先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)仿真分析與實(shí)驗(yàn)研究

韋利軍，趙連紅，張紅飛，金濤，劉元海，王浩偉

先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)仿真分析與實(shí)驗(yàn)研究

韋利軍，趙連紅，張紅飛，金濤，劉元海，王浩偉

（中國特種飛行器研究所 結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)與控制航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，湖北 荊門 448035）

目的 研究先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)受載條件下的應(yīng)力分布特點(diǎn)。方法 開展先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)有限元仿真分析，模擬先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)在單軸載荷作用下的應(yīng)力應(yīng)變特點(diǎn)，同時(shí)開展先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)力學(xué)試驗(yàn)。試驗(yàn)以0.02 mm/s的速度勻速加載至20 kN，采用應(yīng)變檢測方法獲取先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)和金屬基體結(jié)構(gòu)的應(yīng)力應(yīng)變大小，對比分析有限元和試驗(yàn)結(jié)果。結(jié)果 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)有限元仿真分析結(jié)果和試驗(yàn)測試結(jié)果吻合度高，先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)能降低金屬基體結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平，降低程度約為15.8%。結(jié)論 按照飛機(jī)高應(yīng)力區(qū)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和載荷分布特點(diǎn)，合理布置先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)，減小局部區(qū)域的應(yīng)力水平，提高該區(qū)域的疲勞和損傷容限性能。

先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)；有限元仿真分析；試驗(yàn)研究；應(yīng)力水平

為保證飛機(jī)飛行的安全性，并延長飛機(jī)的使用壽命和檢修周期，降低制造成本，在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中通常采用新的設(shè)計(jì)方法、材料、連接方法來實(shí)現(xiàn)，先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)是一種新型的結(jié)構(gòu)形式[1-2]。在飛機(jī)高應(yīng)力區(qū)域的金屬結(jié)構(gòu)上，膠接連接帶有增強(qiáng)功能的纖維條帶，增加局部區(qū)域的傳遞路徑，減小局部區(qū)域的應(yīng)力水平，提高該區(qū)域的疲勞和損傷容限性能[3-15]。以碳纖維、硼纖維、玻璃纖維為代表的復(fù)合材料，具有更高的強(qiáng)度和更小的密度，應(yīng)用于先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)可有效減輕飛機(jī)結(jié)構(gòu)質(zhì)量。在連接方面，膠接技術(shù)已取得長足的發(fā)展，膠接、機(jī)械連接和焊接已經(jīng)并列成為現(xiàn)代飛機(jī)制造的三大連接技術(shù)，膠接技術(shù)已是先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的重要連接形式。先進(jìn)增強(qiáng)技術(shù)是在損傷容限設(shè)計(jì)上發(fā)展起來的一種新型的結(jié)構(gòu)增強(qiáng)技術(shù)。在設(shè)計(jì)時(shí)，考慮到材料內(nèi)部可能存在的缺陷及構(gòu)件的受力特點(diǎn)，在某些可能存在應(yīng)力集中的局部區(qū)域進(jìn)行增強(qiáng)，以降低構(gòu)件在服役過程中裂紋產(chǎn)生及擴(kuò)展的速率，延長飛機(jī)檢修間隔及壽命[16]，提高安全性及經(jīng)濟(jì)性。

目前國內(nèi)主要研究先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的腐蝕環(huán)境試驗(yàn)[17]、飛機(jī)金屬基體復(fù)合材料修補(bǔ)技術(shù)等[18-19]，而對于先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)（復(fù)合材料-金屬結(jié)構(gòu)）在飛機(jī)上應(yīng)用報(bào)告比較少見，先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)（復(fù)合材料-金屬結(jié)構(gòu)）的仿真分析模型、計(jì)算分析方法和試驗(yàn)研究也相對較少。因此，文中開展先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的有限元仿真分析與實(shí)驗(yàn)研究，針對先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，選擇先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)有限元分析單元形式、設(shè)置仿真分析單元參數(shù)、試驗(yàn)驗(yàn)證分析等方面開展先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的有限元仿真分析與實(shí)驗(yàn)研究。研究先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)在減小局部區(qū)域的應(yīng)力水平，提高該區(qū)域的疲勞和損傷容限性能等優(yōu)越性能，為先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)，加快先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的工程化應(yīng)用奠定基礎(chǔ)。

