復合材料VARI成型夾層結構承載能力試驗研究

何 勇，毛青松，凡 玉，王新年

(中航西飛民用飛機有限責任公司 工程技術中心，西安 710089)

0 引言

復合材料在飛機結構上的應用越來越廣。復合材料具有比強度高、比剛度大，結構可設計性強[1]，重量輕等特點，能有效地減輕結構重量[2-3]，提高結構效率；同時復合材料具有良好的抗腐蝕性能和抗疲勞性能，能降低飛機結構的維護成本。

為解決熱壓罐成型工藝的高成本問題，國外設計了預成型體/復合材料液體成型工藝，且已廣泛地應用在飛機結構上。VARI成型工藝是目前國外應用較多的一種液體成型工藝，已經在A380襟翼滑軌支架、A400M后貨艙門、A350球面框、C17主起艙門、B787襟翼和副翼、MRJ飛機垂直安定面等結構上得到成功應用[4]。VARI工藝也已經廣泛應用于復合材料制備中，具有易于控制構件整體性能、一體成型、工藝周期短、所需真空壓力低、設備及工藝成本低、污染小等優點。但VARI成型工藝對樹脂、碳纖維織物的可靠性和穩定性等均具有較高的要求[5]。

某民用飛機作為國內研制的一種新型支線客機，要求有較好的經濟性和先進性。為了提高這一民用飛機的經濟性并減輕結構重量，根據國外的使用經驗，在這一民用飛機次承力件上使用VARI技術?？紤]國內的VARI制造工藝經驗、復合材料適航取證[6-8]、技術風險及研制進度等因素，擬在部分次承力件上采用VARI成型工藝，確定結構連接部位的基本承載能力、制造缺陷對承載能力的影響、預埋件應用及復合材料結構的制造工藝，為今后開展復合材料低成本制造技術和復合材料整體成型技術做好技術儲備。

1 試驗方法

1.1 試驗設備

試驗中采用電液伺服材料試驗機、高溫濕熱試驗箱、恒溫恒濕試驗箱等設備，試驗設備和儀器精度如表1所示。

表1 試驗設備和儀器精度

1.2 試驗項目

本體結構采用全高度泡沫夾層，連接接頭部位預埋鑲嵌件，材料選用碳纖維G0926緞紋布，樹脂為RTM6-2，采用聚甲基丙烯酰亞胺(PMI)閉孔剛性泡沫。

根據復合材料部件可能采用的螺栓連接形式，試驗件選取主起落架艙門與鉸鏈接頭部位、擾流板與鉸鏈接頭部位，主起落架艙門和鉸鏈接頭的連接如圖1所示，擾流板和鉸鏈接頭的連接如圖2所示，根據連接形式和受力特點，試驗件采用平板試件模擬部件受力情況。對于部分試件引入制造缺陷，以評估缺陷對承載能力的影響，以便在結構設計中加以考慮。夾層結構連接試驗選取擾流板與鉸鏈接頭連接部位，夾層結構螺栓連接試驗項目如表2所示。

表2 夾層結構螺栓連接試驗項目

2 試驗結果及分析

試驗過程中記錄載荷-位移曲線，典型的載荷-位移曲線如圖3所示。從載荷-位移曲線上選取以下載荷點來表征夾層結構剪切、緊固件拉脫試驗件的性能：

圖3 典型的載荷-位移曲線

破壞載荷Pf：在載荷第一次下降10%以前的曲線上的第一個峰值載荷；

最大載荷Pm：載荷-位移曲線上的載荷最大值；

初始臨界失效載荷Pi：載荷-位移曲線上載荷第一次發生下降或者斜率發生變化時對應的載荷。

2.1 試件比較

夾層結構剪切試驗件形狀為矩形，面板鋪層初步確定為[(±45)/(0/90)2/(±45)] [a/b2/c]，厚度為1.48 mm；加厚區鋪層初步確定為{[(±45)/(0/90)2/(±45)2/(0/90)2/(±45)]/(0/90)2/(±45)}，厚度為4.07 mm。預埋件分別為層壓玻璃板和鈦合金襯套。剪切試驗件示意圖見圖4，剪切試驗件尺寸見表3。

