輕質復合材料夾芯結構設計及力學性能最新進展

熊 健，杜昀桐，楊 雯，吳倩倩，徐學軍，姚 東，韋興宇，陳宗兵

(1.哈爾濱工業大學航天學院復合材料與結構研究所，哈爾濱150080； 2. 中國航天科技集團有限公司西安航天動力研究所液體火箭發動機技術重點實驗室，西安710100；3.中國航天科技集團有限公司第四研究院第四十一研究所燃燒、流動與熱結構重點實驗室，西安 710025)

0 引 言

先進復合材料具有輕質高強等優勢，在對輕量化需求較高的眾多領域中發揮著重要作用；從占據的市場份額來看，復合材料的應用主要集中在航空航天、交通運輸、建筑和運動器材等領域[1]。在航空航天領域，復合材料已經大量應用在直升飛機、戰機、民航客機、火箭、衛星、導彈等關鍵結構部件[2-6]，以空客A380和波音787飛機為例，復合材料用量已經分別超過了25%和50%[7]。

夾芯結構由上下厚度小、剛度大的面板和中間厚度大、重量輕的多孔芯子構成。面板能夠承受彎曲載荷，芯子可支撐面板以及傳遞載荷。結合面板-芯子的剛度分配以及芯子結構的優化，相對實體板結構，夾芯結構是一種材料分布較為合理的輕量化結構。近年來，碳纖維復合材料與夾芯結構相結合為輕量化設計及應用打開了新的思路，全復合材料夾芯結構成為研究熱點，新的結構形式以及新的制備工藝層出不窮[8-11]。但仍然存在限制復合材料夾芯結構大規模應用的問題：1) 夾芯結構固有的面芯粘接強度低；2) 低相對密度下芯子的力學性能有待進一步提高；3) 批量化制備需要進一步發展,制備成本亟需降低[11]。

本文立足于團隊近幾年有關夾芯結構的最新研究進展，分別概述了點陣夾芯結構、褶皺夾芯結構和蜂窩夾芯結構在提高面芯粘接強度、增強芯子在低相對密度時的力學性能以及制備工藝批量化及低成本化方面的工作。

1 點陣夾芯結構

1.1 復合材料面芯增強點陣夾芯結構

近年來，聚合物泡沫、泡沫鋁、芳綸紙蜂窩、鋁蜂窩等夾芯結構已在航空航天、車輛、建筑等領域中得到了廣泛應用[12-14]。然而，隨著科技的進步，人們在航空航天器、車輛、艦船、建筑等領域對輕量化結構的需求也越來越迫切。發展以先進復合材料為母體的輕質點陣夾芯結構是實現結構超輕量化、結構功能一體化以增加有效載荷的基礎和關鍵，對復合材料點陣夾芯結構力學性能開展相關研究具有重要意義[15]。

點陣夾芯結構的母體材料主要包含金屬材料和復合材料兩大類。相比于鋼、鋁等金屬材料，碳纖維復合材料點陣夾芯結構具有高比強度、高比模量、可設計性強，同時還兼具抗疲勞、抗沖擊、抗腐蝕、減震、低熱膨脹等顯著優勢，能較好地滿足航天器結構輕量化、承載及多功能等需求，在航空航天領域具有廣闊的應用前景。為了系統評價復合材料點陣夾芯結構，科研工作者設計制備了多種構型的復合材料點陣夾芯結構，并對其力學性能進行了大量研究，不僅包括壓縮[16-17]、剪切[18-19]、彎曲[20-22]、沖擊[23-24]和振動[25-26]等力學性能，還包括點陣結構的熱學性能[27-29]、聲學性能[30-32]以及混雜點陣結構的多功能性能[33]。對于國內外現有的碳纖維復合材料點陣夾芯結構而言，面芯界面的結合強度普遍較低，極易出現面芯間界面剝離現象，面芯界面脫粘失效同材料/結構的匹配與否以及制造成型等因素密切相關，面芯性能偏弱是制約復合材料點陣夾芯結構廣泛應用的主要原因，亟需采用有效方法來解決這個瓶頸問題。

Li等[34]提出了一種可以提高面芯粘接強度的點陣夾芯結構設計方法，將其稱之為節點增強型復合材料金字塔點陣夾芯結構，對應的設計流程如圖1所示。通過面芯間的鋁合金加強框，增大芯子與面板間的粘接面積，進而提升面芯粘接強度。復合材料點陣夾芯結構的剪切性能和單胞之間協同變形的能力，均可通過鋁合金加強框得到有效提升。此外，復合材料面板和加強框的組合類似于加強筋，可以提高面板和整體結構的承載能力。

