压差载荷对蜂窝夹层结构分层扩展影响研究.pdf

2023 年第 2 期总第 149 期 民用飞机设计与研究Civil Aircraft Design&Research 2023 No.2Sum No.149http:/ myfj_(021)20866796DOI:10.19416/ki.1674-9804.2023.02.010压差载荷对蜂窝夹层结构分层扩展影响研究谭永刚1 樊则文2(1.上海飞机制造有限公司,上海 201324;2.上海飞机设计研究院,上海 201210)摘 要:复合材料蜂窝夹层结构随飞机起飞-巡航-降落过程中,反复经受内外压差载荷。为研究地空地压差载荷对复合材料蜂窝夹层结构中蒙皮和蜂窝之间胶接面分层扩展行为的影响,设计了可叠加压差疲劳载荷谱和压缩疲劳载荷谱的试验装置,对含预埋分层的复合材料蜂窝夹层平板开展了重复载荷试验研究,一组试验施加压缩疲劳载荷谱,另一组试验施加压缩疲劳载荷谱叠加地空地压差载荷谱。破坏试验件的剖切检查表明预埋分层沿垂直于压缩载荷方向在胶接层内扩展。在约 80%极限载荷水平的压缩疲劳载荷谱下,分层初始经历一段缓慢扩展,达到一定程度后开始加速扩展直至破坏。叠加的压差载荷谱使分层扩展速率显著加快。基于试验构型的有限元仿真分析表明压差载荷作用下蒙皮与蜂窝之间的面外剥离应力是导致损伤扩展加快的主要原因。关键词:压差载荷;蜂窝夹层;分层扩展;复合材料中图分类号:V214.6文献标识码:AOSID:0 引言复合材料因轻质高强、耐疲劳、耐腐蚀等特性在民用运输类飞机上的应用不断提高1-2,其中复合材料蜂窝夹层结构具有比刚度高、材料和制造成本低等诸多优势,在现代飞机上得到广泛使用3-5。复合材料蜂窝夹层结构在制造和使用过程中可能由于各种原因出现分层,进而影响蜂窝夹层结构的性能。由于蜂窝夹层结构多用于次承力结构,目前对分层的研究主要集中在复合材料层压板结构。王雪明等6-7研究了对分层缺陷的实验室模拟以及固化温度对碳纤维/双马树脂层压板中分层扩展的影响。刘畅等8采用试验和有限元方法研究了分层对压缩剩余强度的影响,发现分层面积是影响层压板压缩剩余强度的主要因素。黎昊9采用有限元渐进损伤方法研究了分层尺寸对层压板压缩剩余强度的影响以及失效机理,研究表明当分层尺寸小于临界值时对层压板压缩剩余强度影响不明显,当分层尺寸超过临界值后,子层屈曲诱导分层扩展造成层压板压缩剩余强度大幅下降。王明明10等采用三维逐渐损伤有限元方法建立了一种预测含分层层压板剩余压缩强度的方法。肖梦丽11和籍永青12的研究表明分层对层压板拉伸强度影响较小。云新尧等13研究了斜纹织物中纬向纤维对 II 型分层扩展的阻碍作用。赵丽滨等14从试验、理论和数值模拟3 个方面综述了复合材料层压板分层问题研究所取得的成果,作出了目前研究主要以应变能释放率作为分层扩展控制参量的结论。蜂窝夹层结构的蜂窝芯在成型过程中封闭了空气,当飞机飞至高空时,蜂窝芯内的气压高于外部气压,形成自内向外的压差载荷(属于面外载荷)。当飞机处于地面时,蜂窝夹层结构内外气压相近,压差载荷接近于零。随着飞机的地空地飞行任务循环,压差载荷重复发生。当前的复合材料夹层结构在厚度方向上没有纤维增强,对面外载荷敏感。长久以来,复合材料蜂窝夹层结构所经受的压差载荷未能引起足够的重视,且在试验中对蜂窝夹层结构施加压差载荷较为困难,当前的复合材料蜂85 通信作者.E-mail:tanyonggang comac.cc引用格式:谭永刚,樊则文.压差载荷对蜂窝夹层结构分层扩展影响研究J.民用飞机设计与研究,2023(2):58-63.TAN Y G,FAN Z W.The influence of pressure differential loads on the delamination propagation of honeycomb sandwich structureJ.Civil Aircraft Design and Research,2023(2):58-63(in Chinese).2023 年第 2 期谭永刚,等 压差载荷对蜂窝夹层结构分层扩展影响研究窝夹层结构疲劳损伤容限试验中普遍没有考虑压差载荷的影响。美国联邦航空局资助的一项研究15表明复合材料蜂窝夹层结构胶层中的分层在地空地压差载荷的重复作用下出现快速扩展。