楊陽，王新筑，蹇開林

復合材料褶皺夾芯結構的制備及壓縮性能研究

楊陽，王新筑，蹇開林

（重慶大學? 航空航天學院，重慶 400040）

探究復合材料褶皺芯子的一次性成型工藝，并研究浸膠量對褶皺夾芯結構壓縮性能的影響。以V型褶皺夾芯結構為研究對象，首先采用真空吸附成型工藝制備V型復合材料褶皺芯子，然后通過黏接工藝將碳纖維復合材料層合板與褶皺芯子進行復合，得到復合材料褶皺夾芯結構，最后通過實驗測試，研究該結構在壓縮載荷作用下的力學性能和失效模式，以及不同浸膠量對其壓縮性能的影響。采用真空吸附成型工藝能夠一次性制備出褶皺芯子，其成型精度有待提高；由壓縮實驗可知，褶皺夾芯結構先從壁面開始失效，后逐步擴散至棱線處，最終導致芯子的整體失效；由壓縮實驗測試結果可知，浸膠量（質量分數）為11%、17%、22%的褶皺夾芯結構的破壞載荷分別為362.853、420.521、471.389 N。采用真空吸附成型工藝可一次性成型出褶皺芯子，其制備效率較高，但存在成型尺寸精度不高問題，后續(xù)需要進一步改進；在一定范圍內，復合材料褶皺夾芯結構的壓縮破壞載荷與芯子的浸膠量近似成正比例線性關系。

V型褶皺夾芯結構；真空吸附成型工藝；壓縮性能；失效模式

隨著航空、航天、航海等領域的裝備對輕量化和功能化的迫切需求，夾芯結構備受人們的關注[1-2]。夾芯結構的芯子有很多種，其中蜂窩芯子是典型代表之一。由于蜂窩芯子的內部空間是封閉的，易造成熱量傳遞困難、冷凝水積聚等問題，且制造成本昂貴、維修成本較高，因此阻礙了其廣泛應用[3]。近年來發(fā)展起來的褶皺芯子的構型源于日本學者Miura提出的折紙單元，即按照規(guī)律將平面材料折疊起來，構成立體結構芯子[4]。該結構的優(yōu)點是保持了芯子材料的連續(xù)性及其自身的力學性能，同時褶皺芯子的設計靈活性較高。此外，褶皺芯子擁有一個方向的通道，流體介質可在面內流動，起到了運輸介質、傳遞熱量、避免冷凝水積聚等作用，因此具有明顯的結構/功能特征，有望在很多裝備上取代現用的蜂窩夾芯結構（如圖1所示[5]）。目前，在芯子的制備材料和相關制備工藝上還有很多問題需要深入研究，為其在航空航天等領域的廣泛應用提供理論依據和科學指導。

圖1 2種典型夾芯結構[5]

國內外學者在褶皺芯子的制備工藝及其力學性能方面做了許多探索性研究工作。在制備工藝方面，Alekseev等[5]通過Solidworks參數化模擬，研究了不同幾何尺寸褶皺芯子的制備工藝，所提出的參數化幾何模型使得其在為生產線設計壓輥時，可以自動重新計算每個新變量的刀具幾何尺寸，從而提高了制備效率。Elsayed等[6]提出一種將板材通過多組壓輥從二維折疊成三維芯子，并設計為縱向折疊、交叉折疊和角度折疊等方式，以產生所需折疊芯子的連續(xù)制備工藝。Schneider等[7]對Miura-ori結構沖壓刀具進行了開發(fā)，設計出具有3個彎曲軸的刀具，以沖壓的方式將金屬板材進行折疊，這種制備工藝可以成型0.2～0.6 mm的鋁合金板材或0.1 mm的鋼板。