圖1 節點增強型點陣結構的設計流程圖[34]Fig.1 Design of enhanced lattice structure[34]

Li等[34]通過材料力學理論設計了對應四種不同失效模式的剪切試件，剪切實驗得到的失效模式與理論模型預測較為一致。相較于未加鋁合金加強框的剪切試件，使用鋁合金加強框進行節點增強后，點陣夾芯結構的面芯粘接能力大幅提高，剪切失效模式也從面芯脫粘轉變為芯子桿件壓潰。

然而，采用切割復合材料層合板制備點陣芯子桿件的方法仍然存在一定的局限性，當金字塔點陣結構受外界載荷作用時，芯子桿件中只有一半纖維沿桿件方向鋪設，未能充分挖掘桿件中的纖維增強潛力。針對這一問題，文獻[35-36]提出了整體加固的單向纖維增強復合材料點陣夾芯結構制備方法，該工藝的芯子桿件中的纖維方向均是沿桿件受力方向，且桿件中纖維是連續的，可充分發揮纖維的承載作用，進而提高結構的承載能力。鋁合金加強框對芯子桿件節點處進行增強，可以有效提高面芯間粘接強度。剪切實驗結果表明，面芯增強措施有效阻止了面芯脫粘失效，使得剪切失效模式由面芯脫粘逐步向芯子桿件劈裂失效轉變。

整體加固單向纖維增強復合材料金字塔點陣結構與采用一次成型工藝、二次成型工藝、激光切割工藝制備的復合材料金字塔點陣結構相比(見表1)，其比剪切剛度和比剪切強度明顯偏高。結果表明，上下金屬連接片的引入增加了面芯間粘接面積，從而提高了結構面芯間的粘接強度與結構的剪切強度。

表1 不同制備工藝下復合材料點陣結構的剪切力學性能對比[35, 37-39]Table 1 Comparison of shear mechanical properties of composite lattice structures with different fabrication methods[35, 37-39]

1.2 多級點陣夾芯結構

點陣夾芯結構承受面外壓縮載荷作用時，其芯子是主要受力部件，桿件屈曲和桿件壓潰失效是對應的兩種主要失效模式。點陣芯子桿件發生壓潰失效時可以充分發揮材料的力學性能，但是相對密度較低時，芯子桿件通常發生屈曲失效，未能充分發揮桿件的承載潛力。圖2給出了夾芯結構面外壓縮強度隨著芯子相對密度的變化關系[40-41]。其中，桿件屈曲對應結構面外壓縮強度與其相對密度的指數冪成正比，該冪指數與結構拓撲構型有關[42-43]。圖2表明，桿件屈曲失效的出現要先于桿件壓潰失效，導致在低相對密度下的結構抗壓強度很低，這使得超輕點陣結構即使在芯子發生壓潰失效之前也極易出現破壞?？梢姡瑮U件屈曲致使結構強度大幅下降的弱點必須克服，從而設計出性能優異的超輕結構。理想的超輕夾芯結構在面外壓縮載荷作用下僅發生桿件壓潰失效，且對應夾芯結構的抗壓強度與單胞的相對密度呈線性關系。Wu等[40]提出將無量綱參數作為超輕結構的評價指標，其定義為結構芯子從桿件屈曲失效向桿件壓潰失效轉變的臨界相對密度。通過超輕因子指導夾芯結構設計，進而實現對結構面外壓縮力學性能的調控。超輕因子的減小意味著夾芯結構質量降低的同時，桿件屈曲失效發生的可能性也隨之減小。

圖2 理想超輕夾芯結構平壓強度與相對密度之間的關系[40]Fig.2 The relationship between the compressive strength and relative density of the ideal ultralight sandwich structure[40]

多級夾芯結構的面外壓縮性能顯著優于一級夾芯結構，文獻[40,44-46]針對波紋板-金字塔和金字塔-金字塔多級點陣結構的面外壓縮性能進行了系統研究。兩種多級點陣夾芯結構的單胞幾何尺寸設計如圖3所示。在小變形的前提下，根據位移協調條件和力的平衡方程對結構單胞受力分析，得到了預報波紋板-金字塔和金字塔-金字塔多級點陣結構多種失效模式的解析表達式，如表2所示。

