復(fù)合材料機(jī)身C型柱準(zhǔn)靜態(tài)壓潰仿真及失效模式

解 江， 馬驄瑤， 周 建， 牟浩蕾， 馮振宇

(中國(guó)民航大學(xué) 天津市民用航空器適航與維修重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300300)

復(fù)合材料機(jī)身C型柱準(zhǔn)靜態(tài)壓潰仿真及失效模式

解 江， 馬驄瑤， 周 建， 牟浩蕾， 馮振宇

(中國(guó)民航大學(xué) 天津市民用航空器適航與維修重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300300)

為了研究復(fù)合材料機(jī)身薄壁C型柱結(jié)構(gòu)軸向壓潰吸能特性、失效模式及C型柱多層殼單元建模方法，建立多層殼單元有限元模型，基于準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證。結(jié)果表明：C型柱多層殼單元模型能夠在一定程度上模擬層間分層失效及壓潰過(guò)程中的局部彎曲變形和層束彎曲失效模式；仿真與實(shí)驗(yàn)的載荷-位移曲線(xiàn)吻合性較好，壓潰初始峰值載荷，比吸能以及壓潰均值偏差較小；但C型柱結(jié)構(gòu)壓潰初始峰值載荷較大，載荷效率較低，需通過(guò)優(yōu)化設(shè)計(jì)進(jìn)一步降低其初始載荷峰值。

復(fù)合材料薄壁C型柱；多層殼模型；失效模式；吸能特性

適墜性(crashworthiness)是指航空器在發(fā)生墜撞或其他意外事件時(shí)具有保護(hù)機(jī)上乘員生命安全的能力。為了保證乘員安全，各國(guó)適航當(dāng)局對(duì)民用航空器適墜性都有嚴(yán)格要求，以我國(guó)運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適航規(guī)章CCAR25—R4為例，雖然沒(méi)有集中明確給出適墜性要求，但是將適墜性要求分散在眾多條款中，例如25.561/25.562等。通過(guò)在民用飛機(jī)地板下部設(shè)計(jì)吸能結(jié)構(gòu)，可以在飛機(jī)墜撞時(shí)吸收大部分沖擊能量，保證墜撞后客艙結(jié)構(gòu)的完整性，限制傳遞給乘員的沖擊力，進(jìn)而保證乘員生命安全[1-2]，滿(mǎn)足適航要求。

近年來(lái)，復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用比例越來(lái)越大，并逐漸應(yīng)用于主承力結(jié)構(gòu)中。其中，以復(fù)合材料薄壁C型柱為代表的開(kāi)放式吸能結(jié)構(gòu)，因質(zhì)量輕、安裝及檢修難度小，在航空領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用，如圖1所示。圖1(a)為典型民用飛機(jī)機(jī)身框段結(jié)構(gòu)截面示意圖，圖1(b)為貨艙地板下部墜撞壓潰區(qū)域，圖1(c)為貨艙地板下部C型支撐桿結(jié)構(gòu)[3]。復(fù)合材料C型支撐桿結(jié)構(gòu)在漸進(jìn)壓潰載荷和失效引發(fā)形式的共同作用下，會(huì)發(fā)生一系列破壞吸能過(guò)程，降低傳遞給乘員的沖擊力。