在力學性能和隔聲性能方面，Heimbs等[8]分別采用芳綸纖維預浸料和碳纖維預浸料制備了褶皺芯子，并對其壓縮和沖擊載荷作用下的力學性能進行了評估。研究表明，由芳綸纖維預浸料制備的褶皺芯子的韌性較好，而由碳纖維預浸料制備的褶皺芯子具有更高的比剛度和比強度。杜昀桐等[9]對S型褶皺夾芯結構進行了平壓實驗研究，發(fā)現褶皺芯子的失效模式隨著芯子壁厚的增加而改變。Du等[10]研究了碳纖維增強復合材料S型褶皺芯子的壓縮性能和失效模式，隨著褶皺芯子壁厚的增加，褶皺芯子的失效模式由壁面屈曲轉變?yōu)閴核槠茐?，在芯子被壓碎的過程中可以吸收更多的能量。叢立新等[11]通過改變V?型褶皺芯子上部面積，將線接觸改為面接觸，從而增大了芯子與面板的膠結面積，提高了結構的剪切強度和彎曲強度。鄧云飛等[12]采用熱壓法制備了玻璃纖維增強S型褶皺夾芯板，并使用聚氨酯泡沫進行了填充，通過落錘試驗機對夾芯板節(jié)點與基座2個位置進行了沖擊試驗。研究表明，沖擊位置對泡沫填充褶皺夾芯板的失效模式存在影響。Zang等[13]對熱塑性材料聚醚醚酮（PEEK）制備的褶皺夾芯結構進行了平壓性能研究，結果表明，PEEK褶皺芯子的剛度和強度較低，但在吸能特性上與具有相同幾何形狀的芳綸褶皺芯子相當。Deng等[14]提出了一種基于廣義Resch模式的褶皺芯子設計方法，采用有限元方法對其準靜態(tài)力學性能進行了系統研究，并通過實驗進行了驗證，揭示了褶皺芯子的力學性能與各幾何參數之間的關系。Li等[15]將Miura?ori結構與菱形蜂窩結構相結合，提出一種新構型褶皺夾芯結構，并通過數值分析和準靜態(tài)壓縮實驗進行了理論模型的驗證，研究了該結構在準靜態(tài)加載條件下的失效模式。Xiang等[16-17]對Miura?ori尼龍超材料的準靜態(tài)壓縮力學行為進行了研究，實驗結果表明，夾芯結構的比吸能隨著支撐角的增大呈現先增后減的趨勢。此外，還對基于Miura?ori的3D打印不銹鋼超材料的準靜態(tài)壓縮性能進行了研究，實驗結果表明，梯度超材料比均勻超材料具有更高的比吸能，同時梯度超材料有效地降低了峰值力后壓縮載荷的下降幅度。Lyu等[18]將厚度為0.3 mm的鋁板壓縮后，制備出Miura?ori芯子，并對其進行了面外壓縮實驗和數值研究，仿真結果與實驗結果吻合較好。研究結果表明，夾芯結構的極限載荷隨著芯子壁厚和支撐角度的增大而增大。Ma等[19]提出一種新型金字塔褶皺芯子，并對其夾芯結構在準靜態(tài)面外壓縮和剪切作用下的力學性能進行了實驗和數值仿真研究，數值仿真結果與實驗結果吻合較好。研究結果表明，該結構的平壓強度比常用的蜂窩夾芯結構的平壓強度高73%，其剪切強度相差11%。王志瑾等[20]通過對褶皺芯子進行隔聲試驗，得出影響其隔聲性能的主要因素為折疊褶皺芯子的構型和壁厚。

綜上所述，目前在復合材料褶皺芯子材料的選擇上，均為玻璃纖維、芳綸纖維預浸料和碳纖維預浸料等，缺乏良好的可設計性，不能很好地滿足使用需求，目前也無相關成熟的制備工藝。如將材料與芯子制備工藝進行有機結合，實現一次性成型，則具有十分重要的意義。由此，文中擬進行真空吸附一次成型工藝制備褶皺芯子的探索工作，并研究不同浸膠量對復合材料褶皺夾芯結構壓縮性能的影響。

1 V型復合材料褶皺夾芯結構的制備

1.1 V型褶皺芯子的制備

新型先進褶皺芯子的制備方法采用由重慶大學航空航天學院與華南理工大學制漿造紙工程國家重點實驗室聯合研發(fā)的真空吸附一次成型工藝，該工藝無需先制備特種紙張，而是直接一次性成型褶皺芯子。

