復合材料層合板開孔拉伸性能

◎丁聰

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復合材料層合板開孔拉伸性能

◎丁聰

運用試驗和有限元軟件ABAQUS對比分析了拉伸載荷作用下的復合材料開孔層合板在不同尺寸和圓角時的性能。討論了不同開孔尺寸和圓角半徑對層合板拉伸性能的影響。研究表明，隨著開孔尺寸的增大，拉伸破壞載荷減小，且趨勢較明顯。隨著開孔圓角半徑的增大，破壞載荷有增大的趨勢。

纖維增強復合材料由于具有比強度、比剛度高，可設計性強、耐腐蝕、疲勞性好等特點，自20世紀70年代起已廣泛應用于航空航天飛行器結構，波音787和空客A350復合材料用量已達50%，可比常規的金屬結構減重25～30%。復合材料設計中不可避免需要開孔，其對結構的強度損失要大于金屬結構開孔，因此復合材料開孔設計及其分析也是設計者十分關心的問題。

復合材料在實際的應用中，最關鍵的性能指標是開孔抗拉強度，作為復合材料及結構的許用值，它可以反映實際應用中復合材料及結構的各種不同損傷。開孔不僅導致孔邊應力集中，同時截斷纖維，直接降低層合板的強度。與金屬結構相比，復合材料相對較脆且容易層間失效。復合材料結構要達到與金屬開孔和開孔相當的效果，在設計、分析和制造上需要特別的注意。開孔要選擇適當的圓角過度，使得應力集中降到最低。

本文針對不同開孔尺寸及圓角半徑的復合材料層合板（厚度為1.995mm），通過進行拉伸試驗，得到其強度值。同時，運用Abqus軟件對開孔層合板進行有限元模擬，得出其應力變化及損傷過程。

試驗及方法

設計了長600mm，寬200mm復合材料層合板試驗件，腹板中心有不同倒角半徑的正方形開孔。材料為Epsilon 99702.1/ HTS-130編制布共27件。

每件試驗件共貼11個片，正面沿開孔圓角過渡處布5個應變片，遠離開孔處布3個，反面遠離開孔布3個，并與正面對稱。試驗件貼片如圖1所示。

試驗參照ASTM D 5766/D 5766M-02標準，在試驗件兩端的兩側各粘上200×100的加強片，加強片厚5cm。將試驗機上下兩端的夾頭分別夾在試驗件的上下兩端的加強片上。采用WDW-1000E靜力試驗機進行位移加載，加載速度為2mm/ min。

結果與討論

系統通孔開孔試驗件拉伸試驗的典型破壞模式有三種：脆性斷裂，剪切破壞及混合破壞。

圖1　試驗件應變片貼片示意圖

圖2　有限元模型

圖3　應變分布圖

拉伸破壞載荷試驗結果。開孔拉伸試驗件共有27件，其中每組試驗件3件，所有試驗件破壞模式均符合ASTM標準要求，試驗數據未出現異常，測得各件的破壞載荷，平均載荷統計結果如表1所示。

得到其中中心開孔為50mm×50mm，圓角為R20的試驗件時間應變曲線、載荷位移曲線和載荷應變曲線。

拉伸破壞載荷試驗分析。模型采用30mm×30mm開孔尺寸，圓角半徑為10mm的試驗件。有限元模型如圖2所示，邊界條件為一端固定，另一端施加1 mm的位移載荷（1000με），兩側邊自由。模擬過程中，網格采用8節點二次殼單元S8R，分析步為線性靜態一般分析步。

圖3給出了圖2所示試驗件的有限元模擬結果。由圖可見應力集中系數為3.615，最大拉伸應變發生在結構最小截面圓角末端。此時加載點支反力為31.12KN，以應變達到10000με時破壞，并假設載荷位移變化為線性，估算其破壞載荷為111.2KN，與實際破壞載荷111.13KN相比，誤差在1%以內，證明分析方法有效。

其它試驗件的應力集中系數和預估破壞載荷見表2和表3。

通過試驗結果和有限元計算可以看出，隨著復合材料開孔尺寸的增大，拉伸破壞載荷顯著減小，且趨勢較明顯；隨著開孔圓角半徑的增大，破壞載荷有增大的趨勢，應盡量使用圓形開孔。

（中國商飛上海飛機設計研究院）

表1試驗件拉伸破壞載荷表（KN）

表2試驗件應力集中系數

表3試驗件預估破壞載荷（KN）