分層缺陷對(duì)復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)軸向承載性能影響分析①

沈 鎮(zhèn),席近遠(yuǎn),楊 東,王 晨,校金友,劉新東

(1.西安航天復(fù)合材料研究所,西安 710025;2.西北工業(yè)大學(xué),西安 710072)

0 引言

高性能樹脂基復(fù)合材料殼體是先進(jìn)固體發(fā)動(dòng)機(jī)的主要發(fā)展方向,其性能直接影響發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能,是導(dǎo)彈武器系統(tǒng)先進(jìn)性的重要標(biāo)志。如圖1所示,復(fù)合材料殼體是一種主要由前后接頭、前后裙及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)層組成的回轉(zhuǎn)體。目前,大型復(fù)合材料殼體前后裙仍以金屬材料為主,主要用于與彈體艙段連接,通過與筒身段復(fù)合材料、彈性剪切層之間形成的多個(gè)界面(簡(jiǎn)稱為裙連接區(qū))共同承受在彈體立式儲(chǔ)存或飛行過程中引起的各類外載荷。為保證殼體內(nèi)壓承載能力,殼體裙內(nèi)結(jié)構(gòu)層主要采用多角度結(jié)構(gòu)鋪層保障封頭部位經(jīng)、緯向結(jié)構(gòu)承載,殼體裙外結(jié)構(gòu)層主要采用90°環(huán)向結(jié)構(gòu)層實(shí)現(xiàn)對(duì)裙體的固定并承受外載荷。

圖1 復(fù)合材料殼體示意圖

根據(jù)對(duì)軸壓載荷試驗(yàn)結(jié)果分析,發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料殼體在承受軸壓時(shí),裙連接區(qū)屬于薄弱環(huán)節(jié),率先發(fā)生失效破壞[1]。學(xué)者們針對(duì)殼體裙連接區(qū)進(jìn)行了相關(guān)研究。苑博等[2]使用有限元方法探究了搭接區(qū)長(zhǎng)度、裙外鋪層厚度等因素對(duì)復(fù)合材料裙與殼體搭接區(qū)承載能力的影響。LIU等[3]建立了裙連接區(qū)二維搭接有限元模型,研究了軸壓載荷下過渡層長(zhǎng)度對(duì)外纏繞層應(yīng)力極值的影響規(guī)律,認(rèn)為連接區(qū)存在最優(yōu)搭接長(zhǎng)度。王立強(qiáng)等[4]建立了殼體和裙連接區(qū)的簡(jiǎn)化分析模型,對(duì)連接區(qū)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了改進(jìn),提高了殼體的承載能力。陳科等[5]使用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法,對(duì)殼體裙連接區(qū)的結(jié)構(gòu)參數(shù)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)與靈敏度分析。粟永峰等[6]采用內(nèi)聚力模型定義裙黏接面的接觸關(guān)系,預(yù)測(cè)了裙連接結(jié)構(gòu)的極限承載,與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合較好。

殼體裙連接區(qū)具有多材料、多界面的特點(diǎn),在固化變形、人工操作和水壓檢驗(yàn)等過程中易產(chǎn)生脫粘/分層缺陷。這些缺陷位于結(jié)構(gòu)內(nèi)部,會(huì)降低結(jié)構(gòu)的剛度,特別是在壓縮載荷下,結(jié)構(gòu)可能在遠(yuǎn)低于其設(shè)計(jì)載荷下發(fā)生失效破壞[7]。對(duì)于固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)而言,如果不能正確評(píng)估裙連接區(qū)分層/脫粘缺陷對(duì)結(jié)構(gòu)承載性能的影響,將限制復(fù)合材料殼體的實(shí)際應(yīng)用,甚至可能帶來巨大的經(jīng)濟(jì)損失。復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)的復(fù)雜結(jié)構(gòu),使得考慮分層/脫粘缺陷的損傷失效過程更為復(fù)雜,相關(guān)的研究也鮮有報(bào)道。本文基于損傷失效分析方法針對(duì)復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)的復(fù)合材料分層缺陷的位置和大小展開仿真分析研究,研究其對(duì)連接區(qū)損傷失效過程以及承載能力的影響規(guī)律,為固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體損傷容限研究提供新思路。

1 復(fù)合材料損傷失效分析方法

當(dāng)結(jié)構(gòu)中某一點(diǎn)材料或界面發(fā)生損傷后,結(jié)構(gòu)并不會(huì)立即失效,隨著損傷點(diǎn)承載能力下降,內(nèi)部載荷會(huì)隨著外載荷的增加重新分配,損傷將不斷擴(kuò)展,直到結(jié)構(gòu)完全失效,呈現(xiàn)出漸進(jìn)損傷的特點(diǎn)。只采用強(qiáng)度準(zhǔn)則進(jìn)行分析會(huì)低估結(jié)構(gòu)的承載能力,有必要采用損傷失效分析方法[8]。要準(zhǔn)確分析復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)的承載能力與損傷失效過程,前提是選取合理的失效準(zhǔn)則與本構(gòu)關(guān)系,失效準(zhǔn)則判斷損傷的起始,本構(gòu)關(guān)系控制損傷后的演化行為。

