劉 鑫，吳倩倩，于國(guó)財(cái)，吳林志

（1.哈爾濱工業(yè)大學(xué) 特種環(huán)境復(fù)合材料技術(shù)國(guó)家級(jí)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150006；2.哈爾濱工程大學(xué) 先進(jìn)船舶材料與力學(xué)工信部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150006）

引言

蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)由于其夾芯層具有高比強(qiáng)、高比剛等優(yōu)異力學(xué)特性，在航空航天、軍事設(shè)備防護(hù)等領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[1-3].常用于制備芯層的材料包括鋁合金、芳綸復(fù)合材料、碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料等[4-6].與由金屬、芳綸復(fù)合材料制備而成的蜂窩結(jié)構(gòu)相比，碳纖維復(fù)合材料(CFRP)蜂窩結(jié)構(gòu)的比強(qiáng)度、比剛度方面的優(yōu)勢(shì)更為顯著[7-8].

現(xiàn)階段四邊形蜂窩的成型工藝多為嵌鎖組裝工藝，應(yīng)用較為廣泛的六邊形蜂窩制備工藝以拉擠成型法、膠接拉伸法為主.Russell 等[9]采用嵌鎖組裝工藝制備了編織復(fù)合材料方形蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，其中芯子制備方法與C?té等[10]的制備金屬蜂窩相似，即使用銑刀切割制備芯子所用編織復(fù)合材料板，嵌鎖槽寬度與嵌鎖條厚度相等，將多個(gè)嵌鎖條組裝成完整芯子.同時(shí)，為保證結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性，使用低黏度環(huán)氧樹(shù)脂通過(guò)粘接的方式固定嵌鎖槽.

蜂窩結(jié)構(gòu)常見(jiàn)的幾何拓?fù)錁?gòu)型包括：三角形結(jié)構(gòu)、四邊形結(jié)構(gòu)、六邊形結(jié)構(gòu)、kagome 型結(jié)構(gòu)等[11-14].在研究初期階段，Chen 和Tsai[15]首次提出了三角形結(jié)構(gòu)、四邊形結(jié)構(gòu)以及kagome 型結(jié)構(gòu)的性能優(yōu)化設(shè)計(jì)策略，并對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了分析研究.Russell 等[9,16]首次提出了新型CFRP 四邊形蜂窩制備工藝，即嵌鎖工藝，同時(shí)對(duì)結(jié)構(gòu)的性能進(jìn)行了理論預(yù)報(bào)與試驗(yàn)驗(yàn)證，發(fā)現(xiàn)在夾芯結(jié)構(gòu)相對(duì)密度較低的區(qū)域，CFRP 蜂窩結(jié)構(gòu)平壓強(qiáng)度較低，易發(fā)生屈曲失效.范華林等[17]對(duì)復(fù)合材料格柵夾層結(jié)構(gòu)的三點(diǎn)彎曲進(jìn)行了理論預(yù)報(bào)與試驗(yàn)驗(yàn)證，對(duì)其彎曲性能、失效模式進(jìn)行了分析.發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)失效主要包括彈性變形、脫黏失穩(wěn)、芯子剪切破壞等多個(gè)階段，將理論與試驗(yàn)對(duì)比分析，發(fā)現(xiàn)脫黏破壞是影響復(fù)合材料格柵夾層結(jié)構(gòu)彎曲性能的主導(dǎo)破壞模式.此外，通過(guò)格柵夾層結(jié)構(gòu)的三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)，驗(yàn)證了復(fù)合材料格柵夾層結(jié)構(gòu)具有良好的單向性能，能夠有效分配載荷.

