復合材料泡沫夾芯板膠接修理的壓縮性能

劉國春 魏桂明 楊文鋒 孫 婷

（中國民用航空飛行學院，廣漢 618307）

0 引言

復合材料夾芯板結構由上下兩塊復合材料層合面板與中間的夾芯結構組成，相較于復合材料層板結構增大了慣性矩，在增重不大的情況下較大幅度地提升了結構的彎曲與屈曲性能，再加上其吸音、隔熱等多方面優點，已經廣泛地應用于飛機蒙皮、舵面、地板等次承力區域。聚合物泡沫作為一種優異的夾芯填充材料，相較于傳統的蜂窩結構，夾芯板結構有著密封性更好、整體成型工藝更容易實現等優點，國內外學者針對復合材料泡沫夾芯結構的壓縮力學性能進行了許多的研究，FLECK 等人［1-2］通過改變不同面板和芯體的組合形式與夾芯結構的幾何形狀，研究平紋編織夾芯結構的側壓力學性能，繪制了夾芯結構的破壞模式。WANG 等人［3］研究了面內壓縮載荷作用下的夾芯結構的壓縮剛度和強度；LEI等人［4］分析了玻璃纖維泡沫夾芯結構的側壓失效情形，從理論與試驗上討論了一階與二階屈曲模態在坍塌破壞中的作用。謝宗蕻等人［5］建立了復合材料泡沫夾芯結構在準靜態壓痕下的有限元模型與阻抗預測方法。孫春芳等人［6］研究了復合材料泡沫夾層的剛度、強度及彎曲等性能的試驗方法以及破壞模式。鄭錫濤等人［7］對新型縫合復合材料泡沫夾芯結構進行了彎曲、拉伸、側壓等多項力學性能測試試驗。

國內外大量研究主要是集中在完好泡沫夾芯板的力學性能表征上，而飛機作為一個長壽命使用件，結構損傷在使用過程中不可避免，必然會涉及到損傷結構件的維修性能校驗。針對復合材料夾芯結構維修的研究較少，華洲［8］針對復合材料蜂窩夾芯板挖補修理的壓縮性能進行研究，建立了三維漸進損傷分析模型，發現在未修理區域的芯體由于屈曲形成結構初始損傷，進而在蜂窩和面板出現損傷擴展發展成為結構失效，并與試驗進行了比對，模型計算精度較高，但泡沫夾芯與蜂窩夾芯存在較大的差異，需要有更詳細的泡沫夾芯板研究進行維修支持。劉峰等人［9-10］對玻璃纖維泡沫夾芯維修結構的純剪切及拉伸性能進行了一些分析，但是缺乏試驗驗證。本文通過理論計算、試驗驗證與有限元模擬三個方面分析飛機復合材料泡沫夾芯維修結構的壓縮等力學特性，擬對增加國內復合材料飛機結構維修的技術儲備，具有較強的工程實用意義。

1 實驗

1.1 試件制備

選用我校西銳SR20 飛機的行李艙地板結構進行維修性能分析，試驗件的幾何尺寸為90 mm×60 mm×10.541 mm，母板鋪層形式為［0°/0°/core/0°/0°］，層板材料為 Tencate7781/BT250E-1，其中Tencate7781為玻璃纖維平紋布，BT250E-1為中溫環氧樹脂，泡沫夾芯結構為Diab Divinycell HT61。結構損傷為非穿透性損傷，采用階梯型挖補修理，增加1層0°附加鋪層，結構尺寸如圖1所示。

圖1 結構維修尺寸示意圖Fig.1 The sketch map of repaired composite

補片與母板材料、鋪層均相同，粘膠為3M-AF-163，各部分材料的力學性能見表1～表3。采用Heatcon 熱補儀進行維修，升溫速率5 ℉/min，保溫溫度250 ℉，保溫時間60 min，降溫速率5 ℉/min，降至100 ℉后停止溫度控制。如圖2所示，完成5 件修補板進行側壓力學性能測試，其中紅色為粘膠顏色，可以等同為修補區域。

表1 Tencate7781/BT250E-1材料性能參數Tab.1 The material properties of Tencate7781/BT250E-1

表2 HT61材料性能參數Tab.2 The material properties of HT61

表3 AF-163材料性能參數Tab.3 The material properties of AF-163

圖2 維修后試樣Fig.2 Repaired specimens

1.2 壓縮性能測試

壓縮性能測試在Instron 8801-4電液伺服材料試驗機上進行，參考GB/T 1454—2005《夾層結構側向壓縮性能試驗方法》，設置如圖3所示，加載過程為位移控制，壓頭的速度為0.5 mm/min，過程中觀察試驗件破壞過程，完成后記錄試件的破壞模式。為通過應變監控區分側壓過程的試件破壞方式，在靠近試驗件修補區域的正反兩面和左右兩側各粘貼了應變片，應變片粘貼位置如圖1所示，應變片上的數字為試驗件對應的應變片編號。