從2005年開(kāi)始，Boeing公司對(duì)B787飛機(jī)進(jìn)行機(jī)身框段結(jié)構(gòu)墜撞仿真分析，基于仿真結(jié)果重新設(shè)計(jì)貨艙下部結(jié)構(gòu)，在貨艙地板下部布置一系列短C型支柱，通過(guò)其漸進(jìn)失效來(lái)吸收墜撞沖擊能量，并從2007年起，波音公司對(duì)B787機(jī)身結(jié)構(gòu)進(jìn)行了3次實(shí)驗(yàn)：客艙地板下部結(jié)構(gòu)(帶貨物箱)的壓縮實(shí)驗(yàn)；客艙地板下部結(jié)構(gòu)倒置沖擊實(shí)驗(yàn)；10 ft(3 m)長(zhǎng)的機(jī)身下部框段結(jié)構(gòu)30 ft/s(9.14 m/s)的墜撞實(shí)驗(yàn)。同時(shí)，F(xiàn)AA聯(lián)合華盛頓大學(xué)采用積木式研究方案，針對(duì)B787貨艙地板下部吸能結(jié)構(gòu)開(kāi)展了大量的實(shí)驗(yàn)、仿真及結(jié)構(gòu)優(yōu)化分析研究[4-7]，為B787的驗(yàn)證及適航審定提供了重要技術(shù)支持，并已初步完成復(fù)合材料手冊(cè)(Composite Materials Handbook-17H)中第16章(Crashworthiness and Energy Management)的編寫(xiě)。其中，華盛頓大學(xué)的Feraboli等研究了外圓角半徑和截面尺寸對(duì)C型柱吸能特性的影響，研究表明，在材料和鋪層固定的情況下，減小外圓角半徑和截面尺寸可以有效提高C型柱的吸能能力[8]；還通過(guò)準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰實(shí)驗(yàn)研究了丟層(ply drop-offs)設(shè)計(jì)的復(fù)合材料薄壁C型柱吸能特性，通過(guò)LS-DYNA仿真軟件研究了復(fù)合材料薄壁C型柱的屈曲與失效的關(guān)系，研究表明：當(dāng)屈曲載荷小于失效載荷時(shí)，C型柱壓潰出現(xiàn)屈曲，壓潰失穩(wěn)，吸能較少；當(dāng)屈曲載荷大于失效載荷時(shí)，C型柱壓潰為漸進(jìn)失效，壓潰進(jìn)程穩(wěn)定，吸能效果較好[9]。此外，Deepak通過(guò)準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰實(shí)驗(yàn)和仿真分析研究了不同失效引發(fā)形式對(duì)復(fù)合材料薄壁C型柱結(jié)構(gòu)吸能特性的 影響，研究表明，頂端失效機(jī)制，即在試件頂端設(shè)置45°倒角引發(fā)形式，能夠使C型柱獲得較低的初始峰值載荷，進(jìn)而獲得較高的比吸能[10]。國(guó)外對(duì)于C型柱的吸能特性研究比較全面，部分研究成果已經(jīng)在民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、驗(yàn)證及適航審定中得到應(yīng)用[11]。而國(guó)內(nèi)方面，對(duì)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)吸能特性的研究主要集中在復(fù)合材料薄壁圓管[12-14]、方管[16-17]、波紋梁[14-15, 18-21]，以及其他結(jié)構(gòu)等[22]，對(duì)于復(fù)合材料薄壁C型柱的實(shí)驗(yàn)及仿真分析研究相對(duì)較少。復(fù)合材料C型柱在B787上的大量應(yīng)用，說(shuō)明復(fù)合材料薄壁C型柱在保證飛機(jī)墜撞安全方面具有廣闊應(yīng)用前景，因此有必要進(jìn)一步研究其破壞吸能特性。

圖1 機(jī)身框段結(jié)構(gòu)及墜撞壓潰區(qū)域 (a)機(jī)身框段結(jié)構(gòu)截面示意圖;(b)貨艙地板下部墜撞壓潰區(qū)域;(c)C型支撐桿Fig.1 Fuselage section structure and crash zone (a)schematic diagram of fuselage section;(b) crash zone under cargo floor;(c) C-channel specimen

本工作基于文獻(xiàn)[10]中復(fù)合材料薄壁C型柱準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰實(shí)驗(yàn)結(jié)果及數(shù)據(jù)，運(yùn)用顯式動(dòng)力學(xué)有限元軟件LS-DYNA研究多層殼單元有限元建模方法，建立C型柱多層殼單元有限元模型，通過(guò)對(duì)復(fù)合材料薄壁C型柱準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰實(shí)驗(yàn)進(jìn)行仿真，根據(jù)評(píng)價(jià)指標(biāo)將獲得的仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證多層殼單元有限元建模方法及多層殼單元有限元模型，并進(jìn)行薄壁C型柱準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰失效模式分析，給出結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)優(yōu)化建議，為航空C型柱吸能結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)和應(yīng)用提供技術(shù)儲(chǔ)備。

1 實(shí) 驗(yàn)

研究對(duì)象為10層復(fù)合材料Hexcel IM7/8552層合而成的C型柱薄壁結(jié)構(gòu)[10]，試件橫截面尺寸和試件外形圖如圖2所示，其腹板寬度為76.2 mm，左右兩側(cè)緣條寬度為25.4 mm，腹板與緣條過(guò)渡圓弧內(nèi)半徑為3.2 mm，外半徑為4.7 mm，試件高度為101.6 mm，厚度為1.52 mm。試件鋪層角度為[0/0/+45/-45/0]s，其中軸向壓潰方向?yàn)槔w維0°方向。試件壓潰端采用45°外倒角引發(fā)形式。實(shí)驗(yàn)軸向壓潰速率為7.6 mm/min，最大壓潰進(jìn)程為50.8 mm，實(shí)驗(yàn)后試件的破壞形貌如圖3所示。

