帶有典型缺陷的金屬蜂窩夾層結構的剩余強度研究①

楊 凱，劉立武，于開平，孔祥皓

(1.哈爾濱工業大學航天科學與力學系，哈爾濱 150001;2.哈爾濱工業大學復合材料研究所，哈爾濱 150001)

0 引言

隨著空間技術的深入研究，金屬熱防護系統以其卓越的綜合性能逐漸成為當前的研究熱點之一，并已設計制造出多種可重復使用的金屬熱防護系統［1－2］。薄壁高溫合金蜂窩夾層結構因其既能滿足高超聲速飛行器對熱防護系統質量與體積的要求，又能解決防熱、隔熱、承載一體化設計難題而被越來越廣泛地用于航空航天領域［1，3－6］。該結構屬于格柵夾層結構中的一類，中間層則為輕質多孔材料中的蜂窩材料。Gibson和Ashby全面地總結了蜂窩材料的力學性能［6］，范華林等對炭纖維點陣復合材料的制備及其性能做了較為深入的研究［7－8］，盧天健等探討了多孔金屬材料的多功能化設計［9］。該結構在制備、裝配或服役過程中可能產生缺陷，其力學性能受到缺陷類型、尺寸和位置等諸多因素的影響，因此仍需進行大量的實驗來研究結構的變形和破壞規律。

結構剩余強度的測定是為了能夠判斷存在制備、裝配或服役缺陷的結構在被檢測出來并進行維修之前，是否具有足夠的服役能力，即為了疲勞、腐蝕或意外撞擊等形成的缺陷在導致災難性破壞之前能夠被發現并補救。具備剩余強度的結構體現了現代飛行器結構對可靠性、安全性和經濟性的綜合要求。本文對帶有3種典型缺陷的薄壁高溫合金蜂窩夾層結構進行側拉伸與側壓縮、平壓縮和三點彎曲等宏觀力學性能實驗，分析結構剩余強度隨著缺陷尺寸的變化規律。

1 力學性能實驗

1.1 試件制備

文中的金屬面板和蜂窩芯子材料均選用鎳基高溫合金Haynes 214，其化學成分見表1。制備過程如下:首先將Haynes 214薄壁材料用齒輪碾壓形成波紋板;然后將波紋板進行激光點焊制成薄壁蜂窩芯子材料;最后，利用高溫釬焊將金屬面板與蜂窩芯子焊接得到所需金屬蜂窩夾層結構。

表1 Haynes 214的化學組成Table 1 Composition of Haynes 214 %

根據蜂窩夾層結構國標的力學性能測試要求，文中側拉實驗樣件的標距取為70 mm，寬度和厚度分別為40、4.5 mm。由于兩端各有10 mm的實體加強段，所以試件的實際長度為90 mm。側壓實驗樣件的標距取為40 mm，寬度和厚度也分別為40、4.5 mm。在平壓實驗中，含穿透缺陷的金屬蜂窩夾層結構試件的長、寬、高尺寸分別為40、40、4.5 mm。三點彎曲實驗樣件的跨距為80 mm，寬度和厚度分別為40 mm和4.5 mm。拉伸、壓縮和三點彎曲試件采用金屬材料加工中常見的線切割法進行制備。

1.2 缺陷分類

由于薄壁高溫合金蜂窩夾層結構是通過機械連接方式與機體裝配的，所以不可避免地需要在結構上制造宏觀缺陷。同時，高超聲速飛行器的使用環境非常惡劣，其中高速沖擊、周期性疲勞載荷及熱載荷也會使結構產生斷裂乃至擊穿破壞。根據實際情況可將這些缺陷分為以下3種典型缺陷類型:

(1)細裂紋(Crack)缺陷:裂紋寬度遠小于晶胞尺寸，且裂紋長度與晶胞尺寸相當的對稱細長型缺陷類型。

(2)孔洞(Hole)缺陷:破壞形狀為圓孔形，且半徑尺寸與晶胞尺寸相當的多由沖擊載荷形成的缺陷類型。

(3)孔狀裂紋(Notch)缺陷:裂紋寬度尺寸與裂紋長度尺寸均與晶胞尺寸相當的對稱的半圓形缺陷類型。

帶有不同類型缺陷的部分實驗樣件如圖1所示。

2 結果與分析

2.1 側拉剩余強度

如圖2所示，含Crack缺陷結構的側拉強度隨著缺陷尺寸的增加呈反比例函數衰減趨勢，其衰減速率逐漸降低;含Hole缺陷結構的側拉強度隨著缺陷尺寸的增加呈線性衰減趨勢，其衰減速率基本保持不變;含有Notch缺陷結構的側拉強度隨著缺陷尺寸的增加呈冪函數衰減趨勢，其衰減速率先降低，然后又略有升高。在圖3中，實線和虛線分別描繪了含Crack缺陷和含Hole/Notch缺陷結構在側拉實驗中的強度下限值與損傷尺寸間的關系。