表2 不同失效模式下波紋板-金字塔與金字塔-金字塔多級結構的等效面外壓縮強度[40-44]Table 2 Equivalent compression strength of corrugated-pyramid and pyramid-pyramid hierarchical truss under different failure modes[40-44]

圖3 多級點陣的單胞及幾何尺寸示意圖[40,44]Fig.3 The unit cell and geometric dimension of corrugated-pyramidal[40,44]

為揭示失效模式和結構幾何尺寸間的內在聯系，依照波紋板-金字塔多級點陣結構抗壓強度理論預報公式，繪制出失效機制圖。當二級波紋板單胞數目n1小于18時，主要的失效模式有二級面板起皺、二級面板壓潰和二級波紋芯子屈曲，這些失效模式與二級波紋芯子單胞數目無關。但當n1大于18時，一級點陣芯子的長度變長導致屈曲強度降低，失效機制出現一級結構芯子屈曲失效。

文獻[40,46]將歸一化幾何參數rc/lc，lc/lf和tc/lc作為三維失效機制圖的三個坐標軸繪制出了金字塔-金字塔點陣結構的三維失效機制圖，其優勢在于，能夠同時給出各視角的二維失效機制圖。當參數tf/lc由0.01增至0.03時，二級和一級金字塔芯子分別對應的歐拉屈曲失效面積增加，相應的二級面板起皺失效的面積減小。當參數tf/lc增加至0.04時，二級面板起皺失效模式消失，隨之二級面板壓潰失效模式出現。當參數tf/lc增至0.1時，失效機制圖中幾種失效模式的面積基本保持不變。在二級尺度上，面板的起皺和壓潰失效被看作是兩種主要失效模式。僅在歸一化參數rc/lc很小時，才出現二級芯桿的屈曲失效。一級芯桿的屈曲失效同樣也只有在lc/l很小時才會出現。

圖4給出了波紋板-金字塔、金字塔-金字塔多級結構的等效壓縮強度隨著單胞相對密度的變化曲線，同時也給出了具有等截面(矩形、圓形和三角形)泡沫夾芯金字塔多級結構的壓縮性能?？梢园l現，金字塔-金字塔多級單胞的抗屈曲能力明顯優于等截面多級結構。此外，在同一相對密度下，金字塔多級結構具有更優異的等效抗壓強度，這是因為其內部復雜的層級結構可以更有效地在材料節點處分配外載。在超低密度下，金字塔-金字塔和波紋板-金字塔多級結構對應桿件屈曲與桿件壓潰失效的臨界點分別是0.00183和0.00443。相比波紋板-金字塔多級結構，金字塔-金字塔多級結構顯示出更顯著的抗屈曲能力，因為金字塔多級芯子的質量比具有相似承載能力的波紋板-金字塔多級芯子更輕。

圖4 不同構型多級點陣結構等效面外壓縮強度比較[40]Fig.4 Comparison of equivalent compressive strength of hierarchical truss lattice sandwich structures with various configuration[40]

1.3 新型金屬點陣結構的設計、低成本制備及力學性能研究

傳統金屬材料雖然在重量和力學性能方面不如碳纖維增強復合材料，但由于其制備工藝成本低和力學性能較穩定等優點，使其在工程中仍然占據較大比重。針對以金字塔拓撲構型為代表的點陣結構，克服其在低相對密度下容易發生芯子屈曲的問題至關重要。點陣結構強度既與拓撲構型、母材性能有關，又與制備工藝直接相關，優異的制備工藝不僅能降低成本、提高制備效率，還能減少制備缺陷、提高結構強度[47-48]。點陣芯子拓撲構型增強設計方法可以分為兩類：一是通過改變點陣芯子拓撲構型，進而提升點陣結構的力學性能；二是基于現有芯子拓撲構型，用空管代替實心桿件，通過提高桿件截面慣性矩提高桿件抗屈曲能力，增強點陣結構芯子的力學性能[46]。下面針對這兩種點陣結構增強方法進行綜述。

1.3.1新型沙漏金屬點陣結構設計的強化機理及力學性能

針對目前金字塔點陣結構桿件易屈曲和面板易局部皺曲問題，文獻[47-48]提出了桿件拆分-縮并的點陣芯子拓撲構型設計方法，設計了單層沙漏和多層沙漏點陣結構，通過增加桿件細長比使得桿件抗屈曲能力提升、節點間距縮小進而達到提升面板抗局部皺曲能力的目的。