主要采用比吸能(Specific Energy Absorption，Es)、初始峰值載荷(Fmax)、平均壓潰載荷(Fmean)和載荷效率(ηAE)作為對(duì)試件吸能能力的評(píng)價(jià)指標(biāo)。

圖2 C型柱試件橫截面尺寸及試件外形示意圖Fig.2 Size of cross section and configuration of C-channel specimen

圖3 C型柱試件準(zhǔn)靜態(tài)壓潰實(shí)驗(yàn)后的形態(tài)Fig.3 C-channel specimen quasi-static crushing test on post-test

1)比吸能(Es)：指在結(jié)構(gòu)有效破壞長(zhǎng)度(l)內(nèi)單位質(zhì)量(m)吸收的能量(EA)，是衡量元件吸能能力最重要參數(shù)。由壓潰力(F)對(duì)壓潰距離進(jìn)行積分得到在整個(gè)壓潰過(guò)程中所吸收的總能量。

(1)

式中：l為壓潰距離，mm；F為壓潰載荷，kN；ρ為材料密度，g/cm3；A為有效橫截面面積，mm2。

2)初始峰值載荷(Fmax)：結(jié)構(gòu)被壓潰破壞的門(mén)檻值，用于評(píng)價(jià)結(jié)構(gòu)在外力作用下發(fā)生破壞吸能難易程度的指標(biāo)，是載荷-位移曲線(xiàn)的初始峰值。

3)平均壓潰載荷(Fmean)：整個(gè)壓潰過(guò)程的載荷平均值。

(2)

式中：F為壓潰載荷，kN；s為壓潰位移，mm；S為整個(gè)壓潰過(guò)程的壓潰總位移，mm。

4)載荷效率(ηAE)：平均載荷與峰值載荷的比值。

(3)

實(shí)驗(yàn)所得載荷-位移曲線(xiàn)如圖4所示。從圖4可以看出，其初始峰值載荷為33 kN，通過(guò)式(1)計(jì)算得出壓潰比吸能為38 J/g。根據(jù)式(2)，(3)計(jì)算得到平均壓潰載荷為10.93 kN，載荷效率為33.12%。

圖4 C型柱試件準(zhǔn)靜態(tài)壓潰載荷-位移曲線(xiàn)Fig.4 Load-displacement curve obtained from quasi-static crushing test

2 復(fù)合材料薄壁C型柱多層殼單元建模

2.1 有限元模型

為了模擬復(fù)合材料薄壁結(jié)構(gòu)在壓潰過(guò)程中，層間分層失效的破壞模式，采用多層殼有限元建模方法。采用多層殼建模會(huì)導(dǎo)致網(wǎng)格數(shù)量成倍增加，計(jì)算時(shí)間急劇增加，因此，為了節(jié)省計(jì)算成本，采用5層殼單元建模來(lái)模擬10層鋪層方式，在HyperMesh中建立復(fù)合材料薄壁C型柱5層殼單元有限元模型，如圖5所示，每層殼單元具有不同鋪層角度；同時(shí)為了模擬45°外倒角的引發(fā)形式，在壓潰頂端采用逐層遞減高度的方式建立45°外倒角，表1分別給出了C型柱5層殼單元對(duì)應(yīng)的不同高度和不同鋪層角度。由于在壓潰過(guò)程中，復(fù)合材料薄壁C型柱結(jié)構(gòu)破壞較為劇烈，故選用尺寸較小的單元網(wǎng)格，網(wǎng)格尺寸為1.27 mm×1.27 mm，單元類(lèi)型采用二維Belytschko-Tsay殼單元，模型總計(jì)45341個(gè)單元。

圖5 C型柱多層殼有限元模型Fig.5 Multi-layered FE model of C-channel composite

ShellelementHeight/mmAngleoflayer1101．600[0]22101．296[+45/-45]3100．992[0]24100．688[-45/+45]5100．384[0]2

2.2 材料模型及失效判據(jù)

LS-DYNA的MAT54_Enhanced_Composite_Damage材料模型中[23]，材料在彈性范圍內(nèi)的應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系如下：

(4)

(5)

(6)