1.1.1 褶皺芯子的幾何構型

圖2 V型褶皺芯子的幾何構型

文中所用褶皺芯子的幾何構型參照Heimbs的設計[8]，其中芯子壁面厚度= 0.5 mm。V型褶皺芯子的幾何尺寸如表1所示。

表1 V型褶皺芯子的幾何尺寸

Tab.1 Geometrical dimension of the V-shaped folded core

1.1.2 實驗材料

通過實驗發(fā)現，在芳綸漿粕（1313芳綸漿粕，1 mm，廣州龍塔貿易有限公司）與短切芳綸纖維（1313短切芳綸，2×6 mm，廣州龍塔貿易有限公司）的配比中，當芳綸漿粕的添加量（質量分數）為30%時，芳綸漿粕與短切芳綸的黏結作用和短切纖維自身強度對試樣物理強度的影響相當，達到最優(yōu)值，故選定短切纖維與芳綸漿粕的質量比為7∶3。

1.1.2 制備過程

真空吸附成型是將下模具浸入漿池，通過真空負壓將漿池中的漿料吸附到下模具上，然后合模擠壓成型。該方法生產效率高、成型次品率低，是目前造紙業(yè)中廣泛使用的一種成型方式。褶皺夾芯結構制備流程和成型模具如圖3—4所示。

在真空吸附成型時，首先將模具抽真空，使得模腔內形成負壓，紙漿中的纖維在真空環(huán)境下會均勻地沉積在模具表面，在達到制件要求的厚度時，將下模具從漿液中移出，并與上模具合模，進行擠壓脫水，最后通過外力作用使?jié)衽髅撃＃玫匠醪街苽涞脑嚇?。在脫模后仍保留真空吸附后的狀態(tài)，此時試樣表面較粗糙，故需將試樣經過30 min烘道烘干后，放置在鼓風干燥室內將水分的質量分數平衡至10%～12%。然后，在溫度為180 ℃、壓力為10～15 MN的高溫高壓下熱壓10～60 s，以獲得更好的尺寸、形狀穩(wěn)定性和表面平整度。然后將熱壓完成的試樣浸漬在2124酚醛樹脂（BR，上海阿拉丁生化科技股份有限公司）中，通過改變溶解于酒精中的酚醛樹脂的容量來改變浸膠量。在經過4 h、170 ℃、0.4 MPa的高溫高壓后，得到了浸膠量（文中均用質量分數計）分別為11%、17%、22%的試樣。浸膠前和浸膠后的試樣如圖5—6所示。

圖3 褶皺夾芯結構制備流程

圖4 成型模具

圖5 浸膠前的試樣

圖6 浸膠后的試樣

1.1.4 褶皺芯子成型質量評估

通過測量制備成功的褶皺芯子的尺寸發(fā)現，采用真空吸附一次成型工藝制備的褶皺芯子的頂部、中部和底部等尺寸存在一定差異。使用纖維分析儀對褶皺芯子試樣（圖7）的頂部、中部和底部進行測試，測試結果如表2所示。文中的加權長度指以纖維計數加權平均所得到的長度值，即以各長度組纖維根數為參數（權）時的算術平均值。寬度指纖維的寬度，根據纖維的框架來確定。

圖7 V型褶皺芯子的頂部、中部、底部示意圖

表2 顯微分析結果

Tab.2 Microscopic analysis results

由表2可知，從芯子頂部、中部開始，一直到底部，纖維的含量逐漸增大。這與光學顯微鏡下觀察到的結果一致，見圖8。

圖8 光學顯微鏡放大觀察圖（400倍）

復合材料褶皺芯子由芳綸漿粕與短切芳綸纖維混合制備而成。其中，芳綸漿粕的尺寸（1 mm）較小，短切芳綸纖維尺寸（2×6 mm）相對較大，且短切芳綸纖維在打漿過程中會產生尺寸較小的纖維碎片。在上窄下寬的模具中進行真空吸附時，尺寸較小的部分會被優(yōu)先吸附，在后續(xù)的吸附中，因模具間隙較寬，吸附的纖維尺寸也逐漸增大，因此褶皺芯子的頂部、中部、底部出現了尺寸差異現象。

