計及溫度的鋁蜂窩夾芯結構機匣抗沖擊性分析

左建華，楊書儀，譚毅，郭小軍，孫要兵

1.湖南科技大學，湖南 湘潭 411201

2.中國航發(fā)湖南動力機械研究所，湖南 株洲 412002

3.中國航發(fā)南方工業(yè)有限公司，湖南 株洲 412002

目前在軍用、民用飛機上應用最為廣泛的航空發(fā)動機為燃氣渦輪發(fā)動機，其主要由壓氣機、機匣、渦輪、燃燒室、尾噴管等組成[1]。機匣是航空發(fā)動機的保護外殼和主要承力部件，航空發(fā)動機工作環(huán)境惡劣，受外物沖擊、高周疲勞、過熱和材料缺陷等因素影響，發(fā)動機輪盤、葉片等旋轉部件不可避免地會出現(xiàn)失效破壞，破壞產(chǎn)生的高能碎片會沖擊機匣，若機匣強度不夠，碎片飛出機匣將嚴重影響飛行安全，因此國內(nèi)外學者開展了許多關于機匣抗沖擊機理的研究。機匣結構有泡沫夾芯結構、鋁蜂窩夾芯結構、纖維纏繞增強結構等。鋁蜂窩夾芯結構因具有質量輕、吸能性好、比強度高等優(yōu)點，被廣泛應用于航空航天、船舶、汽車、高鐵以及建筑等領域[2-3]。

目前，關于機匣抗沖擊機理的研究主要從沖擊試驗及數(shù)值仿真方面開展。Liu[4]、吳軻[5]、宋曼麗[6]通過彈道沖擊試驗研究彈體沖擊靶板過程的動態(tài)響應和破壞模式。Stahlecker[7]采用數(shù)值仿真與試驗相結合方法分析機匣受葉片沖擊的損傷形式及能量吸收模式。張溫馨[8]通過仿真模擬研究復合材料層合板在不同預載荷作用下的抗沖擊機理。辛亞軍[9]、張笑宇[10]、He[11]開展常溫狀態(tài)下蜂窩夾芯結構機匣的抗沖擊性能研究。航空發(fā)動機運行時，渦輪前溫度可高達1630～1770℃[12]。溫度相對較低的壓氣機機匣內(nèi)，溫度也可達20～400℃[13]。當失效破壞的轉子部件撞擊機匣時，機匣結構將同時承受溫度載荷、沖擊載荷，若沖擊應力過大，就會引起機匣材料的失效破損。目前，國內(nèi)外學者考慮溫度對于機匣抗沖擊性能影響的研究甚少。

本文擬以工作溫度為0～300℃的鋁蜂窩夾芯結構機匣為研究對象，開展其溫度效應下的抗沖擊性能分析。首先搭建溫度可調(diào)沖擊試驗系統(tǒng)，開展考慮溫度影響的彈道沖擊試驗，分析靶板的損傷情況；然后開展尖頭彈沖擊鋁蜂窩夾芯板有限元仿真分析，對試驗與仿真中鋁蜂窩夾芯板損傷情況和應力-時間曲線進行對比，驗證仿真模型可靠性；最后開展不同溫度下鋁蜂窩夾芯結構機匣抗沖擊性能仿真分析[14]。

1 試驗研究

1.1 試驗裝置及步驟

圖1為溫度可調(diào)沖擊試驗系統(tǒng)，主要由氣源控制閥、高壓氣源、Hopkinson壓桿沖擊試驗臺、發(fā)射裝置、控溫加熱裝置以及Synergy 數(shù)據(jù)采集儀組成?？販丶訜嵫b置主要由氣動閘門、電阻絲爐膛（功率5kW，內(nèi)腔尺寸160mm×160mm）、保溫石棉、空氣壓縮機、溫控箱、熱電偶組成。

圖1 溫度可調(diào)沖擊試驗系統(tǒng)Fig.1 Adjustable temperature impact test system

將控溫加熱裝置固定在Hopkinson壓桿沖擊試驗臺上，鋁蜂窩夾芯板置于溫控加熱裝置內(nèi)夾緊，利用空氣壓縮機控制氣動閘門閉合。溫控箱可控制電阻絲爐膛啟停，且可通過置于電阻絲爐膛內(nèi)部的熱電偶實時監(jiān)測和調(diào)控爐膛內(nèi)溫度。采用溫控箱將鋁蜂窩夾芯板加熱至設定溫度后保溫3min，打開氣動閘門，通過氣源控制閥啟動高壓氣源，驅動發(fā)射裝置射出子彈，中溫應變片貼附于試件表面，連接Synergy數(shù)據(jù)采集儀獲取試驗數(shù)據(jù)。

