含Cohesive單元的艙門蒙皮低速沖擊有限元仿真

左 銳，左洪福，蘆吉云，徐瑀童

(南京航空航天大學 民航學院， 南京 211100)

【化學工程與材料科學】

含Cohesive單元的艙門蒙皮低速沖擊有限元仿真

左 銳，左洪福，蘆吉云，徐瑀童

(南京航空航天大學 民航學院， 南京 211100)

利用3D Hashin失效準則預測復合材料氣密性艙門蒙皮4種層內損傷模式：纖維拉伸、纖維壓縮、基體拉伸和基體壓縮，進行低速沖擊有限元仿真分析；使用Cohesive單元結合QUADS失效準則代替VCCT技術模擬分層失效；比較不同網格密度、沖擊位置以及沖擊能量下對數值分析的影響。仿真結果表明：沖擊點越接近筋條緣條中央位置，沖擊損傷面積越大，應作為艙門健康監測研究中重要監測對象之一。

氣密性艙門；低速沖擊；健康監測；沖擊能量

飛機在高速運行過程中對氣密性要求極高，復合材料氣密性艙門的健康監測問題越來越受重視。通過對飛機結構的沖擊損傷進行記錄與調查，發現對71架服役中的Boing747 所進行的688次維修中，有90次是由低速沖擊引起的，占總數的13%，并且這些沖擊損傷主要出現在艙門周圍、飛機頭部、貨艙地板以及尾翼前沿等位置，其中約70%的損傷部位分布于艙門周圍[1]。與復合材料結構在高速沖擊下所產生的穿透性損傷不同，低速沖擊下，復合材料結構表面很難目視檢查，但在結構內部可能已產生大范圍損傷，主要有3種損傷類型：層間脫層、層內基體開裂、纖維斷裂，纖維斷裂將造成整個結構的失效。因此，復合材料氣密性艙門結構的低速沖擊損傷研究對結構的健康監測有著十分重要的意義[2-3]。

M.Meo[4]采用Chang-Chang失效模型進行復合材料結構在沖擊作用下纖維斷裂、基體在拉伸和壓縮狀態下失效等各種損傷類型的預測，但只考慮面內應力，不適合面外應力明顯的沖擊受載情況(如脫層的產生和擴展)。Zou[5]基于復合材料層合板理論，建立了考慮層間脫層的有限元模型，預測沖擊作用下復合材料結構的響應與損傷，該模型沿復合材料的厚度方向引入了子層結構與界面層結構(Cohesive單元)。其中子層結構表示為鋪層結構中的一個獨立子結構，在該子層結構中將不產生脫層損傷，界面層(Cohesive單元)用于描述脫層損傷。

過去在模擬復合材料分層失效時，大多采用基于Debond技術的VCCT方法，以線彈性斷裂力學的應變能釋放率為判據，適用于模擬脆性斷裂擴展，只能沿著事先確定的擴展面擴展，分析前需指定初始裂紋，所以應用范圍受到很大限制，本文選用Cohesive單元模擬層間界面，使用Traction-separation law模擬原子晶格的減聚力，避免了裂紋尖端的奇異性，研究艙門結構沖擊損傷敏感位置和不同沖擊能量下的沖擊響應，為艙門結構健康監測研究提供參考[6-7]。

1 Hashin失效準則

本文通過ABAQUS/Explicit中VUMAT子程序接口調用經典Hashin三維失效準則進行分析，Hashin三維失效準則綜合考慮各個應力分量分析產生的失效模式，由失效常數判斷是否發生基體和纖維失效模式，共分為4種失效形式，包括纖維的拉伸、壓縮失效以及基體的拉伸、壓縮失效。

纖維拉伸破壞σ11≥0：

(1)

纖維壓縮破壞σ11<0：

(2)

基體拉伸破壞σ22+σ33>0：

(3)

基體壓縮破壞σ22+σ33<0：

(4)

在式(1)～式(4)中,σij為各個方向上的應力分量,層內拉伸和壓縮許用應力分別用下標T和C表示，XT、YT和ZT分別表示3個材料方向上的拉伸許用應力，XC、YC和ZC分別為3個材料方向上的壓縮許用應力。S12、S13和S23分別為各自的面內剪切強度[8-10]。