1.2 V?型褶皺夾芯結構的制備

1.2.1 碳纖維復合材料面板的制備

文中選用型號為T700/3234、樹脂含量（質量分數）為38%～39%的碳纖維單向預浸料，單層預浸料的厚度為0.125 mm，鋪層順序為[0°/45°/90/°?45°]2S對稱鋪層，所用碳纖維T700/3234預浸料的環(huán)氧樹脂的玻璃化溫度為120～130 ℃，在70 ℃時黏度為15～30 Pa·s，所以將預浸料固化成型分為2次行程：一次行程是在壓力為0 MPa、溫度為80 ℃下預固化30 min；二次行程是在壓力為0.5 MPa、溫度為125 ℃下固化120 min，經固化成型后自然冷卻。制備得到的層合板厚度為1.0 mm左右，其力學性能如表3所示。

1.2.2 夾芯結構的制備

將制備好的碳纖維復合材料層合板按照相關實驗標準規(guī)定的壓縮試件尺寸進行切割，切割后層合板的尺寸為60 mm×70 mm×1 mm。然后，采用特種膠膜（J?272，黑龍江石油化工研究院）進行黏接，將黏接后的夾芯結構放入熱壓罐中，在壓力為0.1 MPa、溫度為100 ℃條件下保溫、保壓240 min。為了保證黏接強度，需要在夾芯結構上放置1個質量塊。褶皺夾芯結構的制備如圖9所示。

表3 T700碳纖維復合材料單向板的力學性能

Tab.3 Mechanical properties of T700 carbon fiber composite unidirectional plate

圖9 V型褶皺夾芯結構的制備

2 V型褶皺夾芯結構的壓縮性能實驗

為了探究不同浸膠量對V型復合材料褶皺夾芯結構壓縮性能的影響，對3種不同浸膠量的夾芯結構進行了壓縮實驗。實驗按照GB/T 1453—2005《夾層結構或芯子平壓性能試驗方法》進行，在實驗過程中，位移加載速率為0.5 mm/min，溫度為25 ℃；試樣兩表面的平行度公差為0.10 mm，試樣邊長大于等于60 mm，試件的幾何尺寸為60 mm×70 mm×30 mm。在每種浸膠量下制備3個試件，根據GB/T 1464《非金屬夾層結構或芯子密度試驗方法》計算試樣的密度，并對實驗過程進行錄像。

3 分析與討論

針對3種不同浸膠量褶皺芯子的復合材料夾芯結構進行了壓縮實驗，在壓縮實驗過程中觀察并記錄其失效模式。

浸膠量分別為11%、17%、22%的褶皺夾芯結構的應力?應變曲線如圖10所示。3種不同浸膠量的褶皺夾芯結構的實驗過程如圖11所示。由實驗測試數據可得到破壞載荷，對實驗數據進行了誤差分析，結果如表4所示。根據實驗標準計算夾芯結構的平壓強度和壓縮模量，結果如表5所示。

圖10 3種不同浸膠量褶皺芯子夾芯結構的應力?應變曲線

Fig.10 Stress-strain curves of folded core sandwich structures with three different dipped glue concentrations

表4 實驗所得破壞載荷的誤差分析

Tab.4 Error analysis of experimental failure load

表5 不同浸膠量的褶皺芯子夾芯結構的壓縮性能參數

Tab.5 Compression performance parameters of folded sandwich structures with different dipped glue concentrations

根據圖10中的曲線特征，可將其分為4個階段。第1階段為彈性階段，對應圖10中的區(qū)域1，在此階段壓縮載荷呈線性上升趨勢，直至達到破壞載荷（破壞載荷數據詳見表4）。隨著壓縮位移的增大，進入第2階段——壓潰階段，對應圖10中的區(qū)域2，此時芯子的壁面起皺，即結構失穩(wěn)，進入后屈曲狀態(tài)，芯子的承載能力降低。隨后進入第3個階段——載荷平臺期，對應圖10中的區(qū)域3，此階段的褶皺芯子夾芯結構有一定的承載能力，載荷為極限載荷的2/3左右。第4個階段為致密化階段，對應圖10中的區(qū)域4，此階段因芯子壁面自接觸，芯子變得密實，所能承受的載荷逐漸增大。在卸載后，芯子發(fā)生了回彈現象。卸除壓縮載荷后的夾芯結構高度為24 mm（原高度為30 mm），回彈量為80%，即整體高度變化相對較小。

