基于ABAQUS的復合材料低速沖擊損傷分析

萬鋮,金平,譚曉明,王德

(海軍航空工程學院青島校區,山東青島266041)

基于ABAQUS的復合材料低速沖擊損傷分析

萬鋮,金平,譚曉明,王德

(海軍航空工程學院青島校區,山東青島266041)

目的分析不同沖擊能量對復合材料層合板的損傷情況,驗證有限元模型的合理性和有效性。方法以CCF300/10128H型碳纖維樹脂基復合材料層合板為研究對象,采用落錘沖擊試驗機對層合板進行沖擊實驗,然后對沖擊后的試驗件進行超聲C掃描。建立有限元模型,運用ABAQUS軟件對沖擊過程進行模擬。結果有限元模擬結果與實驗結果吻合良好。結論復合材料層合板內部損傷隨著沖擊能量的增大而快速變大。出現穿透損傷以后,損傷趨于平緩,有限元模型能夠較好地預測復合材料低速沖擊損傷。

復合材料;沖擊;ABAQUS

復合材料是一大類新型材料的統稱,其強度高、剛度大、質量輕,并且具有抗疲勞、減振、耐高溫、可設計等一系列優點,在航空航天、能源、交通、建筑、機械、等領域得到廣泛的應用。在航空方面,復合材料廣泛應用于飛機機身、機翼、駕駛艙等處。這些復合材料結構在飛機的制造、安裝和使用維護中經常會受到低速沖擊載荷的作用,受到低速沖擊以后,復合材料結構內部很容易發生基體開裂、纖維斷裂和分層等損傷[1—7]。這些損傷會導致其結構強度明顯降低,且大部分從表面直接觀測不出來,因此對復合材料結構受到低速沖擊后的損傷進行分析成為一件具有理論和實踐雙重意義的工作。

1 試驗

1.1 落錘沖擊試驗

試件選用的材料為CCF300/10128H型碳纖維樹脂基復合材料層合板,采用熱壓罐工藝成形,單層板的名義厚度為0.2 mm,纖維含量為65%。沖擊實驗參照ASTM D7136標準進行,試件的尺寸為150 mm×100 mm,如圖1所示。試件的鋪層方式為[0/ 90]5s,共20層,沖擊能量分別為3,6,9,12,13.5,15 J。沖擊實驗在ZCJ9162型全自動落錘沖擊試驗機上進行,試驗機如圖2所示。實驗采用2 kg的半球形鋼制沖頭,直徑為16 mm。

圖1 試驗件尺寸Fig.1 Dimension of the test piece

圖2 ZCJ9162型全自動落錘沖擊試驗機Fig.2 Automatic drop hammer impact test machine of type ZCJ9162

沖擊之前,可以通過自帶的操作系統來調節沖擊能量,系統自動調整落錘的下降高度。沖擊開始,系統自動落錘,沖頭順著導軌自由落體撞擊試驗件,在撞擊的瞬間電磁裝置啟動,吸住沖頭,防止二次沖擊的發生。沖擊結束,手動調整夾具高度,取出試件。沖擊實驗結果見表1。

表1 沖擊實驗結果Table 1 Results of impact experiments

實驗結果表明,在試件受沖擊的部位會出現凹坑,在試件背面會出現裂紋,隨著沖擊能量的加大,凹坑和裂紋會不斷變大。不同沖擊能量下,試件的宏觀損傷特征明顯不同,當沖擊能量為3 J和6 J時,試件表面無明顯變化,沒有發現凹坑和背面裂紋,這類損傷是在層合板的外表面沒有明顯的損傷特征,而內部已經發生損傷,主要的損傷形式為基體開裂和輕微的分層。9 J的能量是一個明顯的轉折點,在9 J以前基本看不到凹坑和背面裂紋,但隨著沖擊能量到達9 J并超過9 J,試件出現明顯凹坑,同時在試件背面出現較長的裂紋,這類損傷是在層合板的外表面可以看到明顯的凹坑和裂紋,主要損傷形式為加劇的基體開裂和分層,并伴隨著一定程度的纖維斷裂。在沖擊能量到達13.5 J的時候試件出現穿透裂紋,這類損傷是層合板外表面出現穿透裂紋,主要損傷形式是纖維斷裂以及纖維和基體的分離,出現穿透裂紋以后裂紋的擴展速率明顯降低。

1.2 沖擊損傷檢測

采用美國PAC公司的UltraPAC超聲C-掃描儀對沖擊后的試驗件進行超聲C掃描,超聲C掃描是將試驗件放入水槽中,將水作為耦合劑。通過在軟件中設置一個閥值,波形在閥值之上即為已經發生損傷,在閥值以下即為沒發生損傷。超聲C掃描可以檢測出試驗件內部的各種損傷情況,包括發生損傷的位置、大小以及損傷的形狀;能夠得到試驗件內部的損傷圖形,并通過程序自帶軟件計算得到損傷的面積。掃描得到的不同沖擊能量下的損傷圖形如圖3所示。

