摘 要：為快速定位鋁蜂窩結(jié)構(gòu)彎曲損傷部位，通過有限元分析方法開展鋁蜂窩結(jié)構(gòu)彎曲損傷規(guī)律分析及研究，獲得了鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件在彎曲狀態(tài)下的變形、應(yīng)變、應(yīng)力狀態(tài)分布規(guī)律，給出了在彎曲狀態(tài)下變形、應(yīng)變、應(yīng)力最大值的分布形式，為快速定位鋁蜂窩結(jié)構(gòu)損傷提供了依據(jù)。

關(guān)鍵詞：鋁蜂窩；損傷規(guī)律；仿真分析

中圖分類號：TG115.28" " 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A" " 文章編號：1671-0797（2024）14-0026-08

DOI：10.19514/j.cnki.cn32-1628/tm.2024.14.006

0" " 引言

鋁蜂窩結(jié)構(gòu)受正壓力或側(cè)壓力時易產(chǎn)生分層等損傷。該類結(jié)構(gòu)是如何產(chǎn)生損傷的，產(chǎn)生損傷的具體原因是什么，什么部位容易產(chǎn)生損傷，產(chǎn)生損傷時損傷是如何分布的，是開展無損檢測時值得關(guān)注的主要問題[1-3]。

為獲得鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件受正壓和側(cè)壓后的變形、應(yīng)變、應(yīng)力分布規(guī)律，減小計算的工作量，本文在對蜂窩結(jié)構(gòu)試件受力分析時簡化了受力模型，僅考慮單純受正壓或側(cè)壓時蜂窩結(jié)構(gòu)試件的變形、應(yīng)變、應(yīng)力情況，獲得其分布規(guī)律，并進行對比分析，總結(jié)鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件變形、應(yīng)變、應(yīng)力分布的共同點和不同點[4-5]。

1" " 鋁蜂窩結(jié)構(gòu)模型的建立

蜂窩結(jié)構(gòu)試件仿真模型參數(shù)如表1所示，根據(jù)模型參數(shù)建立蜂窩結(jié)構(gòu)模型。

無損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件和有損傷結(jié)構(gòu)試件分析模型、結(jié)構(gòu)示意圖如圖1、圖2所示，分別對該試件施加豎直向下的壓力P和水平向左的壓力P′，使得該試件分別向下彎曲和向左壓縮，獲得變形、應(yīng)變、應(yīng)力變化圖，得到變形、應(yīng)變、應(yīng)力變化規(guī)律，給出試件的損傷趨勢分布特征，并通過無損傷和有損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件變形、應(yīng)變、應(yīng)力分布規(guī)律的對比分析，獲得變形、應(yīng)變、應(yīng)力受分層損傷影響時的變化規(guī)律和分布規(guī)律。

2" " 鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件彎曲損傷規(guī)律

鋁蜂窩懸臂梁結(jié)構(gòu)試件受力簡圖如圖3所示，將試件一端固定，另一端處于自由狀態(tài)，施加豎直向下的壓力P，觀察鋁蜂窩結(jié)構(gòu)無損傷和有損傷的變形情況。

壓力P分別取100、300、500、700 N時，鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的變形情況如圖4、圖5所示。

鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件受豎直向下的壓力P時，自由端向下產(chǎn)生的變形最大，固定端產(chǎn)生的變形最小，由自由端到固定端方向，向下產(chǎn)生的變形逐漸變小，該結(jié)果與懸臂梁的理論計算分析相吻合。在一定的豎直向下的壓力范圍內(nèi)，鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的變形規(guī)律相同，無損傷的鋁蜂窩試件和有損傷的鋁蜂窩試件變形規(guī)律基本相同。壓力P分別取100、300、500、700 N時的最大變形曲線如圖6所示，壓力—變形數(shù)據(jù)如表2所示。

在一定的豎直向下的壓力范圍內(nèi)，無損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的最大變形和有損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的最大變形均與壓力P呈線性比例關(guān)系，隨著壓力P的增大，最大變形逐漸增大，該結(jié)果與懸臂梁最大撓度的理論計算分析相吻合。壓力P分別取100、300、500、700 N時，無損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件和有損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的應(yīng)變、應(yīng)力變化規(guī)律如圖7～10所示。

無損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件和有損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件受豎直向下的壓力P時，應(yīng)變、應(yīng)力主要分布于靠近固定端的增強體處，基體上的應(yīng)變、應(yīng)力沒有明顯變化，靠近固定端產(chǎn)生的應(yīng)變、應(yīng)力最大，自由端產(chǎn)生的應(yīng)變、應(yīng)力最小，由自由端到固定端方向，產(chǎn)生的應(yīng)變、應(yīng)力逐漸變大，且在固定端由中線面到上下表面的應(yīng)變、應(yīng)力逐漸增大，較大值主要集中在靠近固定端的上下表面膠層處。在一定的豎直向下的壓力范圍內(nèi)，無損傷和有損傷的鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件應(yīng)變與應(yīng)力的變化規(guī)律基本相同。該結(jié)果表明，有20 mm大小的脫粘損傷基本上不會影響鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的應(yīng)變、應(yīng)力變化規(guī)律。