本文设计了一种可以在施加压缩载荷谱的同时施加压差载荷谱的试验方法,通过激光散斑测量预埋分层边缘凸起高度来监控预埋分层扩展过程,从而研究压差载荷对复合材料蜂窝夹层结构中分层扩展特性的影响。结合所获得的试验结果,本文进一步通过有限元分析揭示了压差载荷影响分层扩展速率的机制。1 试验设计本试验的主要目的是对比复合材料蜂窝夹层结构胶层中预埋分层分别在压缩载荷谱、压缩载荷叠加压差载荷(以下简称“联合载荷”)谱作用下的分层扩展特性,进而研究压差载荷谱对分层扩展的影响和作用机制。1.1 试验件设计试验件铺层为(45)/(0/90)/蜂窝/(0/90)/(45),中间蜂窝芯高度为 15 mm,试验件总厚度为 16 mm。预埋分层材料为聚四氟乙烯薄膜,缺陷引入位置为试验件靠近模具一侧蒙皮与蜂窝之间胶层的临近蜂窝处,试验件尺寸信息如图 1 所示。图 1 试验件尺寸(单位:mm)1.2 试验加载方案试验加载装置如图 2 所示,压缩载荷谱通过液压作动缸施加,压差载荷通过专门设计的两个罩体施加。罩体内径 300 mm、深度 100 mm,上表面为有机玻璃。罩体内抽真空在试验件的两个表面上形成-0.75 Mpa 的负压,罩体上的压差载荷传递到试验台架上,不作用到试验件上。图 2 试验加载装置示意图1.3 试验测量方案在安装试验件过程中依据 8 组前后对称、左右对称的应变片的测试结果对试验件进行调整,保证试验件的对中,如图 3 所示。图 3 应变片布置通过对比百分表与三维光学散斑系统对面外位移的测量结果来标定三维光学散斑系统测量面外位移的精度,该对比考虑了罩体有机玻璃折射对三维光学散斑系统测量精度的影响,结果表明三维光学散斑系统测量面外位移的精度与百分表相当,如图 4 所示。采用三维光学散斑系统测量分层长轴扩展长度值与采用超声波 A 扫描的测量值对比,结果见表 1。95结构强度总第 149 期图 4 散斑系统测量面外位移精度(注:横坐标 1-5 代表加载过程,5-1 代表卸载过程)表 1 散斑系统测量分层长轴值与超 声波 A 扫描测量值对比序 号循环次数分层长轴长度/mm超声波 A 扫描散斑系统16 3004749231 0004345 上述对比测试结果说明采用三维光学散斑系统测量分层扩展长轴长度的精度可以接受。2 试验过程与结果2.1 初始屈曲试验测量所有 28 个试验件的预埋分层屈曲载荷,每个试验件重复测量三次,其目的包括两个方面:1)蒙皮采用织物预浸料铺贴而成,织物在铺贴过程中纤维角度易发生变化,通过测量预埋分层的初始屈曲压缩载荷,可以将试验件按分层初始屈曲载荷大小排序,从而在后续试验中可以采用初始屈曲压缩载荷相近的试验件作为对比组进行试验;2)预埋的两层聚四氟乙烯薄膜之间以及薄膜与胶黏剂之间可能存在一定的胶接,通过初始屈曲将这些弱胶接破坏,从而使分层边界处于相似的状态。图 5 显示了 28 个试验件分层初始屈曲载荷的分布,大部分数据位于 4055 kN 范围内,最小值为33.7 kN,最大值为 62.8 kN。2.2 静强度破坏试验挑选 6 个试验件进行压缩破坏静力试验,压缩破坏载荷最小值为 99.9 kN,最大值为 125.1 kN,如图 6 所示,两个叠加了压差载荷的试验件的压缩破图 5 分层初始屈曲载荷分布坏载荷与四个未叠加压差载荷试验件的压缩破坏载荷相当。从保守的角度选择 100 kN 作为极限压缩破坏载荷,据此选择和调整疲劳载荷谱达到预期的疲劳寿命。图 6 压缩破坏载荷试验结果2.3 疲劳试验本文期望的试验件疲劳寿命在 1 00020 000 次,每 200 次重复加载后通过三维散斑系统测量一次分层长轴长度,每个试验件至少记录分层扩展过程的5 个长轴长度值。通过试验探索,本文试验规划如表 2 所示。表 2 疲劳试验规划试验组压缩载荷/kN压差载荷/kPa80 kN 压缩载荷谱8080 kN 联合载荷谱80-7586 kN 压缩载荷谱8686 kN 联合载荷谱86-75062023 年第 2 期谭永刚,等 压差载荷对蜂窝夹层结构分层扩展影响研究 选择初始屈曲载荷接近试验件,分别施加 80 kN压缩载荷谱、80 kN 联合载荷谱,试验结果对比见图 7。80 kN 压缩载荷谱下的平均寿命为 18 351次,80 kN 联合载荷谱下的平均寿命为 6 034 次。叠加了压差载荷谱后,疲劳寿命平均值缩短为原来的33%。这说明压差载荷对分层扩展速率影响显著。