1.2 試件材料與試驗內(nèi)容

圖2 為試件實物圖，其中，圖2（a）為尖頭彈，圖2（b）為鋁蜂窩芯層，圖2（c）為鋁蜂窩夾芯板。鋁蜂窩夾芯板由上下兩塊鋁合金板及中間的鋁蜂窩芯層構成。單鋁蜂窩芯形狀為六邊形，其內(nèi)徑為3mm，鋁箔厚度為0.05mm，試件的具體參數(shù)見表1。

表1 試件具體參數(shù)Table 1 Specific parameters of specimen

圖2 試件實物圖Fig.2 Actual drawing of specimen

鋁蜂窩夾芯板表面粘貼的中溫應變片型號為BAB350-3AA250(23)，使用溫度范圍為-269～250℃，貼附方法為高溫膠水加溫加壓粘貼，采用四分之一橋路接法接入Synergy 數(shù)據(jù)采集儀。受應變片使用溫度范圍限制，本文僅進行了25℃、100℃及200℃溫度下的彈道沖擊試驗，選用的沖擊氣壓為0.7MPa，對應尖頭彈初始沖擊速度v0=60m/s。

1.3 試驗結果

圖3 為相同沖擊速度下，鋁蜂窩夾芯板在不同溫度下的沖擊前后對比圖。

由圖3可知，25℃、100℃及200℃下尖頭彈沖擊機匣后均出現(xiàn)反彈現(xiàn)象，100℃及200℃下鋁蜂窩夾芯板的表面損傷相較于25℃下較小，受試驗設備限制，未測得尖頭彈的剩余速度。圖4 為25℃、100℃及200℃下鋁蜂窩夾芯板的損傷情況。

圖3 沖擊試驗前后對比Fig.3 Comparison before and after impact test

由圖4（a）可知，25℃時，試驗中鋁蜂窩夾芯板的上鋁合金板呈花瓣狀充塞變形，下鋁合金板呈不規(guī)則撕裂損傷，撕裂處材料翹起，鋁蜂窩芯層向四周擠壓，出現(xiàn)剪切失效；由圖4（b）可以看出，100℃時，試驗中鋁蜂窩夾芯板的上鋁合金板出現(xiàn)穿孔破壞，穿孔處周圍出現(xiàn)裂紋，呈花瓣狀凹陷，下鋁合金板呈波紋狀撕裂，鋁蜂窩芯層向四周擠壓破裂；由圖4（c）可知，200℃時，試驗中鋁蜂窩夾芯板的上鋁合金板出現(xiàn)穿孔破壞，穿孔處無裂紋產(chǎn)生，后鋁合金板呈不規(guī)則撕裂破壞，鋁蜂窩層出現(xiàn)較大范圍的剪切破壞。

圖4 鋁蜂窩夾芯板損傷情況Fig.4 Damage of aluminum honeycomb sandwich panel

從試件的破損面積判斷，25℃下的上鋁合金板損傷面積最大，200℃下鋁合金板和鋁蜂窩芯層的損傷程度相對較大，100℃下鋁蜂窩夾芯板的整體損傷最小。

2 有限元建模

2.1 有限元模型

通過Creo 建立尖頭彈沿Z軸負方向水平?jīng)_擊鋁蜂窩夾芯板的幾何模型，模型形狀尺寸與試驗試件相同。采用Hypermesh進行網(wǎng)格劃分，為了盡量還原鋁蜂窩夾芯板受到?jīng)_擊后的動態(tài)響應，應將鋁蜂窩夾芯板的網(wǎng)格盡可能地細化，但考慮到網(wǎng)格越密，求解時間也會成倍增加，因此需要在求解時間適當及不影響分析結果的前提下，選擇適當密度的網(wǎng)格。尖頭彈與上下鋁合金板網(wǎng)格類型采用solid 164 實體單元，為了減少數(shù)值分析時的誤差，尖頭彈與上下鋁合金板均采用映射網(wǎng)格，尖頭彈劃分為31208 個單元，上下鋁合金板劃分為6120 個單元。鋁蜂窩芯層網(wǎng)格類型采用shell 163殼單元，劃分為12624個單元，網(wǎng)格模型如圖5所示。