圖1 含穿透缺陷結構的部分實驗樣件Fig.1 Samples of honeycomb sandwich structure with typical defects

圖2 含Crack、Hole和Notch缺陷結構的側拉強度Fig.2 Lateral tension strength of samples with typical defects

圖3 側拉實驗剩余強度Fig.3 Residual strength of lateral tension

2.2 側壓剩余強度

如圖4所示，含Crack缺陷結構的側壓強度隨著缺陷尺寸的增加呈正弦函數衰減趨勢，其衰減速率先升高然后又略有降低;含Hole缺陷結構的側壓強度隨著缺陷尺寸的增加呈反比例函數衰減趨勢，其衰減速率逐漸降低;含有Notch缺陷結構的側壓強度隨著缺陷尺寸的增加也呈正弦函數衰減趨勢，其衰減速率也是先升高然后又略有降低，與第一種情況不同的是其衰減速率在起始階段變化較明顯且對稱性較好。在圖5中，實線和虛線分別描繪了含Crack缺陷和含Hole/Notch缺陷結構在側壓實驗中的強度下限值與損傷尺寸間的關系。

圖4 含Crack、Hole和Notch缺陷結構的側壓強度Fig.4 Lateral compression strength of samples with typical defects

圖5 側壓實驗剩余強度Fig.5 Residual strength of lateral compression

2.3 平壓剩余強度

如圖6所示，實線和虛線分別描繪了含Crack缺陷和含Hole/Notch缺陷結構在平壓實驗中的強度下限值與損傷尺寸間的關系。

圖6 平壓實驗剩余強度Fig.6 Residual strength of flat compression

在圖6中，可清楚地觀察到含Hole和Notch缺陷結構的平壓強度隨著缺陷尺寸的增加呈線性衰減趨勢，其衰減速率基本上保持不變，所以它的平壓實驗剩余強度曲線為固定斜率的直線;而含Crack缺陷結構的平壓強度隨著缺陷尺寸的增加衰減值極小，其衰減速率幾乎可忽略不計，以至于含Crack缺陷結構的平壓實驗剩余強度曲線近似平行于水平坐標軸。

2.4 三點彎曲剩余強度

由于帶有3類典型缺陷結構的抗彎能力相差較小，所以其彎曲強度一般都隨著缺陷尺寸的增加呈近似于線性的衰減趨勢，而且衰減速率基本上保持不變。但在3種缺陷情況下結構的破壞機理不同，所以其剩余強度也不盡相同。實際上，如圖7所示，含Crack缺陷結構的彎曲強度隨著缺陷尺寸的增加呈冪函數衰減趨勢，其衰減速率先是略有升高，而后又輕微下降;含Hole缺陷結構的彎曲強度隨著缺陷尺寸的增加呈正弦函數衰減趨勢，其衰減速率先是略微提升，然后緩慢地降低;含有Notch缺陷結構的彎曲強度隨著缺陷尺寸的增加呈現標準的線性衰減趨勢，其衰減速率始終保持不變。圖8中，實線和虛線分別描繪了含Crack缺陷和含Hole/Notch缺陷結構在側壓實驗中的強度下限值與損傷尺寸間的關系。

圖7 含Crack、Hole和Notch缺陷結構的三點彎曲強度Fig.7 Three-point bending strength of samples with typical defects

圖8 三點彎曲實驗剩余強度曲線Fig.8 Residual strength of three-point bending

3 結論

抗側拉強度隨缺陷尺寸增加而表現出來的衰減速率和衰減規律也和缺陷類型有關;抗側壓強度隨缺陷尺寸增加而表現出來的衰減速率和衰減規律同樣會受到缺陷類型的影響;結構的抗平壓強度值均近似于無缺陷情況下結構強度值與有效面積比之積;結構的抗彎能力隨缺陷尺寸增加而衰減的規律近似為線性。

［1］Gartrell C F.A view of future technology needs for space transportation［J］.AIAA Paper，1984，9:146-159.

［2］果琳麗，朱永貴.空間站天地往返運輸系統初探［J］.導彈與航天運載技術，2000(1):7-11.

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［6］Gibson L J，Ashby M F.Cellular solids:structure and properties［M］.Second edition.Cambridge:Cambridge University Press，1997.

［7］范華林，楊衛.輕質高強點陣材料及其力學性能研究進展［J］.力學進展，2007，37(1):99-112.

［8］范華林，金豐年，方岱寧.格柵結構力學性能研究進展［J］.力學進展，2008，38(1):35-52.

［9］盧天健，劉濤，鄧子辰.多孔金屬材料多功能化設計的若干進展［J］.力學與實踐，2008，30(1):1-9.