含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯修补结构强度分析

含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯修补结构强度分析 xx年8月第29卷第4期西北工业大学学报Journal ofNorthwestern Polytechnical University AugxxV0129No4含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯修补结构强度分析周银华，赵美英，王瑜，万小朋(西北工业大学航空学院，陕西西安710072)摘要针对复合材料蜂窝夹芯含损及修补结构，应用渐进损伤分析方法，在验证铝蜂窝渐进损伤方法有效性的基础上，分析含穿透损伤的复合材料蜂窝夹芯结构在拉伸载荷下的失效形式与剩余强度，并进一步研究其修补结构，发现采用双面非加衬挖补修补的修理方法可以恢复结构的大部分承栽能力，从而为复合材料蜂窝夹芯结构修理容限的制定提供参考。 关键词复合材料，蜂窝夹芯，修补，渐进损伤TB33A1000-2758 (xx)04-0536-06目前对复合材料蜂窝夹芯结构的研究较少，基本是把复合材料蜂窝夹芯结构等效成各向异性的平板。 板在各个方向的性能由实验测得或根据理论推导得出；或是把其作为三明治结构，即结构可看作是由上表板、蜂窝芯与下表板所组合成的结构，同时考虑到面板与夹芯的损伤，认为结构中上、下表板与蜂窝芯中有一个结构失去了承载能力则整个结构就达到了极限载荷。 这些研究与实际结构有很大出入，对整体结构的承载能力影响不大，却不能较准确地模拟复合材料蜂窝结构的损伤形式及其扩展。 对于含损复合材料夹芯结构，建立其精细模型，可以较真实地模拟出复合材料蜂窝夹芯结构的损伤及其扩展形式，从而进一步研究其修补结构。 因此，基于该思想，本文研究含穿透性损伤复合材料蜂窝夹芯结构失效形式与剩余强度，及其修补结构的失效形式和强度恢复预测。 1渐进损伤分析复合材料蜂窝夹芯结构包含复合材料、界面胶元以及金属蜂窝芯，故需分别对其进行渐进损伤分析。 11金属渐进损伤失效判据及退化本文采用两种金属材料的失效模型，即金属的拉压型失效与剪切型失效。 失效判据如下。 拉压失效判据。 f_1(田)剪切失效判据r d，J用损伤变量D来表示材料的损伤程度。 而材料产生损伤后的刚度削减是通过减小应力的方法来模拟的，即=(1一)，式中为考虑材料损伤、刚度削减后的真实应力值，而为按无损伤材料状态所计算出的应力值。 12复合材料渐进损伤失效判据及退化本文使用的是二维Hashin判据，如下失效模式失效判据纤维拉伸失效(orll0)()+(鼍)-纤维压缩失效(1l0)()+(鼍)(爰)+【()一(嚣)xx10-18作者简介周银华(1986一)，西北工业大学博士研究生，主要从事复合材料研究。 第4期周银华等含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯修补结构强度分析、以、d C分别代表纤维拉伸、纤维压缩、基体拉伸与基体压缩的损伤变量。 取值为0代表未损伤，取值为1代表完全损伤，其中d，=1一(1一)(1一)(1一d)(1一dc m)计算出损伤变量后，便可以对弹性矩阵进行相应的刚度退化具体表示如下式所示c一(1-。 dy)dE n，E一21E“。 0L00(1一)GD-I式中，D=1一(1一d，)(1一d)Pl212l。 13界面层损伤判据及退化判断界面层损伤起始的二次名义应力准则形式为)。 +式中，t t与tz分别为界面层的法向正应力与两个切向剪应力，t、。 0与t分别为界面层法向与两个切向的临界应力，即界面层的抗拉与抗剪强度，表示t0时=t，0时=0，即认为拉伸可产生损伤，压缩不会产生损伤。 界面层的材料退化采用线性形式，即认为界面层材料刚度随被粘接面间分离位移线性减小。 判断界面层完全失效采用BK准则，形式为G+(一G)f1=G、br式中Gs=G|+G，Gr=G+Gs，G=G+G|+G，G、G分别为界面层I型和型断裂能量释放率，G、G分别为界面层I型、型和型断裂临界能量释放率，为界面层材料参数，代表I型与型和型断裂能量释放率的混合比。 B-K准则认为型与型断裂临界能量释放率相等，即G=GI。 2铝蜂窝芯损伤算法验证载荷刚性压头图1蜂窝芯平面压缩试验件尺寸及加载示意图本文采用精细建模方法，整个复合材料蜂窝夹芯结构均采用三维实体来构建，即将复合材料层合板面板沿厚度方向每一个单层划分一个实体，胶接界面采用三维界面单元，而蜂窝芯则直接将其内部的真实结构形状(如六角形)构建出来。 