圖3 不同沖擊能量下試驗件的損傷Fig.3 The damage graphics of the test piece under different impact energy

試件內部損傷都從沖擊點向四周開始擴張,損傷外形呈明顯的“棗核狀”,大致呈對稱分布,通過自帶軟件計算得到的損傷面積與其對應的沖擊能量的關系如圖4所示。

圖4 沖擊能量-損失面積擬合曲線Fig.4 The fitted curve of impact and delaminated area

隨著沖擊能量從3 J到13.5 J,損傷面積快速增大,當沖擊能量到達13.5 J時,出現穿透裂紋,損傷面積變化幅度明顯減緩。

2 數值模擬

2.1 有限元模型

采用商用有限元軟件ABAQUS/Explicit對沖擊過程進行數值模擬,由于沖擊損傷不僅包含分層損傷,還包括基體和纖維的損傷,引入Hashin準則作為損傷判據,Cohesive單元采用B-K開裂準則。

Hashin準則見公式(1)—(3)[8—9]。

1)纖維斷裂。

式中:σ11,σ12,σ13分別為對應方向的平面應力;XT為纖維方向的拉伸強度;Sf為纖維失效的剪切強度。

2)基體開裂。

式中:σ22,σ23分別為對應方向的平面應力;YT為垂直纖維方向拉伸強度;S12為層板平面的剪切強度;S23為層板橫截面的剪切強度。

3)基體擠裂。

式中:YC為垂直纖維方向壓縮強度。

B-K開裂準則見公式(4)[10]。

式中:GTC為材料臨界應變能釋放率;GⅠC,GⅡC分別為一型、二型臨界斷裂能釋放率;GⅡ為二型斷裂能釋放率;GT為總斷裂能釋放率。

有限元模型的幾何尺寸為150 mm×100 mm×4 mm,模型采用的層合板單元類型為SC8R,靠近球接觸的地方單元細化,共計170 617個節點,54 080個單元。球的單元類型為剛體單元R3D4,共計2 674個節點,2 589個單元。沖頭質量為2 kg[11—15]。單層材料為CCF300/10128H,材料的基本性能參數見表2,材料的強度屬性見表3。層合板采用的鋪層方式為[0/90]5s,單層厚度為0.2 mm,總共20層,材料密度為1 678 kg/m3。層與層之間插入一層3D零厚度的Cohesive單元,采用粘結接觸單元定義,當單元失效時即發生分層,Cohesive單元的屬性見表4。

考慮到幾何、材料以及邊界條件的對稱性,為了方便計算只建立了一個1/4模型,后處理的時候通過鏡像得到整體的結果。有限元模型如圖5所示。

表2 CCF300/10128H基本性能參數Table 2 The fundamental performance parameters of CCF300/ 10128H

表3 CCF300/10128H強度屬性Table 3 The strength properties of CCF300/10128H

表4 Cohesive單元屬性Table 4 The properties of the Cohesive unit

圖5 有限元模型Fig.5 The finite element model

2.2 有限元模擬結果

圖6 復合材料層合板的剖面損傷Fig.6 The profile damage graphics of the laminated composites plate

以9 J能量的沖擊為例,通過模擬得到的復合材料層合板的剖面損傷如圖6所示,得到的總分層損傷的圖形如圖7所示。通過觀察發現,沖擊點位置出現明顯凹坑,得到的損傷圖形具有明顯的“棗核狀”,通過計算得到分層的總面積為1203 mm2。損傷都是由沖擊點向四周擴張。通過觀察每一層的損傷情況,發現損傷的面積沿著厚度方向呈變大趨勢,距離沖擊點越遠的地方損傷面積越大。典型的損傷外形如圖8所示。

圖7 總分層損傷Fig.7 The total delaminated damage graphics

圖8 典型損傷外形Fig.8 Typical damage appearance

3 有限元模擬和實驗的對比分析

當沖擊能量為9 J時,有限元模擬得到的總的分層形狀如圖7所示,C掃描測得的形狀如圖3所示,兩者能夠較好地吻合。模擬得到的損傷面積是1203 mm2,實驗結果是1175 mm2,兩者也能很好地吻合。

通過和沖擊實驗的對比,有限元模擬的沖擊過程與實驗相吻合,損傷產生的形式、位置、大小和形狀基本一致。建立的有限元模型能夠很好地預測復合材料層合板的低速沖擊損傷。

4 結論

1)沖擊能量不斷增加,層合板表面的凹坑和裂紋不斷增大,9 J能量是一個明顯的轉折點,出現這種現象的原因是層合板開始出現纖維斷裂。

2)內部損傷具有明顯的“棗核狀”外形,隨著沖擊能量的增加,CCF300/10128H層合板的內部損傷快速增大,當能量達到13.5 J時,復合材料層合板出現穿透性損傷,沖擊載荷超過了層合板的承載能力,層合板的損傷擴展速率明顯減緩。

3)ABAQUS模擬得到的損傷外形和損傷面積與實驗得到的結果能夠很好地吻合,驗證了有限元模型的合理性和有效性,為分析層合板受到低速沖擊后的損傷演化和規律提供了很好的支持。

[1] 沈觀林,胡更開.復合材料力學[M].北京:清華大學出版社,2006. SHEN Guan-lin,HU Geng-kai.Mechanics of Composite Materials[M].Beijing:Tsinghua University Press,2006.