1 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)仿真分析

1.1 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)形式

針對飛機(jī)結(jié)構(gòu)高應(yīng)力區(qū)/易疲勞損傷區(qū)域的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，從復(fù)合材料結(jié)構(gòu)、層數(shù)、鋪層設(shè)計(jì)等方面開展設(shè)計(jì)。采用膠接固化的方式增強(qiáng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)，這種結(jié)構(gòu)形式稱之為先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)。將先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)模型設(shè)計(jì)成啞鈴狀，采用有限元patran模擬先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)受單軸拉伸作用下的力學(xué)性能。針對先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)金屬-復(fù)材膠接結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)特點(diǎn)，建立有限元分析模型。金屬材料采用飛機(jī)常用的LY12CZ鋁合金材料，復(fù)合材料采用T300型碳纖維預(yù)浸料，膠粘劑選用J150膠粘劑。

1.2 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)鋁合金基體結(jié)構(gòu)模型

建立先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)有限元模型，將鋁合金基體結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)成為啞鈴狀，如圖1所示。其中鋁合金基體結(jié)構(gòu)長為200 mm，寬為85mm，選擇性增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的模型尺寸及分布如圖2所示。鋁合金機(jī)體結(jié)構(gòu)兩端加載端網(wǎng)格較為稀疏，在基體中部網(wǎng)格相對密集。鋁合金節(jié)點(diǎn)總數(shù)為9025個(gè)，單元總數(shù)為5376個(gè)，鋁合金基體結(jié)構(gòu)單元采用殼元模擬。殼元包括QUAD4和TRIA3，其中TRIA3單元對結(jié)構(gòu)形狀適應(yīng)性強(qiáng)，QUAD4單元計(jì)算精度高。文中采用QUAD4等參數(shù)元和少數(shù)TRIA3單元混合的有限元模型，提高計(jì)算精度，其鋁合金材料屬性見表1。

圖1 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)模型

圖2 鋁合金啞鈴結(jié)構(gòu)尺寸和有限元模型

表1 LY12CZ 、300型碳纖維預(yù)浸料和J150材料屬性

Tab.1 LY12CZ 、300 carbon fiber prepreg and J150 material properties

1.3 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)模型

復(fù)合材料采用2D正交各向異性材料，其中復(fù)合材料鋪層方向?yàn)閇0°/90°/+45°/–45°]s，創(chuàng)建12層復(fù)合材料模型，復(fù)合材料的參數(shù)見表1。纖維增強(qiáng)復(fù)合材料模型如圖3所示，坐標(biāo)軸方向分別為、、。單層厚度=0.01 mm，共12層，長度為2=70 mm, 寬度為2=35 mm，單層纖維方向與試件加載方向夾角為。復(fù)合材料最低層（復(fù)合材料與金屬膠接層）的鋪層方向?yàn)?°，即方向與鋁合金長度方向一致。

1.4 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)有限元模型

先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)為復(fù)合材料膠接金屬材料結(jié)構(gòu)形式，其中膠接層采用“雙板-彈簧元”模型。彈簧元節(jié)點(diǎn)從金屬板和增強(qiáng)結(jié)構(gòu)元素節(jié)點(diǎn)分離出來，文中把膠層離散成多個(gè)單獨(dú)的膠元，每個(gè)膠元采用、、三個(gè)方向的彈簧元（SPRING）模擬膠元三個(gè)方向的性能參數(shù)，且一個(gè)膠元上的所有彈簧元兩端連接部位是一致的，先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)有限元模型如圖4所示。

圖3 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)復(fù)合材料有限元模型

圖4 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)有限元模型

2 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)仿真結(jié)果分析

在建立先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)有限元模型過程中，彈簧元參數(shù)的確定十分關(guān)鍵，參考文獻(xiàn)[3]計(jì)算得到彈簧元的剛度系數(shù)為=500 kN/m。試驗(yàn)件一端固支，一端從0 N加載到20 kN，每次增加2500 N。文中對比了單金屬板和先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)在相同載荷作用下的應(yīng)力應(yīng)變分布情況，通過有限元模型分析求解。隨著載荷的不斷增加，單金屬鋁合金板結(jié)構(gòu)模型和先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)模型的應(yīng)力應(yīng)變都逐漸增大，單金屬鋁合金板結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平遠(yuǎn)高于先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)鋁合金基材。在20 kN的載荷情況下，單金屬鋁合金板模型的應(yīng)力應(yīng)變云圖見圖5，先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)模型的應(yīng)力應(yīng)變云圖見圖6。

