蜂窩芯體厚度對Nomex蜂窩夾層復合材料壓縮性能的影響

董 鑫，石曉朋，常 飛，王 旭

（空軍工程大學航空航天工程學院，西安 710038）

0 引 言

蜂窩夾層復合材料（以下簡稱復合材料）由兩塊薄而強硬的面板（碳纖維層合板）以及密度小、尺寸較厚、承載能力相對較弱的蜂窩芯體組成。該復合材料具備極高的比強度和比剛度，被越來越多地應用于現代航空航天飛行器中，特別是機身蒙皮［1］。蜂窩夾層復合材料的蜂窩芯體應具有一定厚度，以保證在外加載荷下不發生夾層板的總體屈曲、剪切破壞以及過大的撓度，因此研究蜂窩芯體厚度對復合材料壓縮性能的影響具有一定的意義。

目前對蜂窩夾層復合材料的壓縮性能研究較多，尤 其 是 沖 擊 后 復 合 材 料 的 剩 余 強 度［2－4］。Vonach［5］等采用有限元法和解析法研究了蜂窩夾層復合材料面板的皺屈問題；Leotoing［6］等采用有限元法研究了此復合材料的穩定性問題，并對有限元模型規模進行了討論；修英姝［7］等通過遺傳算法與有限元計算相結合，對復合材料芯體結構進行了優化設計，得出芯體結構的扭曲剛度與鋪層角度、鋪層順序、芯體和單層板的厚度之間的關系；張鐵亮［8］等通過建立有限元模型，求出不同面板厚度時結構的屈曲因子，研究了芯體厚度與蜂窩壁屈曲臨界失穩載荷的關系；法洋洋［9］等采用有限元方法建立了蜂窩夾層結構拉脫分析模型，分析結果表明蜂窩芯材剪切失效破壞導致了材料的形變增大，最后導致復合材料的整體失效。而關于芯體厚度對復合材料壓縮屈曲載荷和壓縮強度的研究相對較少。

Nomex蜂窩夾層復合材料的密度低，且有強度較高、易成形、與面板的粘結性好、隔熱、絕緣性好等特點，是一種航空工業常用的復合材料。作者制備了三種不同芯體厚度的復合材料，并根據GB/T 1545－1988進行了靜力壓縮試驗，研究了芯體厚度對復合材料的屈曲載荷、破壞載荷及壓縮強度的影響，并探討了如何選擇芯體厚度。

1 試樣制備與試驗方法

1.1 試樣制備

壓縮試樣Nomex蜂窩夾層復合材料，其截面尺寸為720mm×638mm，端部30mm進行灌膠處理并將兩側蒙皮加厚作為夾持端，蜂窩芯體寬度為600mm，如圖1。芯體蜂窩形狀為邊長8mm的正六邊形。

圖1 壓縮試樣尺寸Fig.1 The size of specimen for compression

蜂窩夾層復合材料的面板為碳纖維層合板，共3層，鋪層為［（±45）/0/（±45）］，其中第一層和第三層為編織結構，第二層為單向帶。單向帶的材料為CCF300/BA9916-II，厚度為0.125mm；編織結構的材料為 CF3031/BA9916-II，厚度為0.23mm。芯體的材料為具有蜂窩結構的NRH-2-48芳綸紙，厚度分別為8，12，20mm，面板與芯體通過膠層連接。碳纖維層合板的力學性能見表1，E為彈性模量，G為剪切模量。蜂窩芯體的力學性能為ET＝107MPa，GLT＝37.8MPa，GWT＝22.8MPa，EL＝EW＝GLW＝0。

表1 碳纖維層合板各層的力學性能Tab.1 Mechanical properties of layers of carbon fiber laminates

1.2 試驗方法

用YAW-5000F型微機控制電液伺服長柱壓力試驗機對3種芯體厚度的試樣進行靜力壓縮試驗，結果取3個試樣的平均值。試驗時，對試樣下端進行固支，上端施加載荷，并對試樣兩側邊安裝側向夾具，確保試驗加載的中心通過試樣的幾何中心，以實現純壓縮狀態。在試樣正反兩面粘貼應變片測加載過程中試樣各個部位的應變，一個試樣共布置98個應變片，其分布如圖2所示，另一面對應點處的應變片編號為對應點處的應變片編號加49。