在式(5)中，α參數(shù)是非線(xiàn)性剪切應(yīng)力項(xiàng)的加權(quán)因子。材料超出了彈性范圍，MAT54材料采用Chang-Chang準(zhǔn)則來(lái)判定鋪層的失效行為，如式(7)～(9)所示。

(a)纖維拉伸模式(纖維斷裂)：

(7)

β是在纖維拉伸模式下剪切項(xiàng)的加權(quán)因子，0≤β≤1.0。

纖維斷裂引起鋪層失效后，Ea=Eb=Gab=νba=νab=0。

(b)纖維壓縮模式(纖維屈曲或扭轉(zhuǎn))：

(8)

在纖維屈曲或扭轉(zhuǎn)引起鋪層失效后，Ea=νba=νab=0。

(c)基體拉伸模式(在橫向拉伸和面內(nèi)剪切下的基體開(kāi)裂)：

(9)

在基體開(kāi)裂引起鋪層失效后，Ea=νba=0→Gab=0。

(d)基體壓縮模式(在橫向壓縮和面內(nèi)剪切下的基體開(kāi)裂)：

(10)

在基體開(kāi)裂引起鋪層失效后，Ea=νba=νab=0→Gab=0。

ef，ec，em和ed稱(chēng)為歷史變量，對(duì)應(yīng)描述為纖維方向與基體方向的拉伸和壓縮行為。Xt，Xc，Yt，Yc，Sc為應(yīng)力失效參數(shù)。剪切應(yīng)力加權(quán)因子β允許用戶(hù)明確地定義在拉伸失效模式下剪切行為的影響。

復(fù)合材料薄壁C型柱采用LS-DYNA中的漸進(jìn)失效材料模型MAT_54 Enhanced-Composite-Damage材料模型。材料基本力學(xué)參數(shù)來(lái)自文獻(xiàn)[10]，但是，采用文獻(xiàn)[15]中的方法進(jìn)行了MAT54材料模型的材料失效參數(shù)分析，并且采用文獻(xiàn)[12]、[13]中的方法進(jìn)行了大量的參數(shù)不確定性分析研究，開(kāi)展了大量的模型建立及驗(yàn)證工作，其材料輸入?yún)?shù)如表2所示。

表2 復(fù)合材料C型柱MAT54材料參數(shù)表

剛性墻以7.6 mm/min的速率勻速加載，采用MAT_20 Rigid材料模型，有限元模型尺寸為100 mm×65 mm，網(wǎng)格尺寸1 mm×1 mm。剛性墻材料基本參數(shù)如表3所示。

表3 剛性墻材料參數(shù)表

2.3 邊界條件和接觸定義

約束薄壁C型柱底端所有節(jié)點(diǎn)自由度，設(shè)置剛性墻與C型柱之間的摩擦系數(shù)為0.3。設(shè)置面-面接觸(contact automatic surface to surface)，來(lái)防止壓潰過(guò)程中剛性墻與C型柱之間發(fā)生穿透。采用多層殼單元建模方法，為了模擬層間力的作用以及層間分層失效現(xiàn)象，采用contact tiebreak(contact one way surface to surface tiebreak，option 8)來(lái)定義殼單元之間的連接，tiebreak接觸不但能模擬壓潰仿真中的分層失效現(xiàn)象，同時(shí)還能夠防止失效后層間穿透的發(fā)生，接觸失效判據(jù)如式(11)所示[23]：

(11)

式中：σn和σs分別為界面的法向應(yīng)力和切向應(yīng)力，GPa；σNFLS和σSFLS分別為接觸的法向強(qiáng)度和切向強(qiáng)度，GPa。

當(dāng)接觸點(diǎn)之間的距離增大到LCCRIT時(shí)，殼單元之間開(kāi)始發(fā)生層間分離，層間應(yīng)力隨層間分離距離的增大開(kāi)始逐漸變小。LCCRIT由式(12)及式(13)計(jì)算得出：

(12)

(13)

Etie是層間失效釋放的能量。當(dāng)Etie=GIIC，σn=0，σs=σNFLS，采用的LCCRIT如式(14)所示：

(14)

(15)

C型柱有限元模型包括5層殼單元，只在這5層殼單元之間定義tiebreak接觸。壓潰時(shí)分層現(xiàn)象是發(fā)生在鋪層之間，因此，對(duì)上面計(jì)算得到的LCCRIT進(jìn)行修正：

(16)

式中：ndelam是鋪層層間數(shù)(10個(gè)鋪層9個(gè)層間)；ntie是tiebreak接觸數(shù)(5個(gè)殼單元4個(gè)tiebreak接觸)。因此，tiebreak連接輸入?yún)?shù)如表4所示。