針對單層沙漏點陣結構和多層沙漏點陣結構的制備，Feng等[48]已經探索出電火花線切割-嵌鎖組裝-真空釬焊的全套制備工藝，成功制備了單層沙漏點陣夾芯結構和多層沙漏點陣夾芯結構，研究表明，此套制備工藝流程簡單、制備缺陷少、有工業批量化生產的潛力。

在面外壓縮、面內剪切、三點彎曲和面內壓縮載荷下，文獻[47-48]對單層不銹鋼沙漏點陣結構開展系統的理論預報、制備工藝、力學性能表征與評價等方面的研究工作，揭示其失效機理與強化機制。研究結果表明：與金字塔點陣結構相比，相同相對密度條件下，沙漏點陣結構減小了桿件細長比和縮短了芯子節點間距，從而提高了桿件抗屈曲能力和面板的抗局部皺曲能力，使沙漏點陣結構在面外壓縮、面內剪切、面內壓縮和三點彎曲載荷下的強度均明顯優于金字塔點陣結構。Yang等[49]解決了鋁合金薄面板點陣夾芯結構制備的瓶頸問題，提出了一種拓撲強化和材料強化相結合的方法制備鋁合金點陣夾芯結構。焊后沙漏型點陣結構達到峰值強度后還可以維持很長一段應變，因此適合于對結構力學性能穩定性要求較高的領域；強化沙漏型點陣結構達到峰值載荷后隨載荷增加結構強度呈“斷崖式”下降，故其適用于對結構強度要求較高的領域。

1.3.2節點組裝空心管點陣結構制備及力學性能

與實心桿相比，空心管具有更高的截面慣性矩，在桿件發生屈曲條件下，由空心管組成的點陣夾芯結構比實心桿組成的點陣夾芯結構具有更優異的彈性強度。在保證芯子尺寸、芯子桿件長細比一定的情況下，通過調節空心管的內外徑尺寸可以獲得不同相對密度的點陣夾芯結構。Hu等[50]提出了結點嵌鎖法，成功制備出了具有單層面板和中空桁架芯子的全金屬夾芯結構。通過實驗和理論手段研究了當前中空金字塔點陣的平壓和剪切行為，并對其比強度及比吸能特性進行了評估。研究發現：無論是壓縮還是剪切加載，這種結點嵌鎖的金字塔型空管點陣夾芯結構的比強度和比吸能都顯著優于其他典型周期拓撲結構。尤其在低相對密度區，這種優勢更為明顯。

2 復合材料褶皺夾芯結構

褶皺結構由折紙結構演化而來，人們最初將著名的Miura-ori結構作為褶皺夾芯結構的芯子即V型褶皺[51-54]；由于其貫穿的胞元更有利于凝結水汽的排出，從而被認為有潛力成為蜂窩結構的替代品[55]。Du等[56]在V型褶皺的基礎上，提出了一種轉化規則，將其轉化成了曲面折紙褶皺結構，使之更適合于長纖維增強復合材料制備，并大大提高了褶皺芯子面外壓縮抗屈曲性能。

2.1 曲面折紙褶皺夾芯結構設計

圖5給出了從V型褶皺到曲面折紙皺褶的變換過程：采用圓弧棱線代替V型褶皺的直棱線，圖5(e)和圖5(f)分別為V型褶皺和曲面折紙褶皺棱線的俯視圖；點D和點E分別為棱線AB和BC的中點，通過點D、點B和點E可以唯一確定一段圓弧DE，圓弧DA和圓弧EC可以分別通過圓弧DB和圓弧EB以點D和點E為中心旋轉180°得到。所有棱線都遵循該變化規則，就可以得到曲面折紙褶皺的一個單胞，沿平面兩個方向拓展該單胞，最終得到了曲面折紙褶皺。通過該變換規則得到的曲面折紙褶皺沒有增加任何幾何參數，曲面折紙褶皺獨立的幾何參數與V型褶皺獨立的幾何參數完全相同。但是通過該轉換規則得到曲面折紙褶皺需要滿足幾何限定條件π/4≤θ≤π/2。

圖5 V型褶皺到曲面折紙褶皺的變換過程[56]Fig.5 The transformation process of sandwich structures from chevron foldcore to curved-crease origami foldcore[56]