圖2 試樣上應變片分布位置Fig.2 Positions of strain gage on the surface of specimen

2 試驗結果及討論

2.1 壓縮性能

取各試樣中間第四截面（圖2中22～28應變片所在截面）應變進行分析，3種蜂窩芯體厚度試樣的載荷－應變曲線如圖3所示。由圖可見，蜂窩芯體厚度為8mm試樣的載荷－應變曲線可以劃分為兩個階段。第一階段為試驗開始到試樣屈曲；第二階段為試樣屈曲到破壞。第一個階段試樣在壓縮載荷的作用下應變呈線性變化。試樣在屈曲后進入第二階段，應變呈現非線性變化，此時雖然試樣已經屈曲，但依然具有很大的承載能力，隨著試樣變形的增大，屈曲變得更為嚴重，直至試樣破壞。蜂窩芯體厚度為12mm試樣的載荷－應變曲線與厚度為8mm的試樣類似。但厚度為20mm試樣的載荷－應變曲線與前兩者明顯不同，它只有一種階段，并沒有出現屈曲階段，應變隨著載荷的增加呈線性變化，直至試樣破壞。

2.2 蜂窩芯體厚度對屈曲載荷的影響

由試驗得到，蜂窩芯體厚度為8，12mm試樣的屈曲載荷分別為56，112kN；而蜂窩芯體厚度為20mm試樣在破壞之前都沒有發生屈曲現象。可見，蜂窩芯體厚度對復合材料的屈曲載荷有很大影

圖3 不同蜂窩芯體厚度試樣的載荷－應變曲線Fig.3 Load-strain curves of specimens with different honeycomb core thicknesses

式中：νxy，νyx分別為面板材料的泊松比；h為蜂窩芯體的厚度；t1為上面板厚度；t2為下面板厚度；Ei1為上面板彈性模量；Ei2為下面板彈性模量。

由上式可以看出復合材料的彎曲剛度與蜂窩芯體的厚度的平方成正比，因此提高蜂窩芯體厚度可以提高芯體結構的彎曲剛度，進而提高其屈曲載荷。

試驗中，蜂窩芯體厚度為8，12mm的試樣發生了屈曲，由上式可以計算出這2種試樣的彎曲剛度比為1∶2.25，而試驗得到其屈曲載荷比為1∶2，兩者結果相近。蜂窩芯體厚度為20mm試樣的屈曲載荷遠大于其破壞載荷，因此沒有發生屈曲現象。

2.3 蜂窩芯體厚度對破壞載荷的影響

由試驗得到，蜂窩芯體厚度為8，12，20mm試樣的破壞載荷分別為99.7，124，202.1kN；破壞應變分別為5 906×10－6，6 464×10－6，7 528×10－6。可見隨蜂窩芯體厚度的增大，復合材料的破壞載荷逐漸增大，厚度為12mm和20mm時試樣的破壞載荷比厚度為8mm試樣的分別提高了24%和102%。

對于蜂窩夾層復合材料，蜂窩芯體在垂直于厚度方向的LW平面內剛度無窮小，其面內剪切模量GLW及沿L、W方向的彈性模量EL，EW均為0，即在LW平面內完全由面板承受平面的壓縮載荷，而芯體對面板提供連續支撐作用。由此可以看出，芯體厚度的增大，主要影響蜂窩夾層復合材料的屈曲，但屈曲現象的發生也會使試樣的承載能力急劇下降。響，隨蜂窩芯體厚度的增大，試樣的屈曲載荷增大。

文獻［10］提出，對于面板較薄的蜂窩夾層復合材料，其彎曲剛度D計算公式為

從圖4可以看出，蜂窩芯體厚度為8，12mm的試樣，在壓縮試驗過程中出現了屈曲現象，其破壞形式均為面板皺褶；蜂窩芯體厚度為20mm的試樣，在壓縮過程中沒有出現屈曲現象，而是在面板承載能力超過其強度時，面板發生破壞，進而失去承載能力，其破壞形式為面板破壞。