目前，对于复合材料的渐进损伤以及界面层单元分析研究较多，其算法已在众多文献中得到验证，应用成熟。 故这里只对铝蜂窝渐进损伤算法进行验证。 从而，为后续进一步研究复合材料蜂窝结构强度提供理论保障(注验证实验尺寸及实验结果文献1)。 21平面压缩损伤算法验证蜂窝芯孔的规格为铝箔厚度01mm，孔边长5mm。 材料为BSC耐久铝，参数见表1。 表1BSC耐久铝材料参数6930oMPa70700MPa259OOMPa255MPa29OMPa实验的模型尺寸和边界条件如图1所示。 有限元模型分解图如图2所示，计算中读取的压头载荷一位移曲线如图3所示。 固定平台图2蜂窝芯平面压缩实验有限元模型分解图柱瓣图3计算所得压头载荷位移曲线弛勰M加84O西北工业大学学报第29卷22纵向剪切损伤算法验证用于纵向剪切实验的尺寸和边界条件如图4所示。 实验前将蜂窝芯两侧表面粘贴在加载接头上，实验时固定一端接头，同时给另一端接头施加位移载荷。 计算中读取的加载表面的载荷一位移曲线如图5所示。 位移藏荷图4蜂窝芯纵向剪切试验件尺寸及加载示意图42专3o6棹24寮i l8l26O图5计算所得加载表面载荷一位移曲线23横向剪切损伤算法验证由于GJBI3086中没有规定蜂窝芯横向剪切试验件的尺寸，因此本文继续沿用蜂窝芯纵向剪切试验件模型来进行计算。 加载方式为固定蜂窝芯的一侧边，同时在另一侧边施加位移载荷计算中读取的加载边载荷一位移曲线如图6所示。 605244362820l24位移mm图6计算所得加载边载荷一位移曲线24结果分析通过上述计算所得位移载荷曲线，将相关数据对比如下。 表2铝蜂窝芯计算和实验数据n对比由表2中蜂窝芯平面压缩、纵向剪切与横向剪切实验的有限元计算结果与实验结果的对比可以看出，误差在工程控制范围之内，可见采用金属渐进损伤分析方法来模拟铝蜂窝芯在各种载荷下的损伤与破坏是合适的。 3有限元模型的建立31含孔复合材料蜂窝夹芯结构模型穿透损伤可以等效为孔，含孑L复合材料蜂窝夹芯结构的尺寸如图7所示。 模型加载方式为固定下端面，并在上端面施加位移载荷。 图7含孔结构尺寸及加载示意图层合板面板复合材料层合板厚1mm，结构胶膜厚035Inlll，蜂窝夹芯高15mm，蜂窝芯孔壁厚01mm，边长5mm，结构开孑L孑L径20mm，复合材料层合板面板铺层为450一4590s，材料为I300QY8911Es，蜂窝芯材料为BSC耐久铝，材料参数见表1，J-116结构胶膜的材料参数，见表3。 第4期周银华等含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯修补结构强度分析539表3J-116结构胶膜材料参数为防止复合材料层合板面板、结构胶膜与蜂窝芯网格之间的相互穿透，在结构中施加了接触边界条件。 有限元模型分解图如图8所示。 复合材料图8含孔结构有限元模型分解图32含孔复合材料蜂窝夹芯结构修补模型含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯结构的修补方法采用双面非加衬挖补，修补结构的楔形修补角为120，补片厚度、铺层和材料均与母板相同。 修补用的胶粘剂为FM300-05M引，材料参数见表4。 表4FM300-05M材料力学性能蜂窝芯开孔处原本应采用发泡胶将一芯塞粘接在原蜂窝芯内，但膜状的发泡胶在修补结构固化过程中会膨胀(发泡)，并将所粘接的两蜂窝芯孔完全充满，这是有限元模型所无法模拟的。 再考虑到复合材料蜂窝夹芯结构的主要承载体复合材料层合板面板的断裂应变，经过发泡胶固化粘接后的蜂窝芯在这种较小的断裂应变下基本上不会产生损伤，本文便将粘接后的蜂窝芯按完好蜂窝芯处理。 模型加载方式为固定复合材料蜂窝夹芯结构的一端，并在另一端施加位移载荷。 修补结构的尺寸及加载示意如图9所示，有限元模型分解图如图l0所示。 (286。 )结构胶层L复合材料层合板面板图9修补结构尺寸及加载示意图铝蜂窝芯图10修补有限元模型分解图4含穿透性损伤复合材料蜂窝夹芯结构强度分析41含穿透损伤结构失效形式及剩余强度模型最终失效时的变形图如图ll所示。 由图12可以看出，含孑L复合材料蜂窝夹芯结构的极限载荷为1065kN，其净拉伸强度为332MPa，若只采用复合材料层合板面板，其极限载荷为746kN，则西北工业大学学报第29卷图11含孔结构最终失效示意图可得按复合材料层合板面板表述的蜂窝夹芯结构的强度为2055MPa。 采用同样的方法计算所得完好复合材料蜂窝夹芯结构的强度为864MPa，按复合材料层合板面板表述的复合材料蜂窝夹芯结构的强度为5347MPa。 