曲面化的設計消除了V型褶皺壁面棱角處幾何突變的問題，減弱了V型褶皺棱角處應力集中而導致的損傷萌生，有助于提高褶皺結構在低相對密度下的抗屈曲能力，可以使得在制備過程中復合材料預浸料的鋪設能夠平緩過渡，盡量避免V型褶皺在制備過程中棱角處出現富脂貧脂以及纖維切斷的現象。

2.2 復合材料曲面折紙褶皺夾芯結構制備

如圖6所示為碳纖維復合材料曲面折紙褶皺夾芯結構的模壓法制備流程和試件。杜昀桐等[56]設計了一套陽模和陰模的模具，其中陰模做成一個整體，為了方便預浸料與模具較好的貼合，則將陽模做成分離的。采用碳纖維編織復合材料進行制備，將碳纖維預浸料按照設計好的方式進行鋪層，然后將刷過脫模劑的模具和預浸料進行預熱，待預浸料軟化之后手動將其鋪設到陰模上，并使得預浸料與陰模表面貼合良好，然后逐條將陽?？鄣疥幠Ｉ?。將鋪設好的預浸料和模具置于熱壓罐內，依據碳纖維預浸料的固化條件設置溫度壓力和時間。將脫模之后的芯子和面板粘接可以得到碳纖維復合材料曲面折紙褶皺夾芯結構。

圖6 復合材料曲面折紙皺褶夾芯結構制備工藝[56]Fig.6 Fabrication of composite foldcore based on curved-crease origami[56]

2.3 曲面折紙褶皺夾芯結構有限元模擬和實驗表征

Du等[56]對復合材料曲面折紙褶皺和V型褶皺夾芯結構進行了有限元模擬，對比了多組不同幾何尺寸下兩者的力學性能，在曲面折紙皺褶和V型褶皺均發生屈曲失效的情況下，曲面折紙褶皺普遍要比V型褶皺屈曲載荷高，證明了曲面折紙褶皺的抗屈曲性能優于V型褶皺。

對不同密度下的復合材料曲面折紙皺褶結構進行了面外壓縮實驗，揭示了其在壓縮載荷作用下的變形行為以及失效機理[56]。當相對密度為2.79%時，復合材料曲面折紙皺褶結構發生屈曲，與傳統V型褶皺結構性能對比情況如圖7所示。從應力應變曲線變化趨勢和壓縮變形過程來講，曲面折紙褶皺結構與V型褶皺結構較為相似，但是曲面折紙褶皺結構的屈曲強度要遠遠高于V型褶皺，進一步從實驗的角度證明了對褶皺結構進行曲面化處理能夠有效提高結構的抗屈曲性能。

圖7 曲面折紙皺褶和V型褶皺面外壓縮行為對比[56](CH：V型褶皺;CU：曲面折紙皺褶)Fig.7 Comparison of out-of-plane compressive behavior between curved-crease origami foldcore and chevron foldcore[56] (CH: chevron foldcore; CU: curved-crease origami foldcore)

2.4 與其他夾芯結構的力學性能對比

Du等[56]匯總了碳纖維復合材料曲面折紙褶皺夾芯結構和其他夾芯結構的面外壓縮性能數據，以Ashby材料選擇圖的形式作了對比，直觀地給出了材料密度與力學性能的關系，碳纖維復合材料曲面折紙褶皺夾芯結構可以與點陣結構、蜂窩結構等很多其他多孔結構性能相當。由于碳纖維復合材料的優勢，該曲面折紙褶皺結構的面外壓縮性能也遠遠好于母材為鋁合金、聚合物或芳綸紙的褶皺結構[56]。

3 復合材料蜂窩夾芯結構

蜂窩芯子的靈感來源于密封的蜂巢結構，由其形成的夾芯結構具有高比強度、高比剛度、優異的抗彎性能和抗沖擊性能，是最早被人們發現并應用的夾芯結構，目前已被大量地應用于汽車、船舶、建筑以及航空航天等領域[57]。目前，鋁合金蜂窩、芳綸紙蜂窩由于其便捷有效的制備工藝而得到大量的應用，除此之外，采用高溫合金、不銹鋼、聚合物等材料制備蜂窩結構也具有較為成熟的制備工藝[58]。隨著各個領域對輕質高強的要求越來越高，全復合材料蜂窩夾芯結構的制備和性能研究也逐漸引起了人們的重視，目前針對復合材料蜂窩結構的制備工藝綜述如下。