圖4 剪切試驗件示意圖

表3 剪切試驗件尺寸

2.2 試驗加載

2.2.1 剪切試驗

夾層結構剪切試驗在±400 kN試驗機上完成。夾層結構剪切試驗結果統計值見表4。

表4 夾層結構剪切試驗結果統計值

續表4

試驗時將試驗件及夾具對中夾持在試驗機上，使加載中心通過試驗件中軸線，以εmm/min的恒定速度對試驗件加載，連續采集試驗件的載荷-位移數據，持續加載直到試驗件破壞，并記錄試件的破壞載荷、載荷-位移曲線和破壞模式。夾層結構剪切試驗件加載示意圖見圖5。

(1)層壓板鑲嵌夾層結構。對層壓板鑲嵌夾層時添加脫粘缺陷，結構剪切試驗的初始臨界失效載荷和破壞載荷均沒有影響層壓板鑲嵌夾層結構，剪切試驗統計結果柱狀圖如圖6所示，脫粘缺陷對層壓板鑲嵌夾層結構剪切試驗的初始臨界失效載荷和破壞載荷均沒有影響。

層壓板鑲嵌夾層結構剪切試驗的典型破壞模式如圖7所示。其破壞模式主要有兩種：一種為孔附近的復合材料板局部屈曲圖如圖7(a)，另一種為孔附近的復合材料板局部屈曲，螺栓頭剪壞如圖7(b)。試驗過程中觀測到的試驗歷程為：當載荷增大到一定值后，夾層結構的復合材料板在孔附近發生局部屈曲，載荷-位移曲線的斜率開始變化；隨著載荷的增加，孔附近板材的屈曲程度越來越嚴重，載荷-位移曲線的斜率不斷降低；當載荷增大到最大值后，載荷下降，此后載荷保持在一定范圍內不斷波動；當位移增大到一定程度后，螺釘破壞。

(a) (b)

由層壓板鑲嵌夾層結構剪切試驗的歷程可以看出，為了使結構具有較高的承載能力，螺栓必須具有較高的強度以保證在夾層結構發生內部破壞以后才能出現螺栓破壞，否則將導致結構的承載能力下降。

層壓板鑲嵌夾層結構剪切試驗的載荷-位移曲線如圖8所示。曲線上的初始部分存在一段非線性曲線，該部分由試驗夾具與試驗件之間安裝間隙所導致，當載荷增大到一定程度，間隙消除，載荷-位移曲線進入直線段。此后當孔附近的復合材料板發生明顯屈曲時，載荷位移曲線斜率發生改變，對應的載荷為初始臨界失效載荷。當屈曲達到一定程度后，結構發生內部破壞，此時對應的載荷為破壞載荷。此后復合材料板屈曲程度、孔變形和螺栓變形不斷增大，但載荷基本保持不變，載荷-位移曲線出現平臺。當變形達到一定程度后，螺栓發生破壞，載荷突降，夾層結構基本失去承載能力。載荷-位移曲線的平臺段存在一個載荷的突然變化，該位置實際對應于試驗過程中引伸計的摘除，引伸計位置照片如圖9所示。

(2)襯套鑲嵌夾層結構。未預埋缺陷試驗柱狀圖如圖10所示，預埋脫粘剪切試驗柱狀圖如圖11所示(圖中B構型為鋁制襯套構型，C構型為鋼制襯套構型)。由圖10和圖11可以看出：C構型比B構型具有更高的抗剪切承載能力。為了進一步分析脫粘的影響，將圖10和圖11聯合，繪制出脫粘分析柱狀圖如圖12所示。由圖12可見，預埋脫粘對結構的初始臨界失效載荷和破壞載荷均沒有影響。剪切試驗件破壞模式照片如圖13所示，圖13(a)為試驗件正面，圖13(b)為試驗件背面?？梢钥闯觯浩淦茐哪Ｊ饺繛橐r套剪拉脫。三個襯套剪拉脫的變形量沿金屬板端頭開始逐漸降低，與此對應的金屬板各處的翹曲撓度也逐漸降低，且三個襯套均發生了傾斜。對于夾層結構剪切試驗件，其形心并未在金屬板所在的夾層結構下表面上，當向試驗件施加剪切載荷時，雖然剪切載荷通過需要考核的剪切面，但由于剪切載荷并不通過整個試驗件的形心，因此存在偏心扭矩。由于金屬板施加給襯套的力既包括垂直于夾層板表面的拉脫載荷，也包括平行于夾層結構的剪切載荷，因此試驗中襯套會發生傾斜。