值得注意的是，壓潰過(guò)程中產(chǎn)生分層現(xiàn)象，導(dǎo)致殼單元發(fā)生彎曲折疊，引起自身接觸，因此，定義C型柱contactautomaticsinglesurface來(lái)防止殼單元自身穿透。

表4 Tiebreak連接輸入?yún)?shù)

3 C型柱壓潰仿真結(jié)果及失效模式分析

復(fù)合材料薄壁C型柱壓潰實(shí)驗(yàn)與仿真進(jìn)程對(duì)比如圖6所示。壓潰開(kāi)始后，C型柱試件在承受軸向壓縮載荷作用下，首先在試件端部薄弱處破壞，并且隨著壓潰進(jìn)程的持續(xù)，破壞逐級(jí)向下發(fā)展，這一過(guò)程中，局部效應(yīng)非常明顯，即破壞面未達(dá)到的部分材料仍保持完好。其破壞形態(tài)主要特征是大量層間裂紋生成、擴(kuò)展，并導(dǎo)致層間分層開(kāi)裂。這種由一端首先引發(fā)的破壞形態(tài)可以保證在整個(gè)壓潰過(guò)程中破壞始終是漸進(jìn)的，只要壓潰繼續(xù)，就一定會(huì)促成沿軸向的分層破壞形態(tài)的漸進(jìn)擴(kuò)展。從仿真失效模式上看，C型柱多層殼單元模型能夠在一定程度上模擬試件壓潰過(guò)程，包括試件層間分層失效，以及壓潰過(guò)程中局部屈曲彎曲變形和層束彎曲失效模式。

圖7為壓潰實(shí)驗(yàn)與仿真的失效模式對(duì)比圖及典型層束彎曲失效模式圖。從圖7(a)中可以看出，壓潰后C型柱試件產(chǎn)生了層間裂紋及大量彎曲層束。產(chǎn)生這種失效模式的原因是由于在初始引發(fā)階段，復(fù)合材料C型柱的中面附近形成一個(gè)穩(wěn)定的張開(kāi)型的主裂紋，使層間開(kāi)裂的層束分別向內(nèi)和向外彎曲，同時(shí)基體沿著周向開(kāi)裂，層束在周向分裂成幾瓣，形成大量彎曲層束，而彎曲層束之間又有大量的層間裂紋，如圖7(c)所示，這是一種典型的層束彎曲失效模式圖。另外，從圖7(a)中還可以看出，0°鋪層主要以層束開(kāi)裂的形式失效，而±45°鋪層主要以纖維斷裂的形式失效。這是由于試件在軸壓過(guò)程中，0°鋪層主要承載軸向壓力，為結(jié)構(gòu)提供主要的軸向剛度，但周向的強(qiáng)度和剛度較低，致使0°層易發(fā)生軸向彎曲和周向開(kāi)裂，而±45°鋪層，更容易受到±45°方向的剪切、橫向剪切以及相鄰層間力的作用，另外，由于試件是由0°鋪層與±45°鋪層以交叉層疊的順序?qū)雍隙桑蚨S著0°鋪層周向開(kāi)裂的同時(shí)，致使±45°鋪層的大量纖維斷裂。圖7(b)為仿真壓潰失效模式，仿真壓潰失效模式與壓潰實(shí)驗(yàn)失效模式較為吻合，多層殼單元有限元模型可以在一定程度上模擬層間裂紋及彎曲層束模式。

圖6 復(fù)合材料薄壁C型柱實(shí)驗(yàn)與仿真壓潰進(jìn)程對(duì)比 (a) 實(shí)驗(yàn)進(jìn)程；(b) 仿真進(jìn)程Fig.6 Comparison of experimental and numerical crashing progresses (a) experiment；(b)simulation

圖7 實(shí)驗(yàn)與仿真失效模式對(duì)比圖 (a)壓潰實(shí)驗(yàn)失效模式；(b) 壓潰仿真失效模式；(c) 彎曲失效模式圖Fig.7 Comparison of experimental and numerical failure models (a)crushing experimental failure mode； (b)crushing numerical failure；(c)bending failure mode

圖8 仿真與實(shí)驗(yàn)載荷-位移曲線(xiàn)對(duì)比Fig.8 Load-displacement curves of experimental and numerical results