3.1 復合材料3D打印技術

Compton等[59]首次通過混雜了短纖維的樹脂打印出了復合材料蜂窩多孔結構。該方法的優點在于樹脂中混入幾十微米長度的C/SiC纖維，可以成型多種構型的復合材料蜂窩結構。但是，該結構的面內壓縮實驗表明，超短纖維增強的蜂窩結構較無纖維增強的蜂窩結構并沒有明顯優勢：為防止纖維堆積堵3D打印機噴嘴，纖維都是采用長度為20 μm以內的C/SiC纖維，然而過短的纖維在結構基體發生開裂時并不能對基體有充分的約束作用，因此沒能發揮纖維的增強能力。

為了實現連續纖維復合材料蜂窩結構的制備，Sugiyama等[60]在鋪設連續碳纖維的同時注入熱塑性高分子基體，實現了對復合材料蜂窩夾芯結構的制備。通過該方法能夠實現對多種構型的復合材料蜂窩結構的制備，但是由于工藝限制，其蜂窩芯子胞壁內部的纖維方向均相同。Sugiyama等[60]通過鋪設連續碳纖維打印了多種構型的復合材料蜂窩夾芯結構，并對其在三點彎曲載荷作用下的力學性能展開了研究。由于技術的限制，蜂窩壁中的纖維方向均相同，胞壁結構在承載過程中，長纖維缺乏彼此之間良好的約束作用，纖維間的基體發生開裂，使得纖維增強的優勢沒有發揮出來。

3.2 RTM技術

Stocchi等[61]將黃麻纖維織物鋪設在設計好的鏤空蜂窩狀模具內，通過注入乙烯基脂基體后固化成型為復合材料蜂窩夾芯結構。該方法實現了蜂窩內部纖維的連續，并且通過正交編織約束的纖維束對蜂窩壁內進行增強。但是通過面外壓縮實驗發現結構的力學性能較弱，這是由于結構內部不易對蜂窩壁進行加壓，內部存在大量氣孔，使得結構存在較多的缺陷。Vitale等[62]采用真空輔助RTM成型的方法進行了優化。通過在模具上鋪設纖維織物，將模具封入真空袋內并真空注塑聚酯樹脂，使得纖維與樹脂充分結合，從而減少了氣泡的生成。開展了三點彎曲實驗，研究了芯子剪切破壞、芯子壓潰、面板皺曲、面板屈服以及面芯脫粘這五種失效模式。

3.3 復合材料裁折成型技術

為了解決3D打印技術中連續長纖維難以交叉增強以及樹脂傳遞模塑成型技術中無法排除流動樹脂中全部氣孔等難題，Wei等[63]提出了一種適用于制備復合材料蜂窩結構的裁折法。采用半固化復合材料預浸料作為基材，通過沿預定路徑對片材進行剪裁、折疊并固化，得到復合材料蜂窩結構，如圖8(a)所示。首先，將預浸料按照纖維方向進行鋪疊，排除層間氣孔后將預浸料置于低溫環境下，預浸料中的環氧樹脂基體預冷凝固變硬，使得材料易于折疊變形。隨后采用數控切割機沿設計路徑對預浸料片材進行裁切，通過輥壓等機械手段對其進行一次折疊，形成波紋狀結構。沿切痕方向前后折疊波紋狀預浸料使其閉合成蜂窩狀。

為了保證預浸料在高溫高壓的固化條件下結構形狀不發生改變，復合材料裁折成型技術采用聚四氟乙烯制備成相應形狀的模具，填充進蜂窩結構中。材料在真空熱壓罐中固化成型后取出脫模，待表面處理后與面板粘合在一起，做成全復合材料的蜂窩夾芯結構。圖8(b)展示了一塊300 mm×300 mm的全復合材料蜂窩夾芯結構。該方法具有可設計性好、材料局限性小以及簡單快捷等優點，具有很高的批量化、自動化潛力。

圖8 復合材料蜂窩設計及裁折法制備工藝[63]Fig.8 Design of composite honeycomb and tailor-folding fabrication method[63]

為了揭示該結構的力學性能，Wei等[63]通過理論模型和實驗驗證兩方面對復合材料蜂窩夾芯結構進行了研究。通過結構力學、復合材料力學以及板殼理論相結合，擴展了復合材料蜂窩在面外平壓及剪切載荷下的等效剛度和等效強度，并建立了在兩種載荷作用下的失效機制圖，以此來研究結構幾何尺寸對結構失效模式的影響。通過相應的實驗驗證了理論及失效機制圖的可靠性。