数据如表5所示。 图l3最终失效形式图14双面非加衬挖补修补母板纤维拉伸失效云图形式比较类似。 蜂窝芯的损伤情况与母板的相似，均是从中间开始向两边扩展的断裂，扩展方向基本上沿着垂直于载荷的方向。 本文计算的修补结构的极限载荷为2293963N，强度为715MPa，完好复合材料蜂窝夹芯结构的强度为864NPa，则可得修补复合材料蜂窝夹芯结构的强度恢复比为828，说明采用双面非加衬挖补修补方法修补含穿透性损伤的复合材料蜂窝夹芯结构可以恢复结构的大部分承载能力。 图12含孔蜂窝结构及复合材料面板载荷-位移曲线5结论根据含损和完好结构的强度可以计算出含孔复合材料蜂窝夹芯结构的剩余强度比为384，可见穿透性损伤对复合材料蜂窝夹芯结构强度的影响非常大。 这是由于蜂窝夹芯结构的面内载荷大部分(约70)是由面板承担，因此含穿透圆孔的蜂窝夹芯结构也体现出与复合材料层合板类似的“缺口敏感性”。 结构胶层与蜂窝芯均是从孔边开始产生断裂，并沿着垂直于载荷方向扩展至板边，这与复合材料层合板面板和结构的整体失效形式是一致的。 42修补结构失效形式与强度恢复预测修补结构最终失效形式如图13所示。 图14为双面非加衬挖补修补母板的纤维拉伸失效云图。 由图13和图14可以看出，修补结构的最终失效形式为从受损孔边产生断裂，而后断裂沿着基本上垂直于载荷的方向扩展，而补片上基本没有产生纤维的断裂，这与挖补修补复合材料层合板的失效本文主要针对航空结构中常用的复合材料蜂窝夹芯结构，通过建立真实蜂窝芯结构，分析含穿透性损伤与双面非加衬挖补修补结构在拉伸载荷下的失效形式与强度，所得结论主要如下1)应用本文金属蜂窝芯渐进损伤分析方法分析金属蜂窝芯在各种载荷下损伤与强度是合适的。 2)复合材料蜂窝夹芯结构的面内载荷大部分是由复合材料层合板面板承担的，就本文的计算结果而言，大约为70。 因此，复合材料蜂窝夹芯结构的面内损伤形式和承载能力与复合材料层合板的相似。 3)采用双面非加衬挖补修补方法修理含穿透性损伤的复合材料蜂窝夹芯结构可以恢复结构的大部分承载能力。 因此，针对含穿透性损伤的复合材料蜂窝夹芯结构采用双面非加衬挖补修补的修理方法是合适的。 第4期周银华等含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯修补结构强度分析54l参考文献234张凤翻，廖子龙，郝建伟中国航空材料手册第6卷复合材料胶粘剂北京中国标准出版社Zhang Fengfang，Liao Zilong，Hao JianweiChina AeronauticalMater ials HandbookVolume6Composite Material AdhesiveBeijingStandards Pressof China陈丽敏复合材料仃形结构单元失效分析方法研究西安中国飞机强度研究所，xxChen LiminResearch OilFailure AnalysisMethod of7r CompositeStructureXi anAircraftStructural StrengthResea rchInsti-tute of China，xx(in Chinese)Benjamin MC okExperiment ationa ndAna lysisof Composite ScarfJointWr ight-Patterson Air Force Base，OhioDepartment of the AirForce，AirForceInstitute ofTechnology，xx贾耀卿等常用金属材料手册(下)北京中国标准出版社，xxJia Yaoqing，et a1Common MetalsHandbookBeijingStandards PressofChina，xxFinite ElementAnalysis ofComposite HoneybSandwich Structure、th PeratedDamage andIts RepairedStructure ZhouYinhua，Zhao Meiying，W angYu，W anXiaopeng(College ofAeronautics，Northwestern PolytechnicalUniversity，Xi an710072，China)AbstractFor theposite honeyb sandwich structurewith perateddamage andthe repairedsandwich structure，we first verified thevalid