復(fù)合材料薄壁C型柱壓潰仿真的載荷-位移曲線(xiàn)與真實(shí)實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖8所示。從圖8可以看出，載荷-位移曲線(xiàn)在初始?jí)簼㈦A段，近似線(xiàn)性變化；當(dāng)壓潰載荷達(dá)到初始載荷峰值時(shí)，C型柱頂端出現(xiàn)潰縮，承載能力下降；之后C型柱漸進(jìn)壓潰，載荷-位移曲線(xiàn)也上下波動(dòng)，但維持在一定的載荷水平。通過(guò)讀圖和計(jì)算可知，復(fù)合材料薄壁C型柱仿真所得初始峰值載荷約為31.67kN，比吸能為36.97J/g，壓潰載荷均值為10.50kN，與實(shí)驗(yàn)值對(duì)比偏差較小，分別為4.02%，2.71%和1.06%，在可接受的偏差范圍內(nèi)，多層殼單元有限元建模仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的載荷-位移曲線(xiàn)吻合性較好。另外，根據(jù)載荷效率評(píng)價(jià)指標(biāo)，理想的載荷效率為100%，此種C型柱實(shí)驗(yàn)載荷效率為33.12%，仿真載荷效率為33.15%，復(fù)合材料C型柱載荷效率較低，在不降低壓潰載荷均值和比吸能的同時(shí)，可以通過(guò)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)進(jìn)一步降低壓潰初始峰值載荷。

4 結(jié) 論

(1)建立復(fù)合材料C型柱多層殼單元有限元模型，包含5層殼單元及4個(gè)tiebreak接觸，通過(guò)依次減少每層殼單元高度形成45°外倒角引發(fā)形式。對(duì)比壓潰實(shí)驗(yàn)結(jié)果，仿真獲得的失效模式能夠模擬層間分層失效、壓潰過(guò)程中的局部屈曲彎曲變形及層束彎曲失效模式，說(shuō)明多層殼單元有限元建模方法在一定程度上可以模擬復(fù)合材料C型柱結(jié)構(gòu)準(zhǔn)靜態(tài)壓潰破壞模式。

(2)對(duì)比實(shí)驗(yàn)載荷-位移曲線(xiàn)，多層殼單元有限元模型仿真獲得的載荷-位移曲線(xiàn)，其初始峰值載荷、比吸能、壓潰載荷均值等偏差較小，且在可接受的范圍內(nèi)，說(shuō)明多層殼單元有限元建模仿真與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的載荷-位移曲線(xiàn)吻合性較好。

(3)復(fù)合材料C型柱壓潰初始峰值載荷較大，壓潰載荷均值較小，載荷效率較低，可以通過(guò)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，在明顯不降低或提高壓潰載荷均值和比吸能的同時(shí)，顯著降低壓潰初始峰值載荷，比如設(shè)計(jì)錐型C型柱，或者丟層設(shè)計(jì)鋪層C型柱等。

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(責(zé)任編輯：徐永祥)

Quasi-Static Crushing Simulation Research and Failure Mode Analysis of Composite Thin-Walled C-Channel Specimen

XIE Jiang， MA Congyao， ZHOU Jian， MOU Haolei， FENG Zhenyu

(Tianjin Key Laboratory of Civil Aircraft Airworthiness and Maintenance, Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China)

To study the crushing energy-absorbing characteristics and failure mode, the multi-shells finite element model of composite thin-walled C-channel specimen was established based on the quasi-static crushing test results. The simulation results show that the delamination failure, local buckling and beam bending failure of C-channel specimen can be simulated with the multi-shells finite element model. The load-displacement curve well fits the test results, and the deviation of initial peak load (Fmax), specific energy absorption (Es) and crushing mean load (Fmean) is small compared with the test results. The initial peak load of C-channel specimen is larger and the load efficiency is lower, so it is necessary to further reduce the initial peak load by the design optimization.

composite thin-walled C-channel specimen; multi-shells finite element model; failure mode; energy-absorbing characteristics

2016-09-27；

2016-11-04

中國(guó)民航局科技項(xiàng)目(MHRD20140207)；中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)中國(guó)民航大學(xué)專(zhuān)項(xiàng)項(xiàng)目(3122016C011)；中國(guó)民航大學(xué)天津市民用航空器適航與維修重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室開(kāi)放基金資助

解 江(1982—)，男，博士，主要從事結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)及結(jié)構(gòu)破壞分析，(E-mail)xiejiang5@126.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.000163

V257；TP391.9

A

1005-5053(2017)02-0073-08