[2] MOURA M,MARQUES A T.Prediction of Low Velocity Impact Damage in Carbon-epoxy Laminates[J].Composites:Part A,1999(33):361—368.

[3] MOURA M,GONCALVES J P M.Modelling the Interaction between Matrix Cracking and Delamination in Carbon-epoxy Laminates under Low Velocity Impact[J]. Composite Science and Technology,2004(64):1021—1027.

[4] CHOI H Y,DOWNS R J,CHANG F K.A New Approach Toward Understanding Damage Mechanisms and Mechanics of Laminated Composites due to Low-velocity Impact [J].Part I-Experiments Composite Materials,1991(25): 992—1011.

[5] HITCHEN S A,KEMP R M J.The Effect of Stacking Sequence on Impact Damage in a Carbon Fiber-epoxy Composite[J].Composites,1995(26):207—214.

[6] RONG M Z,ZHANG M Q,LIU Y,et al.Effect of Stitching on In-plane and Interlaminar Properties of Sisal-expxy Laminates[J].Journal of Composite Materials,2002,36 (12):105—126.

[7] CHANG F K,LESSARD L B.Damage Tolerance of Laminated Composites Containing an Open Hole and Subjected to Compressive Loadings:PartⅠ—Analysis[J].Compos Mater,1991(25):2—43.

[8] HASHIN Z.Fatigue Failure Criteria for Unidirectional Fiber Composites[J].Transactions of the ASME,1981,48 (12):846—851.

[9] 劉勇,陳世健,高鑫,等.基于Hashin準則的單層板漸進失效分析[J].裝備環境工程,2010,2(1):34—39. LIU Yong,CHEN Shi-jian,GAO Xin,et al.A Progressive Failure Analysis on the Single Based on Hashin[J].E-quipment Environmental Engineering,2010,2(1):34—39.

[10]ABAQUS Version 6.10 Documentation ABAQUS Analysis User＇s Manual[Z].

[11]FALZON B G,APRUZZESE P.Numerical Analysis of Intralaminar Failure Mechanisms in Composites Structure [J].Composite Structures,2011,93(2):1039—1046.

[12]TANAKA T,KOZAKO M,FUSE N.Proposal of a Multicore Model for Polymer Nanocomposites Dielectrics[J]. IEEE Trans on Dielectrics and Electrical Insulation, 2005,12(4):669—681.

[13]COLLOMBET F,LALBIN X,LATAILLADE J L.Impact Behavior of Laminated Composites:Physical Basis for Finite Element Analysis[J].Composite Science and Technology,1998(58):463—478.

[14]TENG J,ZHUANG Z,LI B T.A Study on Low-velocity Impact Damage of Z-pin Reinforced Laminates[J].Mechanical Science and Technology,2007(21):2125—2132.

[15]莊茁,由小川,廖劍暉,等.基于ABAQUS的有限元分析和應用[M].北京:清華大學出版社,2009. ZHUANG Zhuo,YOU Xiao-chuan,LIAO Jian-hui,et al. The Finite Element Analysis and Application Based on ABAQUS[M].Beijing:Tsinghua University Press,2009.

Analysis for the Damage of Composites under Low-velocity Impact Based on ABAQUS

WAN Cheng,JIN Ping,TAN Xiao-ming,WANG De
(Qingdao Branch of Naval Aeronautical Academy,Qingdao 266041,China)

Objective To analyze the damage of composite laminates under different impact and to verify the rationality and validity of the finite element model.Methods Drop hammer impact test machine was used for the CCF300/10128H fiber resin matrix composite laminates,after that,Ultrasonic C-scan was used to scan the test piece.And then a finite element model was established,ABAQUS was used to simulate the impact process.Results The results of finite element simulation were in good agreement with the experimental results.Conclusion The internal damage rapidly increased with the increasing impact.When penetrated damage occurred,the damage became mild,and the finite element could relatively well predict low -impact damage of composites.

composites;impact;ABAQUS

10.7643/issn.1672-9242.2014.05.008

TB332

:A

1672-9242(2014)05-0038-05

2014-01-08;

2014-01-18

Received:2014-01-08;Revised:2014-01-18

萬鋮(1989—),男,江蘇宜興人,碩士研究生,主要研究方向為復合材料沖擊損傷。

Biography:WAN Cheng(1989—),Male,from Yixing,Jiangsu,Master student,Research focus:impact damage of composites.