑问 上述试验现象与后屈曲诱发的筋条 蒙皮结构细节的复 杂多变的失效机理与控制失效的模式有直接关系 本文将从分析局部缝合对无损壁板的后屈曲承载能力和含穿透性损 伤壁板压缩损伤容限性能影响的力学机理的角度出发 阐明后屈曲 诱发的筋条 蒙皮结构细节的失效机理 并进一步研究失效的理论 预测方法 1 2 3 2后屈曲分析方法研究现状线性屈曲认为 当发生屈曲时 结构从一种平衡状态突然到达另一种平衡状态 随后变形将无限 增大而丧失承载能力 77 92 以受面内轴压平板为例 在图1 3 a 给出了线性屈曲示意图 入为 载荷因子 g为位移分量 初始屈曲点a处的载荷因子b可根据线性屈曲方程组的特征值确定 屈曲后 结构因曲率无限增大而破坏 然而 工程中由于结构很难做到无任何初始缺陷 9层合复合材料的 粘聚区模型及其应用研究加载和结构本身也存在着偏心现象 平板 一旦受载就出现弯曲变形 平板是在弯曲变形后的位置上处于平衡 状态的 因此由线性屈曲理论得出的平衡路径O a e是不存在的 a b c d e2或a b c e1是实际存在的后屈曲路径 平板在后屈曲阶段 可能在达到d后因发生结构强度破坏而失去承载 能力 也可能在到达c点后因出现波形突变而发生二次分支型屈曲破