圖5 網(wǎng)格模型Fig.5 Mesh model

2.2 材料模型及參數(shù)選擇

上下鋁合金板材料為7075-T651 鋁合金，采用Johnson Cook 本構模型及累積損傷準則，該模型適用于金屬材料各種應變率條件，且充分考慮了材料的應變率硬化、溫度軟化等因素，廣泛應用于沖擊及材料損傷領域，其數(shù)學模型表達式如下

式中：A為屈服應變；B、C、n為硬化系數(shù)；m為熱軟化系數(shù)；σ為材料等效應力；ε·和ε·0為材料的應變率和參考應變率；T為材料變形溫度，Tm為材料熔點，Tr為參考溫度。式（1）括號內(nèi)三項分別代表等效塑性應變、應變率以及溫度對流應力的影響[15]。對于鋁合金前后面板采用JC累積損傷準則，則損傷參數(shù)D為

其中：

式中：σ*=σm/σ，σm為平均應力，D1～D5為JC 失效模型參數(shù)，當D=1時材料發(fā)生失效。

鋁蜂窩芯層材料為薄殼狀5052 鋁箔，采用*MAT_PLASTIC_KINEMATIC 模型，該模型適用于考慮應變率效應和帶有失效的彈塑性材料的殼體元件，上下鋁合金板及中間鋁蜂窩芯層的材料模型參數(shù)見表2、表3[16-18]。

表2 上下鋁合金板材料模型參數(shù)Table 2 Material model parameters of upper and lower aluminum alloy plates

表3 鋁蜂窩芯層材料模型參數(shù)Table 3 Aluminum honeycomb core layer material model parameters

金屬材料在不同溫度下具有不同的熱物性參數(shù)，彈體沖擊鋁蜂窩夾芯板過程迅速，熱傳導在接觸碰撞傳熱過程中起主要作用，熱輻射、熱對流產(chǎn)生的影響較小，因此沖擊過程產(chǎn)熱由材料的比熱容和導熱系數(shù)決定。因鋁蜂窩芯層和上下鋁合金板材料同為鋁合金，熱物性參數(shù)相差不大，故使用同一種熱物性參數(shù)，尖頭彈和鋁蜂窩夾芯板的材料熱物性參數(shù)見表4、表5。

表4 上下鋁合金板材料熱物性參數(shù)Table 4 Thermal properties of upper and lower aluminum alloy sheet materials

表5 尖頭彈材料熱物性參數(shù)Table 5 Thermal properties of pointed projectile materials

2.3 條件設置

鋁蜂窩夾芯板兩端設置全約束，尖頭彈施加沿Z軸負方向60m/s的初始速度v0，鋁蜂窩夾芯板及尖頭彈施加恒定溫度載荷。鋁蜂窩夾芯層與上下鋁合金板采用固連接觸（TDNS），尖頭彈與鋁蜂窩夾芯板的接觸設置為*CONTACT_ERODING_SURFACE_TO_SURFACE_THERMAL，其中熱性關鍵字定義見表6。

表6 熱性關鍵字定義Table 6 Thermal keyword definition

表6 中，間隙熱導率cf 是指鋁蜂窩芯板與尖頭彈接觸面間氣體的熱導率；接觸熱導率htc 是指鋁蜂窩夾芯板與尖頭彈接觸時的熱導率；機械功轉熱比例gpt及摩擦功轉熱eqheat比例取值參考文獻[19]和[20]；ftoslv 為鋁蜂窩夾芯板與尖頭彈接觸面的熱分配系數(shù)；ftoslv 熱分配系數(shù)計算公式為