2 基于ABAQUS的3D艙門蒙皮加筋結構低速沖擊有限元模擬

艙門蒙皮結構如圖1、圖2所示。蒙皮結構曲率半徑為3 m，幾何尺寸為1 m×0.8 m，厚度0.002 8 m，14層復合材料，[0,45,90,-45,0,45,0]s([ ]中的數值表示各鋪層的纖維鋪設角度，s表示對稱鋪設)，單層厚度為0.000 2 m。筋條材料為鋁合金，厚度與蒙皮結構相同，腹板高度為0.07 m，緣條寬度為0.03 m。沖頭為直徑0.016 mm的球體，質量為5 kg。

圖1 艙門簡化結構

圖2 筋條結構

2.1 Cohesive單元有限元建模

在mesh模塊中對蒙皮和筋條進行適當網格劃分，蒙皮厚度方向網格數量設為14，并為每兩層單元間的面以及蒙皮和筋條之間的接觸面一一建立Set。利用ABAQUS中的Offset功能對之前所建立的Set進行偏置設置，偏置厚度為0.000 01 m，單元類型選擇COH3D8，并采用松弛剛度，默認單元刪除，最大剛度降定為 0.95。在Properties模塊中Section設為Cohesive，Traction-Separation Law。

復合材料、鋁合金以及膠層(Cohesive單元)材料參數如表1、表2、表3所示。

表1 鋁合金材料參數

表2 Cohesive單元材料屬性

表3 T700/5284復合材料參數

表2中knn表示第一主方向剛度，kss表示第一剪切方向剛度，ktt表示第二剪切方向剛度；tn表示第一主方向應力，ts表示第一剪切方向應力，tt表示第二剪切方向應力；GIc表示第一主方向斷裂能，GIIc表示第一剪切方向斷裂能，GIIIc表示第二剪切方向斷裂能。

2.2 網格密度對沖擊模型數值分析的影響

建立3種不同網格密度的有限元模型(表4)，沖擊點選擇圖3(a)位置，沖擊能量為5.625 J(1.5 m/s)。

表4 不同網格計算結果

此處僅對模型進行優化分析，因此并不考慮損傷影響，主要從運算時間(Intel Xeon E5-2630 v3,3.2GHz)和極限位移的變化兩方面進行對比發現Mesh2為較優網格密度[11-13]。

2.3 筋條對艙門蒙皮沖擊損傷的影響

仍取沖擊能量為5.625 J，圖3分別是沖頭3個不同沖擊位置的視圖，圖3 (a)中沖擊點選為兩筋條之間的位置(以下簡稱為a位置)，圖3(b)正對筋條(以下簡稱為b位置)，圖3(c)位于筋條中央[14](以下簡稱為c位置)。

對3個沖擊位置沖擊后，蒙皮結構主要出現基體拉伸和分層損傷，以圖3(a)位置為例，圖4為a位置蒙皮結構分層損傷云圖，圖6為a位置沖擊位置基體損傷云圖，圖5和圖7分別為3種沖擊位置下分層損傷面積和基體損傷面積直方圖。

圖3 沖擊位置示意圖

圖4 a位置蒙皮結構每兩層之間的分層損傷云圖

圖5 3種沖擊位置各層界面損傷面積直方圖

可以看出，無論是沖擊后的分層損傷面積還是鋪層內基體損傷面積，總體上都是c位置最大，其次是b位置，避開筋條的a位置損傷面積最小。這是因為筋條加強了結構的剛度，剛度越大，結構變形越小，a沖擊位置中沒有筋條的支撐，結構的變形吸收了主要沖擊能量，損傷面積較小，而b位置和c沖擊位置中筋條的支撐限制了結構的變形量，只能通過損傷的形式吸收沖擊能，而且從b位置和c沖擊位置中損傷面積對比可以看出沖擊點越靠近筋條中心位置，損傷面積越大。

