脫粘蜂窩夾層結構側壓性能研究

曹景斌 王 松 王 珺 章 強

（哈爾濱飛機工業集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱 150066）

0 引言

復合材料蜂窩夾層結構由一對薄面板、蜂窩芯和板芯膠（面板為非自粘材料時使用）組成。其最大優點就是結構重量輕，且具有較大的彎曲剛度及強度，具有良好的吸聲、隔聲、隔熱性能和大的臨界屈曲載荷，在航空航天及軌道交通等領域得到了廣泛應用[1-2]。蜂窩夾層結構與傳統的復合材料層合結構一樣，在生產制造及使用服役過程中不可避免地產生各種形式的損傷，其中脫粘是出現頻次很高的一種常見損傷類型，對于夾層結構側壓強度影響很大[3]。

該文通過蜂窩夾層結構初始階段預制不同尺寸脫粘缺陷，利用試驗和仿真分析相結合的手段，驗證含脫粘缺陷理論分析的有效性，同時驗證脫粘缺陷對于蜂窩夾層結構側壓強度的影響效果，并為將來確定蜂窩夾層結構允許脫粘門檻值提供一定的參考。

1 試驗

1.1 試驗方法

蜂窩夾層結構側壓試驗方法參考相關標準，在試件上下面板相應位置粘貼應變片，Z 向位移測量采用設備夾頭自帶位移傳感器測量，Y 向位移測量采用外接交流位移傳感器測量。位移測量點示意如圖1 所示，試驗安裝如圖2 所示。

圖1 位移測量點示意

圖2 試驗安裝圖

1.2 試驗規劃

該試驗預制Φ30mm、Φ45mm、Φ60mm 3 種脫粘缺陷，鋪層選取某型機下蒙皮典型鋪層。蜂窩側壓試驗規劃見表1。

表1 蜂窩夾層結構側壓試驗規劃

其中core 指Nomex 紙蜂窩，Q/2AJ630-2007 `Type Ⅴ， Class4， Grade3.0；面板材料為中溫碳纖維編織物預浸料Q/2AJ631TypeⅡ，Class2，3K-70-PW。

為了防止試驗時試驗件端部破壞，在試驗件切割后兩端加凝固性填料加固。先將切割試驗件兩端的蜂窩各去掉20 mm，然后將去掉部位用填料加固（兩端要壓平），最后在試件兩端粘貼加強片，試件加固如圖3 所示。

2 理論分析

蜂窩夾層結構側壓強度理論分析。無缺陷蜂窩夾層結構側壓強度分析按照工程算法。碳纖維復合材料夾層結構面板是有初始波紋度的，理論分析蜂窩夾層結構側壓強度時，要考慮初始波紋度，先計算出面板分層處樹脂基體中的應力，再按莫爾強度理論求出層間樹脂基體破壞時的面板極限強度，即為蜂窩夾層結構的側壓強度[4]。

圖3 試件加固示意

含脫粘缺陷理論分析方法選用有限元方法，應用MSC.PATRAN /NASTRAN 有限元分析軟件，根據GB/T 1454 所規定的試驗安裝方法建立側壓試驗有限元模型。脫粘損傷模擬采用三維內聚力單元模擬面板與夾層之間的脫粘缺陷及其擴展行為。內聚力單元是復合材料脫粘、分層損傷及擴展分析中的一種常用方法，通過定義損傷起始判據和損傷演化準則模擬層間損傷及破壞[5]。通過設置邊界條件，加載利用有限元計算含脫粘缺陷蜂窩夾層結構側壓強度。有限元模型及加載如圖4 所示。

圖4 含脫粘缺陷有限元模型及加載圖

3 試驗結果及分析

3.1 試驗數據

無脫粘缺陷蜂窩夾層結構試驗破壞載荷見表2，對應應力、應變見表3。含脫粘缺陷蜂窩夾層結構試驗破壞載荷見表4，對應應力、應變見表5。試驗件破壞照片如圖5 所示。

表2 無缺陷試件試驗破壞載荷

表3 無缺陷試件應力、應變

表4 含缺陷試件試驗破壞載荷

表5 含缺陷試件應力、應變

圖5 試驗件破壞圖片

3.2 試驗數據分析

根據以上試驗數據，擬合無缺陷和含不同尺寸脫粘缺陷的蜂窩夾層結構載荷-位移曲線圖，載荷位移如圖6 所示。

從蜂窩夾層結構載荷位移曲線不難看出，載荷位移曲線基本呈線性分布；脫粘缺陷對于蜂窩夾層結構側壓強度有較大影響，Ф30mm、Ф45mm、Ф60mm 缺陷相對于無脫粘缺陷夾層結構承載能力分別下降17%、30%、44%；隨著脫粘缺陷的逐漸增大，夾層結構承載能力逐步降低。

3.3 試驗數據與分析結果比較

根據工程算法和有限元分析，得到蜂窩夾層結構破壞載荷無缺陷和不同脫粘缺陷尺寸理論承載值，擬合試驗數據和理論分析對比，如圖7 所示。

從該曲線對比上看，對于蜂窩夾層結構側壓承載理論分析值比照試驗承載分析均有一定程度的降低；理論分析趨勢和試驗結果是一致的。理論分析強度低于試驗強度的原因主要是復合材料選取許用值較低，計算結果偏保守。

圖6 蜂窩夾層結構載荷位移圖

圖7 試驗數據與理論分析對比

4 結論

該文通過對蜂窩夾層結構預制不同尺寸脫粘缺陷，考察脫粘對蜂窩夾層結構側壓強度影響情況，得出如下結論。1）無論是否含有脫粘缺陷，蜂窩夾層結構載荷位移曲線基本呈線性分布。2）脫粘缺陷對于蜂窩夾層結構側壓強度有較大影響，脫粘缺陷是造成結構承載能力下降的重要因素；隨著脫粘缺陷的逐漸增大，夾層結構承載能力逐步降低。3）含脫粘缺陷的蜂窩夾層結構側壓理論分析趨勢與試驗結果基本一致。