針對復合材料蜂窩夾芯結構在三點彎曲載荷作用下的失效機理，Wei等[64]考慮了芯子壓潰(Core indentation)、剪切屈曲(Shear buckling)、剪切斷裂(Shear fracture)、面芯脫粘(Debonding)、格間屈曲(Intracellular dimpling)以及面板斷裂(Face fracture)六種失效模式，建立相應的力學失效模型，如表3所示，并建立了三維失效機制圖，如圖9所示，多層次多角度較全面地揭示了幾何尺寸對結構失效模式的影響。通過三點彎曲實驗，驗證了理論模型以及三維失效機制圖的準確性和可靠性。

表3 復合材料蜂窩夾芯結構在三點彎曲載荷下的力學性能理論模型[64]Table 3 Theoretical models of mechanical properties of composite honeycomb sandwich beams under three point bending loads[64]

圖9 復合材料蜂窩夾芯結構在三點彎曲載荷下的三維失效機制圖以及失效實物[64]Fig.9 Three-dimensional failure mechanism maps and failure modes of composite honeycomb sandwich structure under three point bending load[64]

4 結論與展望

本文綜述了以碳纖維復合材料為主的點陣夾芯結構、褶皺夾芯結構以及復合材料蜂窩夾芯結構在拓撲構型設計、制備工藝和力學性能研究方面的最新進展。對于點陣夾芯結構，主要總結了在提高面芯粘接能力、增強芯子在低相對密度下的抗屈曲性能、低成本制備方面的研究工作；對于褶皺夾芯結構，著重介紹了提高褶皺芯子抗屈曲特性的曲面化設計思想，以及長纖維復合材料褶皺夾芯結構的制備和面外壓縮性能表征工作；對于蜂窩夾芯結構，主要介紹了剪裁法制備全復合材料蜂窩的新技術，并通過實驗證明了該制備工藝的可靠性。本文介紹的研究工作主要是針對現有夾芯結構的瓶頸問題，進一步推進了新型輕質夾芯結構在實際工程中的應用。在實際服役過程中，輕質夾芯結構往往還會涉及失效基礎理論、批量化制備工藝、多場耦合損傷演化以及承載性能考核等核心技術。

作者在調研國內外研究成果之后，結合自己的認識與研究基礎展望了輕質復合材料夾芯結構的主要發展方向：

1) 復合材料點陣夾芯結構具有高比強、高比剛、可設計性強、耐腐蝕性好等優點，且應用基礎較好，但基體樹脂的服役溫度不超過200 ℃，一定程度上限制了其在工程中的應用，亟需探索更高溫度的熱固性或熱塑性樹脂基復合材料，開展點陣結構以及多層級結構的基礎研究、多功能應用研究，在突破耐高溫樹脂配方研制以及樹脂/纖維浸潤性等基礎技術的基礎上，解決好大尺寸構件、多批次工藝散差控制、高效低成本連續成型等相關問題，由此涉及到的疲勞、振動、阻尼、熱-力等問題的研究也需要進一步加強。

2) 目前關于褶皺夾芯結構的研究主要是平板型、小尺寸樣件，優異的力學性能使其在航空航天等結構部件具有較大應用前景，亟需開展符合工程應用的米級大尺寸試樣件制備工作，針對褶皺夾芯結構的振動、疲勞、沖擊及模態等動態力學性能進行表征工作。此外，褶皺夾芯結構可以考慮向多級、微尺度、多功能方向發展，與此同時伴隨著制備工藝、理論研究、實驗表征等的不斷完善。

3) 復合材料裁折成型技術解決了傳統復合材料蜂窩結構面芯之間粘接面積小、粘接強度弱的瓶頸問題，有效提升了其力學性能，增加了蜂窩結構在先進航天器結構部件上的應用潛力。接下來，通過調研、結合實際應用，設計相應的試樣件，使得長纖維復合材料蜂窩結構的優勢通過具體的工程指標得以體現，推進該蜂窩結構在先進航天器輕量化、多功能一體化方面的應用進程。而此過程中涉及到的靜態力學性能、動態力學性能、熱-力耦合性能等方面的科學問題有待進一步挖掘。