目前，現(xiàn)有的蜂窩結(jié)構(gòu)承受載荷時(shí)，屈曲失效極易發(fā)生[2,6].根據(jù)蜂窩結(jié)構(gòu)常出現(xiàn)的多種失效模式，可發(fā)現(xiàn)提高蜂窩構(gòu)型的主慣性矩是提升蜂窩結(jié)構(gòu)屈曲強(qiáng)度的關(guān)鍵.因此，本文結(jié)合復(fù)合材料的成型特點(diǎn)以及對(duì)應(yīng)模具的加工精度，設(shè)計(jì)了一種兩段弧線相切的曲線蜂窩構(gòu)型，以此提高蜂窩壁的抗彎剛度.同時(shí)，采用碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料制備了曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，并通過(guò)理論預(yù)報(bào)、數(shù)值模擬及試驗(yàn)對(duì)夾芯結(jié)構(gòu)的三點(diǎn)彎曲性能進(jìn)行了研究.

1 CFRP 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)在彎曲載荷作用下的理論預(yù)報(bào)

1.1 失效模式及理論預(yù)報(bào)模型

圖1 為復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)示意圖.圖中P為三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)對(duì)夾芯結(jié)構(gòu)所施加載荷，左右P/2 的位置為簡(jiǎn)支支座，tf為復(fù)合材料層合板厚度，H為芯子高度，S為三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)時(shí)的有效跨距.

圖1 復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)示意圖Fig.1 The test schematic diagram of the composite honeycomb sandwich structure under 3-point bending load

在Allen[18]給出的中心撓度計(jì)算公式中，其撓度為夾芯結(jié)構(gòu)彎曲產(chǎn)生的撓度與芯子發(fā)生剪切產(chǎn)生的撓度之和：

1.2 失效機(jī)制圖

圖2 為三點(diǎn)彎曲載荷作用下復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的失效機(jī)制圖.圖中橫坐標(biāo)為芯子高度與夾芯結(jié)構(gòu)長(zhǎng)度之比，縱坐標(biāo)為面板厚度與芯子高度之比，均為無(wú)量綱坐標(biāo).

圖2 蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)失效機(jī)制圖Fig.2 Failure mechanism map of the honeycomb sandwich structures

2 CFRP 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的三點(diǎn)彎曲數(shù)值模擬

2.1 有限元模型

曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的三點(diǎn)彎曲模型包括蜂窩芯子結(jié)構(gòu)、面板及彎曲夾具.蜂窩芯子及面板均由碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹(shù)脂基復(fù)合材料制備而成，具體材料參數(shù)如表1所示，σlay為層間應(yīng)力.同時(shí)，忽略彎曲夾具對(duì)模擬結(jié)果的影響，夾具設(shè)為剛體.模型設(shè)置縮減積分、沙漏控制，且所有單元均采用C3D8R 單元.

表1 碳纖維/樹(shù)脂基復(fù)合材料力學(xué)性能Table 1 Mechanical properties of carbon fiber reinforced polymer composites

2.2 邊界條件

對(duì)下端支座6 個(gè)方向自由度控制、壓頭施加豎直向下位移載荷，并對(duì)整個(gè)模型進(jìn)行約束.為避免各部件間在加載過(guò)程中出現(xiàn)模型穿透的現(xiàn)象，對(duì)整個(gè)模型設(shè)置“general contact”接觸.在顯式計(jì)算中，為實(shí)現(xiàn)三點(diǎn)彎曲準(zhǔn)靜態(tài)加載的可能，對(duì)壓頭位移載荷設(shè)置為5 mm，時(shí)間步為0.05 s.

3 CFRP 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的制備

3.1 原材料

CFRP 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的面板為熱壓成型工藝制備成的復(fù)合材料層合板，曲壁蜂窩芯子由模壓成型工藝制備的波紋板經(jīng)切割、打磨、粘接而成型.面板與蜂窩芯子的材料均為力碩公司所提供的纖維體積分?jǐn)?shù)為70%的T700 單向碳纖維預(yù)浸料，單層厚度為0.2 mm.面板和芯層通過(guò)黑龍江石化所生產(chǎn)的結(jié)構(gòu)膠膜進(jìn)行粘接固化，膠膜密度為300 g/m2，厚度為0.2～0.25 mm.

