TC4鈦合金蜂窩夾層結(jié)構(gòu)力學性能研究

回 麗，邊鈺博，周 松，陳曉偉

（1.沈陽航空航天大學機電工程學院，遼寧 沈陽 110136；2.沈陽航空航天大學航空制造工藝數(shù)字化國防重點學科實驗室，遼寧 沈陽 110136）

1 引言

金屬蜂窩夾層結(jié)構(gòu)具有質(zhì)量輕、承載能力強、剛性大、耐疲勞性好、熱導率小、受力均勻等優(yōu)越性能，是一種有著良好的隔熱、承力性能的結(jié)構(gòu)形式，廣泛應用于航空航天領域［1-2］。

國外學者對鈦合金蜂窩壁板的制造技術(shù)研究的較早，對鈦合金蜂窩壁板的連接技術(shù)、力學性能測試、無損檢測、隔熱及沖擊性能等方面的研究較多［2-4］。國內(nèi)對蜂窩板的研究文獻較少，研究內(nèi)容主要是鈦蜂窩板的應用、制備工藝及力學性能測試［5-7］。文獻［8］對釬焊鈦合金蜂窩板的彎曲及面外壓縮性能做了研究。文獻［9］對典型鈦蜂窩夾層壁板的綜合性能進行了研究，驗證了鈦合金蜂窩壁板結(jié)構(gòu)比傳統(tǒng)加筋組合壁板的性能具有明顯優(yōu)勢。文獻［10］研究了TC4鈦合金蜂窩板的釬焊工藝，得到了面板和蜂窩芯體釬焊效果較好的工藝參數(shù)。文獻［11］從理論、試驗和有限元三個方面對高溫合金蜂窩板的面內(nèi)壓縮及彎曲性能進行了對比分析。文獻［12］研究了芯體缺失比例對鈦合金蜂窩壁板的抗拉強度、剪切強度、平壓和側(cè)壓強度的影響。文獻［13］設計了方形鈦蜂窩壓縮和剪切試驗，發(fā)現(xiàn)了蜂窩的抗壓、抗剪強度與芯體高度和取向的關(guān)系。文獻［14］研究了胞壁上穿孔尺寸對六角鋁蜂窩的靜態(tài)壓縮行為的影響。

為了更好的模擬飛機機身壁板在飛行過程中實際受力情況，選用有加強邊的鈦蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，結(jié)合不同的蜂窩芯體排布方向，分別對蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的面內(nèi)剪切和側(cè)壓性能進行對比分析，為其在工程結(jié)構(gòu)上的應用提供了依據(jù)。

2 試驗

2.1 試驗材料

蜂窩板的上下面板與蜂窩芯材料均為TC4鈦合金，試驗前對TC4板材試樣進行力學性能參數(shù)復驗，基本力學性能參數(shù)，如表1所示。

表1 TC4基本力學性能參數(shù)Tab.1 TC4 Basic Mechanical Properties Parameters

本試驗用蜂窩芯邊長為6.5mm，芯體單層壁厚為0.05mm，芯體高度為15mm，面板厚度為0.8mm，加強邊厚1.2mm，蜂窩芯體由兩個半正六邊形瓦楞板點焊而成（即蜂窩芯體縱向為雙層壁厚方向），芯體與面板之間通過真空釬焊焊接，參照文獻［15-16］設計了鈦合金蜂窩壁板結(jié)構(gòu)形式，如圖1所示。

2.2 試驗方法

為蜂窩夾層結(jié)構(gòu)件設計專用的剪切和壓縮夾具，剪切夾具中4個夾持邊框與試驗件之間通過螺栓連接，4個角點用銷釘鉸支連接，施加對角拉伸載荷來實現(xiàn)對試驗件的剪切作用，剪切試驗選用WAW-2000A微機控制電液伺服萬能試驗機，如圖2所示。側(cè)壓夾具中兩側(cè)支持邊用槽型滑軌限制，上下邊界用槽型夾具加載和支持，側(cè)壓試驗在WAW-1000D微機控制電液伺服萬能試驗機上進行，如圖3所示。試驗件分為四組，每組選擇一件試驗件反面用光學云紋法測量面板變形，其余采用正反兩面貼應變片方式進行應變采集。應變片組編號，如圖4所示。其中A代表蜂窩板正面，B代表蜂窩板反面。試驗過程中加載力與蜂窩芯體排布方向示意圖，如圖5所示。

圖2 剪切夾具與剪切試驗現(xiàn)場Fig.2 Shear Fixture and Shear Test Site

圖3 壓縮夾具與壓縮試驗現(xiàn)場Fig.3 Compression Fixture and Compression Test Site

圖4 應變花片位置示意圖Fig.4 Strain Plate Position Diagram

圖5 試驗分組與蜂窩芯體排布圖（箭頭方向代表蜂窩芯縱向）Fig.5 Experimental Grouping and Honeycomb Core Layout（Arrow Represents the Direction of the Honeycomb Double Wall）