沖擊后分層損傷形狀大致呈橢圓形，中間界面的分層形狀逐漸變為喇叭狀，這是因為沖擊產生的應力波從沖擊背面傳播到沖擊正面時衰減較大。分層損傷主要集中在靠近受沖擊面和蒙皮中間的鋪層內。

圖6 a位置蒙皮結構基體損傷云圖

圖7 3種沖擊位置基體損傷面積直方圖

2.4 不同沖擊能量對結構損傷的影響

選取c沖擊位置，改變沖頭的沖擊能量，分別記為Energy1=2.5 J(1 m/s)，Energy2=5.625 J(1.5 m/s)，Energy3=10 J(2 m/s)，沖擊時間仍為0.006 s，觀察沖擊點損傷相對于沖擊能量的敏感度，研究損傷的變化特性[14-16]。

不同沖擊能量下的數值分析曲線(沖擊力/位移)如圖8、圖9所示。表5為不同沖擊能力下沖頭的最大沖擊力、沖擊點最大位移和損傷總面積。

從圖8、圖9可以看出，沖擊力和沖擊點位移(凹坑深度)隨著沖擊能量的增加而有所增加，3種沖擊能量下基體損傷不同，通過計算分析可歸納每種沖擊能量下最大基體損傷面積值如表5所示，隨著沖擊能量的增加，蒙皮基體損傷面積也不斷增加。

表5 沖頭正對筋條時的最大沖擊力、最大位移和基體最大損傷面積

圖8 3種沖擊能量下沖擊點位移時間歷程曲線

圖9 3種沖擊能量下接觸力時間歷程曲線

3 結論

含Cohesive單元的有限元模型計算對網格敏感度要求很嚴格，在復合材料結構低速沖擊分析中，對于特定結構，通過運算時間和絕對位移(最后精度)綜合衡量來確定網格密度非常重要。筋條增加了結構的剛度，限制了沖擊過程中結構的變形，因此為了緩沖吸能只能通過發生損傷的形式，越接近筋條位置，結構損傷越嚴重，對結構剛度和強度的影響就越大，因此在艙門結構健康監測中應該作為重要監測對象。低速沖擊下，艙門損傷類型以基體拉伸和分層失效為主，沖擊力、凹坑深度和損傷面積隨著沖擊能量的增加而增加。損傷特性和沖擊能量的擬合曲線，對艙門健康監測的能量識別研究有著重大意義。

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(責任編輯 楊繼森)

Finite Element Simulation for Application to Low Velocity Impact Problem of Aircraft Door Skin with Cohesive Element

ZUO Rui， ZUO Hong-fu， LU Ji-yun， XU Yu-tong

(College of Civil Aviation, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 211100, China)

Composite skin of airtight aircraft door 3D FE model was built for the application to low velocity impact simulation, predicting 4 kinds of inner-layer damage with 3D Hashin failure criteria: tensile fiber mode, compressive fiber mode, tensile matrix mode and compressive matrix mode. The delamination failure was implemented by the cohesive zone model with QUADS instead of VCCT technology. By making comparison numerical analysis of different mesh densities, impact energies and locations, simulation results show that the nearer the location is to the flange center, the larger damage area gets, which references for important monitoring locations in aircraft door health monitoring.

aircraft door; low-velocity impact; health monitoring; impact energy

2016-10-11；

2016-11-31

航空發動機機隊維修決策優化方法與關鍵技術項目(U1533202)；國家自然科學基金資助項目(51405223)；江蘇省普通高校研究生科研創新計劃項目 (KYLX15_0313)；中央高?；究蒲袠I務費專項基金資助項目(NS2015072)

左銳(1991—)，男，碩士，主要從事安全技術、失效分析與壽命研究。

10.11809/scbgxb2017.02.036

左銳，左洪福，蘆吉云,等.含Cohesive單元的艙門蒙皮低速沖擊有限元仿真[J].兵器裝備工程學報，2017(2):163-167.

format:ZUO Rui，ZUO Hong-fu，LU Ji-yun，et al.Finite Element Simulation for Application to Low Velocity Impact Problem of Aircraft Door Skin with Cohesive Element[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(2):163-167.

V258+.3

A

2096-2304(2017)02-0163-05