3.2 試件制備

CFRP 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)制備流程如圖3所示，制備可簡(jiǎn)要分為四個(gè)階段.首先，按鋪層設(shè)計(jì)通過(guò)模壓成型工藝制備波紋板；然后，將兩塊波紋板粘接并按芯子尺寸進(jìn)行切割、打磨；接著，完成切割的芯子長(zhǎng)條通過(guò)膠膜粘接組裝成型；最后，通過(guò)膠膜對(duì)面板及芯子進(jìn)行粘接，并在1～2 MPa、130 ℃的條件下通過(guò)熱壓機(jī)對(duì)試件進(jìn)行90 min 的加溫、加壓固化.

圖3 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)制備流程Fig.3 The preparation process of the honeycomb sandwich structure with curved wall

為分析CFRP 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的幾何尺寸對(duì)三點(diǎn)彎曲失效模式及極限載荷的影響，設(shè)計(jì)并制備了3 個(gè)不同尺寸的試件，試件幾何尺寸、鋪層情況、質(zhì)量如表2、3所示.

表2 試件幾何尺寸Table 2 The geometry of specimens

表3 試件的其他參數(shù)Table 3 Other parameters of specimens

4 CFRP 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的三點(diǎn)彎曲性能

4.1 試驗(yàn)方法

CFRP 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的三點(diǎn)彎曲性能測(cè)試參照ASTM 標(biāo)準(zhǔn)，試件跨距為150 mm，加載壓頭寬為15 mm、高度為10 mm，支座為直徑25 mm 的圓柱體.試件通過(guò)Instron 電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行試驗(yàn)，試件中心撓度通過(guò)激光位移引伸計(jì)采集，考慮激光引伸計(jì)采集數(shù)據(jù)及測(cè)量精度需求，加載速度設(shè)為0.5 mm/min.試驗(yàn)實(shí)物圖如圖4所示.

圖4 試驗(yàn)實(shí)物圖Fig.4 The test photo

4.2 試驗(yàn)結(jié)果與討論

如圖5所示，試件A、B 由于面板與芯子之間粘接強(qiáng)度較低導(dǎo)致均出現(xiàn)面芯脫黏的現(xiàn)象；試件C 由于在載荷持續(xù)增加的過(guò)程中面板中心區(qū)域附近纖維斷裂，導(dǎo)致出現(xiàn)面板壓潰的現(xiàn)象.

圖5 試件A、B 及C 的試驗(yàn)結(jié)果Fig.5 Test results of specimens A,B and C

試件A、B、C 實(shí)驗(yàn)結(jié)果中的失效模式與數(shù)值模擬結(jié)果一致，數(shù)值模擬中各試件失效模式如圖6所示.數(shù)值模擬結(jié)果發(fā)現(xiàn)，試件A、B 面芯脫黏發(fā)生在上面板與壓頭接觸的中心區(qū)域附近.由于數(shù)值模擬中芯子與面板之間直接采用“Tie”連接，而在試件制備過(guò)程中存在手工打磨粘接界面、芯子加工存在輕微偏差等因素，從而會(huì)導(dǎo)致面芯脫黏出現(xiàn)位置和仿真位置不一致，但出現(xiàn)失效的位置主要存在于有應(yīng)力集中的壓頭、支座區(qū)域.