通過有限元分析，先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)模型的復(fù)合材料-鋁合金膠接區(qū)域的鋁合金基材應(yīng)力大小為109~120 MPa。鋁合金基材應(yīng)力最大的部位在模型加載端邊角處，大小為186 MPa。復(fù)合材料的應(yīng)力主要集中在32.3~36.6 MPa，最大的應(yīng)力集中在載荷方向兩端部位，大小為79.2 MPa。先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)膠接部位的鋁合金應(yīng)力大小基本相等，應(yīng)變在復(fù)合材料-鋁合金板膠接部位，鋁合金基材有中間應(yīng)變小、兩邊應(yīng)變大的特點(diǎn)。其中膠接區(qū)域中間應(yīng)變在1.11×10–3~1.23×10–3之間，兩邊應(yīng)變?yōu)?.23×10–3~1.36×10–3。相比較而言，相同的載荷加載情況下，單金屬鋁合金板的應(yīng)力主要集中在120~131 MPa，應(yīng)變主要集中在1.34×10–3~ 1.47×10–3。通過對比研究發(fā)現(xiàn)，選擇性增強(qiáng)結(jié)構(gòu)能有效降低金屬基材的應(yīng)力水平，應(yīng)力水平降低大約10%左右，應(yīng)變水平也降低了20%左右。選擇單金屬鋁合金板模型和先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)模型兩個(gè)模型的中心位置，選取對應(yīng)的鋁合金單元，記錄不同載荷水平下單元的應(yīng)力水平。在0~20 kN的載荷范圍內(nèi)，兩種模型鋁合金單元的應(yīng)力變化趨勢如圖7所示，先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)模型中鋁合金和復(fù)合材料的應(yīng)力水平如圖8所示。

圖5 單金屬鋁合金板有限元分析結(jié)果

圖6 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)有限元分析結(jié)果

圖7 鋁合金的應(yīng)力變化趨勢

圖8 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)模型鋁合金和復(fù)合材料應(yīng)力水平

3 實(shí)驗(yàn)研究

參考HB 5143—1996《金屬室溫拉伸試驗(yàn)方法》的試驗(yàn)要求，在開展試驗(yàn)之前對試件進(jìn)行初始檢測，確保開展試驗(yàn)的試件無損傷和缺陷。在先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)上布置應(yīng)變片，檢測試驗(yàn)件在單軸拉伸作用下的應(yīng)變變化，應(yīng)變片布置的位置如圖9所示。在開展試驗(yàn)過程中，分別對5件試件進(jìn)行編號，試件對稱夾在拉力機(jī)上、下夾持器上，確保夾持的試驗(yàn)件受軸向拉力的作用。控制加載速度，按照0.02 mm/s勻速加載至20 kN，保持10~12 s后，緩慢卸載。實(shí)時(shí)記錄試驗(yàn)過程中的載荷與應(yīng)變大小數(shù)據(jù)，重點(diǎn)對先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)復(fù)合材料2#、3#、4#應(yīng)變測試點(diǎn)和鋁合金基材的2#、3#、4#應(yīng)變測試點(diǎn)進(jìn)行記錄，通過計(jì)算得到復(fù)合材料和鋁合金基材的應(yīng)力分布情況，如圖10所示。

通過對比分析有限元分析模型和試驗(yàn)測試結(jié)果，有限元模型中，復(fù)合材料在20 kN載荷作用下的應(yīng)力水平為36.4 MPa，鋁合金基材為118.6 MPa。在0~20 kN的加載過程中，復(fù)合材料單元和鋁合金基材單元的應(yīng)力水平是線性增長的。先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能試驗(yàn)中，對應(yīng)于20 kN載荷下鋁合金基材2#、3#、4#的的應(yīng)力水平分別為112.1、111.4、112.9 MPa，復(fù)合材料2#、3#、4#的應(yīng)力水平分別為34.6、34.8、34.2MPa。在0~20 kN的加載過程中，各測試點(diǎn)的應(yīng)力水平呈線性增長。對比有限元計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)測試結(jié)果，先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)復(fù)合材料的應(yīng)力水平誤差為4.6%，鋁合金基材為5.0%，有限元計(jì)算結(jié)果誤差滿足≤5%。同時(shí)在20 kN的載荷情況下，對比先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)鋁合金基材和單鋁合金試驗(yàn)件的應(yīng)力水平，先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)鋁合金基材的應(yīng)力水平降低了15.8%，有效驗(yàn)證了先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)能降低結(jié)構(gòu)應(yīng)力水平。