圖3 維修結構的側向壓縮試驗Fig.3 Compression test on repaired composite

1.3 結果與分析

試驗中隨著壓頭位移的增加，接觸載荷也逐漸增大，當載荷達到9 kN 左右時出現聲響，當試驗繼續加載，面板與泡沫出現較大屈曲變形，當接觸力急劇下降，結束加載，試驗中記錄的壓頭載荷-位移曲線如圖4所示。

圖4 試驗件的接觸力-位移曲線Fig.4 Load vs displacement curves of test panels

由圖4可知，夾芯結構壓縮試驗可以分為三個階段：（1）預載段，壓縮位移從0～0.6 mm，接觸載荷增長緩慢；（2）增載段，壓縮位移從0.6 mm至接觸力極值區間，接觸載荷隨著壓縮位移的變化趨勢接近于線性增長，修補件的接觸力極大值為10.26 kN，均值為9.18 kN，離散系數為7.89%，由于手工維修在表面處理、補片鋪設方面存在一定的工藝偏差，試驗偏差處于正常范圍；（3）屈曲段，從接觸力極值段到面板發生失穩，載荷急劇降低，夾芯結構失去承載能力，結構破壞位置如圖5所示。由圖5可知，5塊試件的面板屈曲部位均發生在未修補面，表明試件的修補質量較好。對比面板的破損位置，發現3塊試件損傷位置出現在面板中部，2塊試件破損在面板靠近端頭1/4處，說明試件可能存在不同的屈曲模式。

圖5 維修結構面板破損位置圖Fig.5 The damage area of test panels

2 理論分析

由試驗結論可知，維修結構的主要破壞區域發生在未修補面，說明修補面板基本上恢復了完好面板的強度，因此嘗試應用復合材料夾芯結構完好板的計算公式對修補板進行極限載荷預測。此外，由于試驗中觀察到的破壞模式為面板屈曲，因此根據復合材料泡沫夾芯結構的歐拉失穩公式得臨界失穩載荷［1，11-12］：

式中，（EI）eq為夾芯結構的等效彎曲剛度，當夾芯結構為矩形體時：

式中，Ef為復合材料面板彈性模量，Ec為芯體彈性模量，b為夾芯結構寬度，t為復合材料面板厚度，c為芯體厚度。

公式（1）中H為夾芯結構非加持段的長度，長度因子k在壓縮試驗中取值為2［13-14］。上述所有尺寸參數在圖1中都有標識。

復合材料夾芯結構的失穩通常存在兩種模式：一種是以上討論的面板受壓彎曲失穩；另外一種就是芯體剪切失穩。芯體發生剪切失穩的臨界載荷由芯體的剪切剛度確定：

式中，Gc為芯體的剪切模量。

綜合考慮面板的屈曲失穩與芯體的剪切變形效應，最終得到復合材料夾芯結構的失穩臨界載荷表達式如下：

將公式（1）～（3）代入到公式（4）中，得到復合材料夾芯結構的臨界失穩應力表達式：

該復合材料夾芯結構臨界失穩載荷公式考慮的是粘接良好的理想情況，因此該理論計算值較實際情況偏高，可以認為是復合材料泡沫夾芯維修結構側壓作用下的極限載荷上限值。通過該穩定性解析分析模型能夠快速確定復合材料夾芯結構在良好修補情況下的極限載荷與載荷量級，或在缺乏試驗驗證情況下應用理論分析的數據與有限元計算結果進行比對驗證。

3 有限元模擬

3.1 有限元模型建立

在ANSYS WORKBENCH 中建立結構的完整有限元分析模型，復合材料面采用單層實體建模，泡沫夾芯結構應用實體單元模擬，建模完成的修理結構有限元網格模型如圖6所示，采用SOLID186 六面體單元，劃分網格78 840個，共有344 083個節點。

圖6 維修結構有限元網格圖Fig.6 The finite element analysis model of repaired composite

由于試驗中試件破壞部位主要以面板屈曲與芯體變形為主，通過面板上下表面的應變數據與破壞模式顯示，修補面母體與補片之間的膠層未出現明顯脫膠失效，因此，在有限元分析模型中膠層結構采用零厚度的接觸分析，應用了線性bonded 接觸分析進行模擬，不考慮膠層失效，重點關注面板與泡沫芯體的失效情況。