图 7 80 kN 压缩/联合载荷谱试验结果对比压缩载荷谱和联合载荷谱下试验件的破坏模式相同,分层主要沿垂直于压缩载荷的方向扩展。如图 8所示,分层扩展在蜂窝与蒙皮之间的胶接层进行,当分层扩展导致试验件剩余强度不足时,在最后一次加载过程中发生压缩破坏,破坏界面从胶接层切入蜂窝区。图 8 破坏试验件剖切图86 kN 压缩载荷谱/联合载荷谱试验结果对比见图 9。86 kN 压缩载荷谱下的试验件平均寿命为6 800 次,86 kN 联合载荷谱下的试验件平均寿命为3 943 次,叠加了压差载荷谱后,疲劳寿命平均值缩短为原来的 58%。疲劳寿命平均值下降幅度比80 kN 压缩/联合载荷谱情况的幅度要低,这是因为压缩载荷谱从80 kN 提高到86 kN,而压差载荷谱不变,压缩载荷谱对分层扩展的贡献比例降低。图 9 86 kN 压缩/联合载荷谱试验结果对比可以预见,随着压缩载荷谱的载荷水平降低,压差载荷谱对分层扩展的贡献比重会更大。3 有限元分析采用 Abaqus 软件建立有限元模型:蒙皮采用壳单元(S4R),蜂窝芯采用实体单元(C3D8I),材料属性见表 3,模型细节详见图 10。采用分层边缘处精细蜂窝芯单元表征分层处胶层的应力状态。表 3 有限元模型材料属性织物材料属性蜂窝材料属性0模量/GPa62.50压缩模量/MPa86.190模量/GPa62.25W 向剪切模量/MPa19.31泊松比0.056L 向剪切模量/MPa35.85剪切模量 G12/GPa4.54剪切模量 G13/GPa4.54图 10 蒙皮单元(左)和蜂窝芯单元(右)单独压缩载荷下的分层区域蒙皮 0铺层方向应变和分层边缘处胶层 33应力分布如图 11 所示。16结构强度总第 149 期图 11 压缩载荷下蒙皮应变(左)和胶层 33(右)单独压差载荷、联合载荷两种工况下的蒙皮载荷-应变曲线如图 12 所示,图 12 中分析结果表明叠加的压差载荷导致预埋分层一侧的蒙皮在较小的压缩载荷下进入屈曲状态。两种工况下的载荷-胶层 33应力如图 13 所示,图中分析结果表明叠加了压差载荷后,分层边缘处的 33明显提高。图 12 两种工况载荷-应变曲线图 13 两种工况载荷-胶层 33应力曲线根据有限元计算结果,可得出如下结论:1)单独压缩载荷下,试验件在分层区域发生局部屈曲,初始屈曲载荷为 42 kN,与试验结果较为吻合。压差载荷叠加压缩载荷工况下,试验件初始屈曲载荷下降为 24 kN。2)两种工况下,分层边缘胶层的法向应力 33明显高于 12和 23,33属于面外剥离应力,与 I 型分层的层间断裂韧性(应变能释放率)试验中的应力状态相似,加速了分层的扩展。3)压缩载荷下蒙皮刚进入初始屈曲时胶层 33为0.63 MPa,压差载荷作用下胶层 33为0.64 MPa,压差载 荷 叠 加 初 始 屈 曲 压 缩 载 荷 下 胶 层 33为1.05 MPa。据此推断两种载荷叠加情况下试验件疲劳寿命将显著低于任一种单独载荷情况。4 结论根据本文试验结果并结合有限元分析,可得出如下结论:1)地空地压差载荷可以显著加快复合材料蜂窝夹层结构胶层中分层的扩展。压缩载荷谱载荷水平越大,压差载荷对分层扩展速率影响相对越小。2)有限元分析结果表明面外剥离应力是分层加速扩展的主要驱动力。参考文献:1 马志阳,高丽敏,徐吉峰.复合材料在大飞机主承力结构上的应用与发展趋势J.航空制造技术,2021,64(11):24-30.2 马立敏,张嘉振,岳广全,等.复合材料在新一代大型民用飞机中的应用J.复合材料学报,2015,32(2):317-322.3 王燕,程文礼,王绍凯.复合材料蜂窝夹层结构在民用飞机上的应用综述J.纤维复合材料,2021,38(2):73-77.4 王梓桥,王兆慧,周秀燕,等.民用飞机用蜂窝夹层结构及成型工艺发展现状J.纤维复合材料,2020,37(3):87-90;94.5 熊健,杜昀桐,杨雯,等.轻质复合材料夹芯结构设计及力学性能最新进展J.宇航学报,2020,41(6):749-760.6 王雪明,谢富原.复合材料层合板分层缺陷及其实验模拟方法研究J.纤维复合材料,2020,37(4):30-34.7 王雪明,谢富原.碳纤维/双马树脂复合材料整体成型过程分层扩展行为实验研究J.航空学报,2021,42(2):410-418.262023 年第 2 期谭永刚,等 压差载荷对蜂窝夹层结构分层扩展影响研究 8 刘畅,王康康,赵洁.