圖4 不同蜂窩芯體厚度試樣的破壞形式Fig.4 Failure modes of specimens with different honeycomb core thicknesses

2.4 蜂窩芯體厚度的優化

蜂窩夾層復合材料其主要優點就是結構密度小，具有較大的彎曲剛度及強度，厚度的增加可以大幅度提高其彎曲剛度及屈曲載荷，但是復合材料的密度也會相應提高。因此，應在滿足其剛度及強度的基礎上，盡可能地減小蜂窩芯體的厚度。

試驗用復合材料，其上下面板的厚度及材料相同，因此在不發生屈曲的情況下，其承載能力是一定的，蜂窩芯體厚度的改變對其破壞載荷影響較小。而芯體厚度的改變對屈曲載荷影響較大，屈曲現象的發生又會促進材料的最終破壞。因此，需要對蜂窩結構復合材料的芯體厚度進行優化設計。

由圖5可以看出，隨著試樣芯體厚度的增加，其屈曲載荷的提高速度較快，但厚度增加到一定程度時，雖然試樣未發生屈曲，但載荷已超過其面板斷裂強度，面板發生破壞使整個試樣喪失承載能力。因此，當復合材料的屈曲載荷與其面板的破壞載荷相同時，其蜂窩芯體的厚度為最佳選擇。對于試驗用復合材料，當芯體厚度在13mm左右時，試樣的蜂窩芯體厚度為最佳。

圖5 蜂窩夾層復合材料的承載能力與蜂窩芯體厚度關系曲線Fig.5 Load vs core thickness for honeycomb sandwich composites

3 結 論

（1）蜂窩夾層復合材料的屈曲載荷隨蜂窩芯體厚度的增大而增大，蜂窩芯體厚度為8，12mm的試樣在壓縮試驗中發生了屈曲，其承載能力比20mm的試樣低較多。

（2）當復合材料屈曲載荷超過其面板的斷裂強度時，厚度的增大對承載能力影響較小，因此，當復合材料的屈曲載荷與其面板的破壞載荷相同時，蜂窩復合材料的芯體厚度最佳。

［1］董彥芝，劉芃，王國棟.航天器結構用材料應用現狀與未來需求［J］.航天器環境工程，2010，17（1）：41-45.

［2］KASSAPOGLOUS C，JONAS P J，ABBOTT R.Compressive strength of composite sandwich panel after impact damage：anex－perimental and analytical study［J］.Journal of Composites Technology and Research，1988，10（2）：65-73.

［3］CAPRINO G，TETI，R.Impact and post-impact behavior of foam core sandwich structures［J］.Composite Structures，1994，29：47-55.

［4］程小全，寇長河，酈正能.復合材料蜂窩夾芯板低速沖擊損傷研究［J］.復合材料學報，1998，15（3）：124-128.

［5］VONACH WK，RAMMERSTORFER F G.Wrinkling of thick orthotropic sandwich plates general loading conditions［J］.Archive of Applied Mechanics，2000，70（5）：338-348.

［6］LEOTOING L，DRAPIER S，VAUTRIN A.Using new closed-form solutions to set up design rules and numerical investigations for global and local buckling of sandwich beams［J］.Journal of Sandwich Structures and Material，2004，6（3）：263-289.

［7］修英姝，崔德剛.復合材料蜂窩夾層結構的優化設計［J］.北京航空航天大學學報，2004，30（9）：855-858.

［8］張鐵亮，丁運亮，金海波.基于有限元法的蜂窩夾層結構穩定性研究［J］.復合材料學報，2012，29（3）：184-190.

［9］法洋洋，陳秀華.蜂窩夾層結構拉脫破壞的有限元分析［J］.機械工程材料，2012，6（10）：86-91.

［10］中國航空研究院.復合材料結構設計手冊［M］.北京：航空工業出版社，2001.