圖6 試件A、B 及C 的數(shù)值模擬結(jié)果Fig.6 Simulation results of specimens A,B and C

圖7 為試件A、B 及C 試驗(yàn)、數(shù)值模擬的載荷-撓度曲線.試件A 試驗(yàn)極限載荷為20 103.9 N，數(shù)值模擬極限載荷為21 755 N.試件A 在加載初期，曲線呈直線上升，隨載荷增加，曲線斜率逐漸降低.在此階段后，由于試件在載荷達(dá)到峰值時(shí)發(fā)生面芯脫黏而未完全失去承載能力，導(dǎo)致曲線出現(xiàn)到達(dá)峰值后短暫下降而后小幅上升直至結(jié)構(gòu)失去承載能力載荷驟降的現(xiàn)象.試件B 載荷-撓度曲線趨勢(shì)與試件A 類似，在加載初期后，由于出現(xiàn)面芯脫黏失效導(dǎo)致曲線出現(xiàn)類平臺(tái)階段后才大幅下降.試件B 由于芯子高度僅約為試件A 的1/2，導(dǎo)致芯層剛度降低，結(jié)構(gòu)整體承載能力大幅降低，其試驗(yàn)極限載荷為8 237.5 N，數(shù)值模擬極限載荷為9 324.4 N，數(shù)值模擬結(jié)果較試驗(yàn)結(jié)果高約12%.試件C 與B 相比，面板由8 層（[0°/90°/±45°]2s）變化為3 層（[0°/90°/0°]），面板剛度降低，導(dǎo)致其結(jié)構(gòu)承載能力在芯層幾何尺寸不變的條件下有所下降.由于試件C 失效模式為面板壓潰，在經(jīng)歷過(guò)加載初期的線性階段后曲線由于結(jié)構(gòu)完全失去承載能力而迅速下降.試件C 試驗(yàn)極限載荷為6 814.5 N，由于存在數(shù)值模擬中面芯之間設(shè)為“Tie”連接、試驗(yàn)中面板與芯子由膠膜粘接等因素，導(dǎo)致數(shù)值模擬結(jié)果低于試驗(yàn)結(jié)果約11%，數(shù)值模擬極限載荷為6 119.6 N.

圖7 試驗(yàn)與數(shù)值模擬載荷-位移曲線Fig.7 Load-displacement curves of test and simulation

根據(jù)理論失效機(jī)制圖及極限載荷計(jì)算公式，試件A、B、C 理論失效模式與極限載荷如表4所示.通過(guò)理論預(yù)報(bào)結(jié)果可發(fā)現(xiàn)，試件A、B、C 理論失效模式與試驗(yàn)完全一致.試件A 極限載荷試驗(yàn)結(jié)果高于理論結(jié)果約10%，試件B 極限載荷試驗(yàn)結(jié)果低于理論結(jié)果約23%，試件C 極限載荷試驗(yàn)結(jié)果低于理論結(jié)果約6.8%.由于試件制備過(guò)程中存在加工誤差、打磨不均勻、面芯間粘接面積小等因素，導(dǎo)致不同試件試驗(yàn)結(jié)果與理值出現(xiàn)偏差.

表4 試件A、B 及C 理論預(yù)測(cè)、模擬及試驗(yàn)結(jié)果Table 4 Results of specimens A,B and C obtained through theory,simulation and experiment

5 結(jié)論

1)本文設(shè)計(jì)了一種CFRP 曲壁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)，并通過(guò)模壓成型制備工藝制備出實(shí)際樣件，對(duì)其準(zhǔn)靜態(tài)三點(diǎn)彎曲性能進(jìn)行了測(cè)試.

2)本文根據(jù)幾種可能出現(xiàn)的失效模式推導(dǎo)出了相應(yīng)的極限載荷公式，并繪制出失效機(jī)制圖.基于失效機(jī)制圖確定三種試件的幾何尺寸.通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)與理論預(yù)報(bào)的失效模式一致，理論載荷峰值略高于試驗(yàn)值，從而驗(yàn)證了理論預(yù)報(bào)的準(zhǔn)確性.

3)數(shù)值模擬結(jié)果表明，不同芯子高度、面板厚度對(duì)應(yīng)試件的失效模式不同，試件A、B 發(fā)生面芯脫黏失效，試件C 出現(xiàn)面板壓潰失效，且與理論預(yù)報(bào)結(jié)果一致.載荷峰值隨試件芯子高度、面板厚度的增加而增大，且變化幅度較大.