比較3種浸膠量的褶皺夾芯結構的應力?應變曲線可知，在一定范圍內，隨著浸膠量的增大，夾芯結構的極限載荷、平壓強度、壓縮模量均隨之增大，且芯子浸膠量與夾芯結構的極限載荷近似成正比例線性關系。3種浸膠量的褶皺芯子夾芯結構的失效模式極為相近，都在芯子壁面先出現起皺，然后引起芯子棱線屈曲，芯子的承載能力減弱，進入載荷平臺期，隨后因芯子壁面的自接觸，芯子變得密實，承載能力再次提升。

3種浸膠量的褶皺芯子夾芯結構的失效模式極為相似，故此處僅放一組典型照片，如圖12所示。

圖12 褶皺芯子夾芯結構失效過程

4 結語

采用真空吸附成型工藝可一次性制備出所需的復合材料褶皺芯子，具有很高的設計靈活性，且制備效率較高。目前，該工藝存在成型尺寸精度不高等問題，需要后續(xù)進行改進。

通過壓縮實驗測試可知，在一定范圍內，復合材料褶皺夾芯結構的破壞載荷、平壓強度和彈性模量隨著浸膠量的增大而增大，芯子的浸膠量分別為11%、17%、22%的褶皺夾芯結構的破壞載荷分別為362.853、420.521、471.389 N，芯子浸膠量與V型褶皺夾芯結構的破壞載荷近似成正比例線性關系。3種浸膠量的夾芯結構在壓縮載荷作用下的失效模式相同，即芯子壁面起皺、芯子棱線屈曲、芯子整體失效。

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Preparation and Compression Performance of Composite Folded Sandwich Structure

YANG Yang, WANG Xin-zhu, JIAN Kai-lin

(College of Aerospace Engineering, Chongqing University, Chongqing 400040, China)

The work aims to explore the one-off forming process of composite folded core and study the effect of dipped glue concentration on the compression performance of folded sandwich structure. V-shaped folded sandwich structure was taken as the research object. Firstly, the vacuum draw forming was used to build a V-shaped composite folded core. Then, the folded core was compounded with the carbon fiber composite laminate by a bonding process to obtain the composite folded sandwich structure. Finally, the mechanical properties and failure modes of the structure under the action of compression load were investigated by experimental tests and the effects of different dipped glue concentration on the compression performance were analyzed. The folded core was prepared by the vacuum draw forming at one time, but the forming precision was required to be improved. From the compression test, the failure of the folded sandwich structure began with the core wall, gradually expanded to the prism lines, and finally reached the whole core. The failure load of the folded sandwich structure under the glue concentrations of 11%, 17% and 22% was 362.853 N, 420.521 N, and 471.389 N, respectively. The vacuum draw forming can prepare the folded core at one time with high efficiency, but it still needs to be improved due to low precision of forming size. In a certain range, the ultimate compression load of the composite folded sandwich structure is approximately proportional to the dipped glue concentration.

V-shaped folded sandwich structure; vacuum draw forming; compression performance; failure modes

O341; TB484

A

1001-3563(2022)23-0144-08

10.19554/j.cnki.1001-3563.2022.23.017

2022?04?21

重慶市留創(chuàng)計劃創(chuàng)新類項目（cx2020001）；重慶市技術創(chuàng)新與應用發(fā)展專項融合創(chuàng)新重點項目（Z20211357）

楊陽（1994—），男，碩士，主要研究方向為航空航天復合材料。

王新筑（1976—），男，博士，講師，主要研究方向為先進材料與結構設計、制備工藝及性能評估。

責任編輯：彭颋