式中：c、ρ、λ為材料的比熱容、密度和導熱系數(shù)。

3 試驗與仿真結論對比

基于試驗下的三種溫度條件，采用LS-DYNA 仿真模擬尖頭彈沖擊鋁蜂窩夾芯板，對比試驗與仿真的結論。

3.1 損傷情況分析

仿真中25℃、100℃及200℃下鋁蜂窩夾芯板損傷情況如圖6 所示。結合圖4（a）及圖6（a）可以看出，25℃下試驗與仿真中鋁蜂窩芯板均出現(xiàn)穿孔現(xiàn)象，上鋁合金板損傷情況較為相似，均呈現(xiàn)花瓣狀凹陷變形；下鋁合金板在試驗與仿真中均出現(xiàn)裂紋損傷，試驗下裂紋延伸情況更為顯著；試驗與仿真中的鋁蜂窩芯層均呈現(xiàn)剪切破壞，破壞后的鋁蜂窩結構向四周擠壓變形。對比圖4（b）、圖4（c）及圖6（b）、圖6（c）試驗與仿真結論，同樣出現(xiàn)類似差異。因試驗中存在尖頭彈偏移、試件夾緊程度不一、鋁蜂窩芯層存在工藝缺陷等影響因素，使得試驗中鋁蜂窩夾芯板損傷特征與仿真存在偏差，但根據(jù)鋁蜂窩夾芯板的變形區(qū)域和整體破壞情況判斷，試驗結論與仿真結論較為吻合。

圖6 仿真中鋁蜂窩夾芯板損傷情況Fig.6 Simulation of aluminum honeycomb sandwich panel damage

通過測量可得上鋁合金板的彎曲深度D1及下鋁合金板的裂紋尺寸L1，如圖7 所示。測量得出的試驗數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)進行對比，見表7。

圖7 損傷測量圖Fig.7 Damage chart

結合圖4 和表7 可知，25℃下試驗與仿真對比誤差較大，這是由于試驗中出現(xiàn)彈體沖擊偏移現(xiàn)象，導致下鋁合金板產(chǎn)生的裂紋向左延伸，除此之外，其余試驗與仿真下鋁蜂窩芯板的損傷數(shù)據(jù)相對誤差較小，仿真模型能夠有效表達沖擊過程中鋁蜂窩芯板的損傷特性。

表7 試驗與仿真數(shù)據(jù)對比Table 7 Comparison between experimental and simulation data

3.2 應變分析

仿真分析中采用LS-PrePost 軟件進行數(shù)據(jù)后處理，獲取與試驗中貼附應變片相同位置的單元應變數(shù)據(jù)，如圖8所示。圖9 為各溫度下試驗與仿真的應變-時間曲線對比圖，表8為各溫度下試驗與仿真最大應變值對比。

圖8 位置單元示意圖Fig.8 Position element diagram

從圖9可以看出，試驗與仿真得出的應變-時間曲線對比下并未完全重合，這是由于尖頭彈在發(fā)射過程中受外界阻力的影響，存在輕微的偏移現(xiàn)象，且試驗中鋁蜂窩夾芯板的約束條件無法在仿真中準確定義，但從應變-時間曲線的總體變化趨勢上來看，試驗與仿真的結論基本一致；由表8可知，試驗與仿真最大應變值的相對誤差較小，說明試驗與仿真結果較為相似。

圖9 試驗與仿真的應變-時間曲線對比Fig.9 Comparison diagram between strain-time curves between test and simulation

表8 試驗與仿真的最大應變值對比Table 8 Comparison between maximum strain values test and simulation

綜上所述，采用數(shù)值仿真分析方法研究彈體沖擊不同溫度下的鋁蜂窩夾芯板具有一定的可靠性，仿真模型能有效表達沖擊過程中鋁蜂窩夾芯板的動態(tài)響應。

4 不同溫度下鋁蜂窩夾芯結構機匣抗沖擊性能分析

4.1 有限元建模

本節(jié)依據(jù)某型航空發(fā)動機機匣參數(shù)，建立鋁蜂窩夾芯結構機匣的簡化模型。利用Creo 三維軟件建立尖頭彈沖擊鋁蜂窩夾芯結構機匣的實體模型，尖頭彈和機匣的材料與試驗試件材料相同。機匣總厚度為5mm，上下機匣壁厚度為1mm，單鋁蜂窩芯邊長為6mm，內(nèi)徑為3mm，鋁箔厚度為0.05mm，鋁蜂窩芯層高度為3mm。