含分层损伤碳纤维复合材料剩余强度等效评估原则J.飞机设计,2019,39(3):27-32.9 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Research Institute,Shanghai 201210,China)Abstract:With the repeated cycles of aircraft take-off-cruise-landing,the composite honeycomb sandwich struc-tures undertakes pressure differential loads.To research the influence of the repeated ground-air-ground pressure differential loads on the delamination propagation behavior,a test fixture was designed to apply compression loads while applying pressure differential loads simultaneously.Cyclic load tests were performed with composite honey-comb sandwich panel specimen,within which a delamination of diameter 30 millimeters was embedded.One set specimen were tested by compression fatigue loads,as contrast,another set specimen were tested under compres-sion fatigue loads combined with repeated pressure differential loads.The teardown inspection of failed specimen shows that the delamination grows in the bondline in the direction vertical to the loading direction.Under the com-pression fatigue loads level of about 80%ultimate load,the delamination grows slowly in the initial stage and then accelerates when the delamination size becomes big enough.Compared with the specimen only tested by repeated compression load,the delamination growth rate is much higher in the specimen tested by the combination of repeat-ed compression loads and pressure differential loads.Finite element analysis was then performed,and the results show that the out-of-plane peeling stress between the composite skin panel and the honeycomb caused by the pres-sure differential load is the main driving force for the accelerated delamination propagation.Keywords:pressure differential loads;honeycomb sandwich;delamination propagation;composite36 Corresponding author.E-mail:tanyonggang comac.cc