3.2 加載方式與邊界條件

模型端部施加位移載荷，另一端固定約束，并在試驗夾具夾持位置增加端面約束。根據試驗加載情況，將位移載荷選取在壓縮試驗的線性增載段，施加位移載荷設置為0.6 mm。

3.3 計算工況

（1）靜力分析

靜力分析中主要考慮材料的強度失效。

泡沫芯體結構為各向同性材料，泡沫芯體的側壓破壞模式主要為壓縮塌陷，通過判斷泡沫芯體的壓應力是否達到破壞值來判斷芯體結構是否破壞，即當滿足下列條件時發生壓縮破壞：

式中，σ11c為芯體加載方向壓應力，S11c為芯體壓縮強度。

復合材料面板由于其拉壓強度接近，采用蔡-希爾強度準則進行判斷。

其中認為復合材料平紋布的1 方向的強度X與2 方向的強度Y相同。

（2）穩定性分析

在靜力分析的基礎上對結構進行穩定性分析，計算臨界屈曲特征值，并分析修補結構的屈曲模態。

4 理論分析、有限元模擬與試驗結果對比

4.1 極限載荷比對

將理論分析、有限元模擬的強度極限載荷與臨界屈曲載荷、試驗件極限載荷平均值與最大值整理如表4所示。

表4 維修結構的極限載荷比對Tab.4 Comparison of experimental，theoretical and FEA results

由表4可知，有限元模擬的強度分析極限載荷值為穩定性分析的147.63%，因此本文的復合材料夾芯修補結構失效模式為屈曲失效，主要分析夾芯結構的穩定性。

將理論分析數據作為完好板的強度參考基準，有限元模擬獲得的強度恢復率為81.33%，試驗均值的強度恢復率為61.00%，屬于復合材料結構維修合格的許可范圍［15］，說明試件維修效果良好。

有限元模擬與試驗極值偏差為16.18%，與試驗均值偏差25.01%，偏差主要是由于ANSYS的穩定性計算為線性屈曲分析，試驗屈曲情況近似于線性分布，再加上維修的多種因素影響，偏差值處于許可范圍，說明本文的維修有限元模型精度較高，能夠指導實際維修。

4.2 夾芯結構穩定性比對

有限元模型計算得到復合材料夾芯維修結構的前四階特征值與形態如圖7所示。由特征值計算可知一階與二階、三階、四階的臨界失穩載荷分別相差9.28%、14.55%、14.86%。

圖7 有限元分析模型的屈曲特征值與模態Fig.7 Buckling eigenvalue and mode of FEA model

結合試驗中出現的兩種屈曲形態（圖8）分析，得到結論如下：在試件中部失穩的形態與有限元模擬的一階模態相似，在受壓過程中，試件中部向修補面發生彎曲，未修補面出現較大變形后出現破壞。在試件端部1/4 處失穩的形態與有限元模擬的二階模態類似，最大變形位置出現在兩端1/4 處，未修補面出現較大變形發生破壞。

圖8 兩種試件屈曲形狀圖Fig.8 The buckling shape of test panels

考慮到試件在制備過程中可能由于工藝、試驗等多方面原因，導致實際試件的一階與二階屈曲特征值差異較小，所以本文中的復合材料夾芯維修結構在受壓情況下需要重點關注穩定性分析的一階與二階屈曲模態。同時也說明了本文建立的有限元計算模型在穩定性分析中有較高的精度，與試驗情況相符合，具有較強的工程應用價值。

5 結論

通過完成了復合材料夾芯結構挖補修理壓縮性能的理論分析、試驗與有限元模擬，得到以下結論：

（1）根據試驗結果判斷復合材料夾芯維修結構沒有發生膠層破壞，有限元分析模型對于膠層的模擬采用線性接觸設置，通過試驗與理論分析驗證了該簡化模型具有較好的計算精度，能夠提高分析效率；

（2）結合復合材料結構維修的強度恢復特性，通過完整夾芯結構的解析分析模型能夠快速判定復合材料夾芯維修結構的側壓極限載荷上限值，該理論分析數據也可以用于校驗無試驗結果比對的有限元分析結果；

（3）通過有限元分析、理論解析模型與試驗數據對比，得到復合材料夾芯修理結構的主要側壓破壞模式為面板一階與二階屈曲失效。有限元分析模型與理論解析方法分析精度較高，能夠快速、準確地應用于復合材料夾芯結構的維修指導工作。