3 試驗過程及現(xiàn)象分析

試驗過程中對試驗件進行連續(xù)加載，試驗前給出參考破壞載荷，剪切試驗為400kN，側(cè)壓試驗為200kN。正式加載前預加載20%參考破壞載荷測試夾持和加載是否正確。之后進行正式試驗，剪切試驗力加載速率為1kN∕s，側(cè)壓試驗力加載速率為0.5kN∕s，應變與位移數(shù)據(jù)采樣頻率為10Hz，在60%參考剪切壁板破壞載荷與實際破壞載荷之間，每增加參考破壞載荷的5%，進行一次云紋照相記錄。剪切試驗以4-1蜂窩板為例，說明試驗現(xiàn)象。從載荷-位移曲線圖6中可以看出，剪切過程主要經(jīng)歷兩個階段：彈性變形階段和塑性變形階段。彈性變形階段，蜂窩板受剪切作用剪切位移量與剪切力呈線性變化，如階段I所示。塑性變形階段，當加載力達到420kN左右時，蜂窩板塑性變形增大，通過云紋圖（反面）圖7可以發(fā)現(xiàn)沿加載方向蜂窩板發(fā)生變形，試驗過程中伴隨有連續(xù)異響。繼續(xù)加載至500kN時，沿水平對角線方向首先出現(xiàn)斷裂，如圖7所示。加載至510kN時蜂窩板瞬間被破壞，結(jié)構(gòu)失去承載能力。如圖6階段II所示。

圖6 試驗件4-1載荷-位移曲線Fig.6 4-1 Test Piece Force-Displacement Curve

圖7 4-1試驗件破壞圖（箭頭代表蜂窩芯縱向方向）Fig.7 4-1 Test Piece Damage Diagram（Arrow Represents the Direction of the Honeycomb Double Wall）

卸載后觀察試驗件，可以看出：試驗件的正面與反面都出現(xiàn)明顯剪切破壞（圖7）。正面變形表現(xiàn)為力加載對角線處面板凸起并且撕裂，撕裂邊緣為鋸齒形，與蜂窩芯體雙層壁方向相對應（圖中箭頭代表蜂窩芯雙層壁排布方向）。通過載荷-應變曲線圖8可以看出正面板第8組、12組和15組應變片位置受壓變形較其他位置大。反面變形表現(xiàn)為皺折，從云紋圖9中可以看出：蜂窩板反面右側(cè)位移較左側(cè)大，內(nèi)部蜂窩芯雙層壁排布方向與水平對角線壓縮載荷方向相垂直，蜂窩芯體易被破壞，因此當加載力達到500kN時，破壞首先從右邊開始；反面上半部分整體位移較下半部分大，所以對角線上半部分易受擠壓凸起，造成部分芯體與面板脫離，如圖10（a）所示。未脫離部分表現(xiàn)為面板凸起。觀察試驗件的斷裂截面圖，如圖10（b）所示。可以看出整個試驗件中間蜂窩部分明顯向正面凸起彎曲，且彎曲程度較大。由于正反面板變形不一致導致內(nèi)部蜂窩芯發(fā)生剪切變形，如圖10（c）所示。

圖8 4-1試驗件部分載荷-應變曲線Fig.8 4-1 Part of the Test Load-Strain Curve

圖9 4-1試驗件云紋圖Fig.9 4-1 Test Piece Moire Pattern

圖10 剪切破壞形式Fig.10 Test Pieces Damage form Under Shear Loading

以相同的試驗步驟對其余5件試驗件（4-2，4-3，2-1，2-2，2-3）進行試驗。4-2，4-3發(fā)現(xiàn)其破壞形式與4-1相似。但是第二組試驗件破壞形式與第四組有所不同，相同破壞形式表現(xiàn)為沿力加載對角線撕裂邊緣與第四組一致，均為鋸齒形。不同破壞形式結(jié)合載荷-應變曲線圖11加以分析。從載荷-應變曲線可以看出5組、9組、13組和14組應變片位置的變形較其他位置大，2-2試驗件表面沒有出現(xiàn)明顯的變形破壞，沒有發(fā)生類似4-1的破壞原因是內(nèi)部蜂窩芯雙層壁方向與此區(qū)域所受剪力方向一致，蜂窩芯體不易破壞。試驗過程中因內(nèi)部蜂窩破壞失穩(wěn)出現(xiàn)連續(xù)異響，當加載力繼續(xù)增大，破壞從夾持邊緣處發(fā)生，如圖12所示。

圖11 2-2試驗件部分載荷-應變曲線圖Fig.11 Load-Strain Curve of 2-2 Specimen

圖12 2-3試驗件破壞Fig.12 2-3 Test Piece Destruction Damage

結(jié)合剪切試驗件的載荷-位移曲線圖13與剪切試驗結(jié)果表2可以發(fā)現(xiàn)：第四組試驗件的平均屈曲載荷比第二組高出22kN，平均剪切破壞載荷比第二組高出24kN，但是第二組的抗變形能力較強。