無損傷和有損傷的鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件應(yīng)變最大值位置基本上未發(fā)生改變；無損傷和有損傷的鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的應(yīng)力最大值位置發(fā)生了明顯改變，無損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的應(yīng)力最大值位于靠近固定端的下表面膠層處，有損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的應(yīng)力最大值位于靠近固定端的中線面處，由此推斷有20 mm大小的脫粘損傷可能會影響應(yīng)力最大值的分布，進而影響因受力而產(chǎn)生的新的損傷的分布。鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件未發(fā)生應(yīng)力奇異，該結(jié)果進一步表明鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的受力由復(fù)合材料的基體傳遞給了復(fù)合材料的增強體，符合復(fù)合材料中力的傳遞路徑。

針對懸臂梁，理論分析認(rèn)為固定端屬于應(yīng)力集中處，應(yīng)變、應(yīng)力最大處位于固定端，但鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件的應(yīng)變最大值、應(yīng)力最大值位置發(fā)生了明顯變化，推測原因是蜂窩芯以及上下表面膠層的作用改變了應(yīng)變最大值、應(yīng)力最大值的分布。壓力P分別取100、300、500、700 N時的應(yīng)變最大值、應(yīng)力最大值如圖11、圖12所示，壓力—應(yīng)變數(shù)據(jù)、壓力—應(yīng)力數(shù)據(jù)分別如表3、表4所示。

在一定的豎直向下的壓力范圍內(nèi)，應(yīng)變、應(yīng)力與壓力P呈線性比例關(guān)系，隨著壓力P的增大，最大應(yīng)變、最大應(yīng)力逐漸增大。根據(jù)應(yīng)力、應(yīng)變計算公式與撓度計算公式，可進一步驗證上述結(jié)果的正確性。該結(jié)果與懸臂梁的應(yīng)變、應(yīng)力理論計算分析相吻合。

圖13～18展示了無損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件和有損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件中蜂窩芯和上表面膠的變形、應(yīng)變、應(yīng)力變化規(guī)律。

由圖13和圖14可知，無損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件和有損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件中蜂窩芯、上表面膠的變形規(guī)律與鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件整體變形規(guī)律相同。由圖15～18可知，無損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件和有損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件中蜂窩芯的應(yīng)變較大值、應(yīng)力較大值主要分布于靠近固定端的位置，表明該處容易產(chǎn)生損傷。由圖15～18和圖7～10可知，無損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件和有損傷鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件中上表面膠的應(yīng)變、應(yīng)力分布規(guī)律與基體的應(yīng)變、應(yīng)力分布規(guī)律相同。

3" " 結(jié)束語

本文研究了鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件在彎曲狀態(tài)下的變形、應(yīng)變、應(yīng)力狀態(tài)分布規(guī)律，給出了在彎曲狀態(tài)下變形、應(yīng)變、應(yīng)力最大值的分布形式，找出了鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件在無損傷和有損傷彎曲狀態(tài)下的損傷分布規(guī)律，分析了蜂窩芯、上表面膠在無損傷和有損傷時處于彎曲狀態(tài)和側(cè)壓狀態(tài)的變形、應(yīng)變、應(yīng)力分布規(guī)律，獲得了鋁蜂窩結(jié)構(gòu)試件在無損傷和有損傷時彎曲狀態(tài)下的變形曲線、應(yīng)變曲線、應(yīng)力曲線。該損傷規(guī)律可為快速定位鋁蜂窩結(jié)構(gòu)損傷部位并開展檢測工作提供理論指導(dǎo)和依據(jù)，提高檢測效率，以更好更快地完成無損檢測工作。

[參考文獻(xiàn)]

[1] 楊乃賓，章怡寧.復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[2] 鄭曉玲.民用飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計與驗證[M].上海：上海交通大學(xué)出版社，2011.

[3] 沈真，張曉晶.復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計與驗證概論[M].上海：上海交通大學(xué)出版社，2011.

[4] 沈建中，林俊明.現(xiàn)代復(fù)合材料的無損檢測技術(shù)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2016.

[5] ICARDI U，F(xiàn)ERRERO L.Impact Analysis of Sandwich Composites Based on a Refined Plate Element with Strain Energy Updating[J].Composite Structures， 2009，89（1）：35-51.

收稿日期：2024-03-20

作者簡介：張聯(lián)合（1989—），男，山東沂水人，碩士研究生，高級工程師，從事復(fù)合材料工藝研發(fā)工作。