圖9 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件應(yīng)變片布置

圖10 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)復(fù)合材料和鋁合金基材的應(yīng)力分布

Tab.10 Stress distribution values of (a) composite materials and (b) aluminum alloy substrates for advanced reinforced structures

4 結(jié)論

通過開展先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的有限元仿真分析與實(shí)驗(yàn)研究，主要意義在于為先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析和應(yīng)用奠定基礎(chǔ)，并得出以下結(jié)論。

1）先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的有限元仿真分析結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)檢測結(jié)構(gòu)的相對誤差在5%范圍內(nèi)，吻合度較好。

2）先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)能降低金屬基體結(jié)構(gòu)的應(yīng)力水平，降低程度約為15.8%。

3）按照飛機(jī)高應(yīng)力區(qū)結(jié)構(gòu)特點(diǎn)和載荷分布情況，合理布置先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)，能增加局部區(qū)域的傳遞路徑，減小局部區(qū)域的應(yīng)力水平，提高該區(qū)域的疲勞和損傷容限性能。

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Finite Element Simulation and Experimental Study of Advanced Reinforced Structures

WEI Li-jun, ZHAO Lian-hong, ZHANG Hong-fei, JIN Tao, LIU Yuan-hai, WANG Hao-wei

(Structure Corrosion Protection and Control of Aviation Science and Technology Key Laboratory, China Special Aircraft Research Institute, Jingmen 448035, China)

This paper aims to study the stress distribution characteristics of advanced reinforced structures under load. The finite element simulation analysis of advanced reinforced structures is carried out to simulate the stress and strain distribution of advanced reinforced structure under uniaxial load, at the same time, advanced reinforcement structural mechanics tests are carried out under uniform loading up to 20 kN at a speed of 0.02 mm/s. The stress and strain levels of advanced reinforced composite structures and metal matrix structures are obtained by strain detection. The finite element and test results are compared and analyzed. The results show that the simulation results of advanced reinforced structure are in good agreement with the test results. Advanced reinforcement structure can reduce the stress level of metal matrix structure results. According to the structure characteristics and load distribution characteristics of aircraft in high stress zone, the reasonable layout of advanced reinforcement structure can improve the fatigue and damage tolerance of this area.

advanced reinforcement structure; finite element simulation analysis; research and testing; stress level

2020-12-29；

2021-02-06

WEI Li-jun (1976—), Male, Senior engineer, Research focus: design of aircraft structure corrosion protection.

趙連紅（1988—），男，碩士，工程師，主要研究方向腐蝕環(huán)境航空航天材料損傷行為。

Biography：ZHAO Lian-hong (1988—), Male, Master, Engineer, Research focus: corrosion environment aerospace materials damage behavior research.

韋利軍, 趙連紅, 張紅飛, 等. 先進(jìn)增強(qiáng)結(jié)構(gòu)仿真分析與實(shí)驗(yàn)研究[J]. 裝備環(huán)境工程, 2021, 18(4): 064-069.

TJ03

A

1672-9242(2021)04-0064-06

10.7643/ issn.1672-9242.2021.04.009

2020-12-29；

2021-02-06

航空科學(xué)基金（2018ZF05002）

Fund：Aviation Science Foundation (2018ZF05002)

韋利軍（1976—），男，高級工程師，主要研究方向飛機(jī)結(jié)構(gòu)腐蝕防護(hù)設(shè)計(jì)。

WEI Li-jun, ZHAO Lian-hong, ZHANG Hong-fei, et al. Finite element simulation and experimental study of advanced reinforced structures[J]. Equipment environmental engineering, 2021, 18(4): 064-069.