圖13 6件剪切試驗件載荷-位移曲線Fig.13 Load-Displacement Curves of 6 Shear Specimens

表2 6件試驗件剪切試驗結(jié)果Tab.2 6 Test Pieces Shear Test Results

蜂窩板側(cè)壓試驗分為縱壓和橫壓試驗，縱壓試驗以5-1試驗件為例，說明試驗現(xiàn)象。當加載力在300kN以內(nèi)，試驗件處于彈性變形階段，側(cè)壓載荷幾乎呈直線增加，面板沒有出現(xiàn)變形，如圖14階段I所示。

圖14 5-1試驗件載荷-位移曲線Fig.14 Load-Displacement Curve of 5-1 Test Piece

塑性變形階段：當加載力達到300kN時，試驗件進入塑性變形階段，通過云紋圖可以發(fā)現(xiàn)：隨著加載力的增加，蜂窩板整體均被壓縮，200kN時變化不明顯；當300kN時可以明顯的發(fā)現(xiàn)面板上方被壓縮變形，并且在試驗過程中聽到連續(xù)異響，當力達到356kN時試驗件破壞失穩(wěn)，此階段持續(xù)時間短。

觀察失穩(wěn)后的試驗件圖15可以發(fā)現(xiàn)：在試驗件上端加強邊與夾持邊的連接處發(fā)生皺折變形。正面變形表現(xiàn)為上端夾持邊（相對薄弱區(qū)域）出現(xiàn)變形，導致面板的共面壓縮性能降低，而蜂窩區(qū)域沒有出現(xiàn)明顯的變形，表明此區(qū)域較為穩(wěn)定。結(jié)合載荷-應變曲線圖17可以看出：每組應變片的3號應變片變化大，說明試驗件橫向變形較大，這是因為施加壓力方向與蜂窩芯的雙層壁方向一致，導致面板在縱向不容易變形，橫向較容易變形。正面應變大部分顯示為拉應變，表明正面被拉伸，云紋圖（圖16）顯示反面被壓縮，試驗件中間部分向正面凸起。反面破壞形式表現(xiàn)為上端加強邊與夾持邊連接處以及蜂窩板上部分區(qū)域出現(xiàn)壓縮變形。

圖15 側(cè)壓試驗件破壞形式Fig.15 Lateral Pressure Test Pieces Damage Form

圖16 5-1試驗件典型云紋圖Fig16 5-1 Typical Moire Patterns Form

圖17 5-1試驗件載荷-應變曲線Fig.17 5-1 Test Piece Load-Strain Curve

其余兩件試驗件的失穩(wěn)形式與5-1幾乎一致，相比第三組橫壓試驗件有所不同。通過3-2試驗件的部分載荷-應變曲線圖18發(fā)現(xiàn)，蜂窩板反面所有應變花1號應變片應變值變化較大，這是因為施加的壓力與內(nèi)部蜂窩芯雙層壁相垂直，導致面板縱向的蜂窩芯體承載能力較差，容易變形失穩(wěn)。正面面板的應變變化較小且比較均勻。第三組蜂窩板整體變形較第五組試驗件明顯。結(jié)合載荷-位移曲線圖19與表3可以看出，縱壓試驗件的平均屈曲載荷比橫壓高48kN，平均破壞載荷比橫壓高42kN且縱壓的抗壓能力強于橫壓。

圖18 3-2試驗件載荷-應變曲線Fig.18 3-2 Test Piece Load-Strain Curve

圖19 6件側(cè)壓試驗件的載荷-位移曲線圖Fig.19 Load-Displacement Curves of Six Lateral Compression Test Pieces

表3 6件試驗件側(cè)壓試驗結(jié)果Tab.3 6 Test Pieces Load-Displacement Curve

由于蜂窩芯面內(nèi)抗壓能力較差，容易發(fā)生局部結(jié)構(gòu)失穩(wěn)，常常導致結(jié)構(gòu)的共面壓縮性能降低，因此所得試驗數(shù)據(jù)較為分散，但總體趨勢一致。

4 結(jié)論

蜂窩芯體的排布方向?qū)︹伔涓C夾層結(jié)構(gòu)的壓縮與剪切性能有一定影響，具體表現(xiàn)為：（1）釬焊鈦合金蜂窩夾層結(jié)構(gòu)剪切試驗第四組平均剪切破壞載荷比第二組高24kN，但第二組的抗破壞能力較強于第四組。兩組相同破壞形式表現(xiàn)為沿力加載對角線撕裂邊緣為鋸齒形；兩組試驗件的不同破壞形式表現(xiàn)為：第二組試驗件沿加載力對角線發(fā)生面板的皺折，沿水平對角線首先發(fā)生斷裂且試驗件蜂窩部分整體向正面彎曲；第四組試驗件整體變形均勻，破壞從加強邊釬焊處發(fā)生。（2）釬焊鈦合金蜂窩夾層結(jié)構(gòu)側(cè)壓試驗中縱壓平均破壞載荷比橫壓高42kN且縱壓抗壓能力較強于橫壓。由于蜂窩芯面內(nèi)抗壓能力較差，容易發(fā)生局部結(jié)構(gòu)失穩(wěn)，導致結(jié)構(gòu)的共面壓縮性能降低，因此所得實驗數(shù)據(jù)較為分散，但總體趨勢一致。