采用Hypermesh 進行網(wǎng)格劃分，尖頭彈與上下機匣壁網(wǎng)格類型采用solid 164 實體單元，尖頭彈劃分為31208 個單元，上下機匣壁劃分為11520 個單元。鋁蜂窩芯層網(wǎng)格類型采用shell 163殼單元，劃分為22536個單元，網(wǎng)格模型如圖10所示。

圖10 網(wǎng)格模型Fig.10 Mesh model

采用LS-DYNA 設置機匣y方向兩端為固定約束。賦予尖頭彈初始沖擊速度v0=60m/s，方向垂直于機匣壁。對鋁蜂窩夾芯結構機匣分別施加25℃、50℃、75℃、100℃、125℃、150℃、175℃和200℃的恒定溫度載荷。

4.2 仿真分析結果

通過各溫度下垂直于機匣壁的尖頭彈速度變化趨勢，研究25～200℃范圍內(nèi)鋁蜂窩夾芯結構機匣抗沖擊性變化。各溫度下尖頭彈速度時間歷程曲線與尖頭彈反彈速度曲線如圖11、圖12所示。

圖11 尖頭彈速度時間歷程曲線Fig.11 Time history curve of tip projectile velocity

圖12 尖頭彈反彈速度曲線Fig.12 Rebound velocity curve of pointed projectile

由圖11 可知，各溫度下尖頭彈速度變化趨勢相似，在0～1.2ms 時間段，尖頭彈與鋁蜂窩夾芯結構機匣發(fā)生劇烈碰撞，速度急速下降并趨于零；在1.2～5ms 時間段，各溫度下的彈體均未擊穿鋁蜂窩夾芯結構機匣，出現(xiàn)反彈現(xiàn)象，不同溫度下尖頭彈反彈速度存在一定差異。由圖12可以看出，由25℃上升至75℃時，尖頭彈反彈速度發(fā)生細微增長；由75℃上升至125℃時，尖頭彈反彈速度出現(xiàn)較為明顯的增加；由125℃上升至200℃時，尖頭彈反彈速度呈逐漸下降的趨勢。

通過尖頭彈反彈速度隨溫度變化的整體趨勢可以判斷，在25～75℃范圍內(nèi)，鋁蜂窩夾芯結構機匣抗沖擊性基本不變；由75℃上升至125℃時，鋁蜂窩夾芯結構機匣抗沖擊性有所提升，在125℃時達到最佳，鋁蜂窩夾芯結構機匣強度的增加可能是由于機匣壁材料7075-T651鋁合金的應變硬化和微觀結構上晶粒發(fā)生位錯所致；由125℃上升至200℃時，鋁蜂窩夾芯結構機匣的抗沖擊性隨溫度增加呈下滑趨勢，在200℃時表現(xiàn)最弱。類似現(xiàn)象在參考文獻［21］中也出現(xiàn)過，其文中通過7075鋁合金在不同溫度下的準靜態(tài)拉伸試驗發(fā)現(xiàn)，7075 鋁合金材料的屈服強度在100℃前先隨著溫度的升高而增加，然后隨著溫度持續(xù)上升而降低，本文結論與上述已有研究結論基本吻合。

5 結論

通過研究，可以得出以下結論：

（1）基于傳感測試技術，搭建了溫度可調(diào)沖擊試驗系統(tǒng)，進行了25℃、100℃、200℃下鋁蜂窩夾芯板的彈道沖擊試驗，分析了鋁蜂窩夾芯板損傷情況，以及鋁蜂窩夾芯受沖擊過程的破壞模式。

（2）采用LS-DYNA 建立了尖頭彈沖擊鋁蜂窩夾芯板的有限元模型，進行了25℃、100℃、200℃下的鋁蜂窩夾芯板抗沖擊性仿真分析，對比鋁蜂窩夾芯板仿真與試驗中應變-時間曲線和損傷情況，驗證了仿真模型的可靠性。

（3）進一步開展不同溫度下鋁蜂窩夾芯結構機匣抗沖擊性數(shù)值仿真分析，結果表明：在25～200℃范圍內(nèi)，尖頭彈沖擊鋁蜂窩芯結構機匣均出現(xiàn)反彈現(xiàn)象，通過對比各溫度下尖頭彈反彈速度差異可知，鋁蜂窩夾芯結構機匣抗沖擊性隨溫度上升呈先增后減的趨勢。