試驗歷程：試驗機向試驗件逐步施加剪切載荷，當載荷增大到一定程度后，試驗件上金屬板逐漸發生翹曲；隨著金屬板翹曲程度的增加和試驗機剪切載荷的增加，在拉伸和剪切載荷共同作用下襯套逐漸被金屬板剪拉脫，其中金屬板端頭處的襯套首先被剪拉脫，離金屬板端頭最遠處的襯套最后被剪拉脫。由圖13可知，在整個試驗過程中，夾層結構的復合材料板均沒有觀測到目視可見的屈曲。

襯套鑲嵌夾層結構剪切試驗的載荷-位移曲線如圖14所示。曲線上的初始部分存在一段非線性曲線，當載荷增大到一定程度，間隙消除，載荷-位移曲線進入直線段，此后當載荷增大到一定程度，金屬板發生明顯目視可見的翹曲，位于金屬板端頭處的襯套處于臨界被剪拉脫的狀態，此處對應的載荷為初始臨界失效載荷。此外由圖14還可以看出，當達到最大載荷時，試驗件已經破壞且存在很大的塑性變形。層壓板鑲嵌和襯套鑲嵌夾層結構的剪切承載能力對比柱狀圖如圖15所示，由圖15可以看出層壓板鑲嵌的剪切承載能力明顯高于襯套鑲嵌。

2.2.2 拉脫試驗

夾層結構緊固件拉脫試驗在室溫干態±150 kN試驗機上完成。夾層結構緊固件拉脫試驗結果統計值見表5。

試驗時將裝配好的夾具對中夾持在試驗機夾頭中，以εmm/min的加載速度施加拉伸載荷，直到達到最大載荷，然后下降為最大載荷的70%為止，記錄試驗件的破壞模式。拉脫試驗狀態照片如圖16所示。

層壓板鑲嵌和襯套鑲嵌夾層結構的拉脫承載能力對比柱狀圖如圖17所示，可以看出層壓板鑲嵌的拉脫承載能力明顯高于襯套鑲嵌。拉脫試驗件破壞模式照片如圖18所示，層壓板鑲嵌的夾層結構其緊固件拉脫試驗的破壞模式為復合材料板孔頂部拉脫，而襯套鑲嵌夾層結構的破壞模式為襯套拉脫。

襯套鑲嵌緊固件拉脫試驗柱狀圖如圖19所示(E構型為鋁制襯套構型，F構型為鋼制襯套構型)，可以看出：無論E構型還是F構型，高溫濕態條件下的初始臨界失效載荷和破壞載荷均比室溫干態下低；E和F兩種構型在高溫濕態和室溫干態條件下，其初始臨界失效載荷和破壞載荷互有高低，因此根據現有的試驗結果無法判定哪種構型的拉脫承載能力更高。

3 結論

分析試驗結果，得到以下結論：

(1)分層缺陷不會引起夾層結構單搭接剪切破壞載荷的降低，層合板鑲嵌的剪切承載能力和拉脫承載能力明顯高于襯套鑲嵌；

(2)脫粘對夾層板鑲嵌夾層結構剪切試驗的初始臨界失效載荷和破壞載荷均沒有影響；

(3)為了使層合板鑲嵌夾層結構具有較高的承載能力，螺栓必須具有較高的強度以保證在夾層結構發生內部破壞以后才出現螺栓破壞；

(4)C構型的襯套鑲嵌夾層結構比B構型具有更高的抗剪切承載能力；

(5)B構型和C構型，預埋脫粘對結構的初始臨界失效載荷和破壞載荷均沒有影響；

(6)E和F兩種構型在高溫濕態和室溫干態條件下，其初始臨界失效載荷和破壞載荷互有高低。

通過以上試驗研究，參照CCAR-25R4、MIL-HDBK-17F和咨詢通報AC20-107B相關要求，確定出與結構構型相關的設計值及連接部位的基本承載能力，得出制造異常對結構的影響，同時考核了復合材料結構的制造工藝，對確定后續結構優化及缺陷拒收標準提供數據支持。