1.1 失效準(zhǔn)則

復(fù)合材料漸進(jìn)損傷分析的復(fù)雜性來自于多種破壞模式、破壞的方向性、破壞和未破壞復(fù)合材料層的相互作用,以及與數(shù)值實(shí)現(xiàn)相關(guān)的問題[9]。復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)在軸向載荷下,存在材料損傷、界面分層等多種相互耦合的失效模式,尤其是在壓縮載荷下,結(jié)構(gòu)可能發(fā)生局部屈曲與分層擴(kuò)展。DAVILA等[10]提出的LaRC準(zhǔn)則區(qū)分復(fù)合材料的各種失效模式,各參數(shù)都具有明確的物理意義,能從失效平面上的應(yīng)力狀態(tài)準(zhǔn)確預(yù)測(cè)損傷的起始,且獲得了試驗(yàn)的充分驗(yàn)證[11-12]。采用LaRC準(zhǔn)則將復(fù)合材料的失效分為纖維拉伸損傷、纖維壓縮損傷、基體拉伸損傷和基體壓縮損傷。

(1)基體拉伸失效(σ22≥0)

(1)

式中g(shù)=GⅠ/GⅡ,GⅠ為I型斷裂韌性,GⅡ?yàn)棰蛐蛿嗔秧g性;YT為橫向拉伸強(qiáng)度;SL為縱向剪切強(qiáng)度。

式(1)中對(duì)基體拉伸失效考慮了橫向拉伸與剪切的耦合作用。

(2)基體壓縮失效(σ22<0)

(2)

式(2)認(rèn)為基體失效主要原因在于失效平面上的剪切作用,等效應(yīng)力定義為

(3)

式中τL和τT為失效平面上的剪切應(yīng)力,通過應(yīng)力轉(zhuǎn)軸公式得到;YC為壓縮強(qiáng)度;α0為失效平面法向與載荷之間的夾角。

等效切應(yīng)力中考慮了失效平面的正應(yīng)力對(duì)剪切效應(yīng)的影響。

(3)纖維拉伸失效(σ11≥0)

(4)

式中XT為縱向拉伸強(qiáng)度。

該式表示纖維失效是由縱向拉伸決定的。

(4)纖維壓縮失效(σ11<0)

(5)

當(dāng)基體處于壓縮狀態(tài)時(shí),認(rèn)為纖維的損傷由純剪切造成,即

(6)

1.2 本構(gòu)關(guān)系

損傷力學(xué)認(rèn)為當(dāng)結(jié)構(gòu)發(fā)生損傷時(shí),損傷區(qū)域的承載面積減少,從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)承載能力下降,將損傷帶來承載面積的減小等效為材料剛度的衰減[13]。常見的剛度折減方案有完全退化模型、部分退化模型、連續(xù)損傷退化模型三種[9]。完全退化模型即在材料滿足損傷準(zhǔn)則后直接將剛度退化為0,這種方法比較簡(jiǎn)單,計(jì)算效率高,但是通常會(huì)低估了結(jié)構(gòu)在發(fā)生初始損傷后的進(jìn)一步承載能力;部分退化模型即當(dāng)材料滿足損傷準(zhǔn)則之后,按照一定的系數(shù)折減剛度,既反映了失效后的承載能力下降,又保留了部分承載能力,但是對(duì)折減系數(shù)的選取偏經(jīng)驗(yàn)化;基于損傷變量的連續(xù)損傷退化模型能夠很好地反映材料損傷演化過程。

為更準(zhǔn)確模擬復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)的損傷失效過程,本文選用連續(xù)損傷模型來表征結(jié)構(gòu)發(fā)生初始損傷后的損傷演化。KACHANOV[14]最早提出采用損傷變量對(duì)材料性能進(jìn)行折減來表征其軟化:

E(d)=(1-d)E

(7)

式中d為損傷變量,且從0逐漸連續(xù)變化到1;0、1分別代表材料未損傷、完全損傷。

采用df和dm表示纖維損傷和基體損傷因子,從而定義發(fā)生損傷后的材料剛度矩陣[15]:

(8)

式中K=1-(1-df)(1-dm)ν12ν21;E11、E22、ν12和G12為復(fù)合材料的工程常數(shù)。

當(dāng)損傷變量值為1時(shí)會(huì)引起剛度矩陣奇異,因此一般采用一個(gè)接近1但不為1的數(shù)作為損傷變量的最大值,本文取值1-10-6。

損傷狀態(tài)變量df和dm的計(jì)算取決于材料退化規(guī)律和應(yīng)變狀態(tài),本文選用基于斷裂韌性的雙線性剛度退化模型[16],定義損傷狀態(tài)變量為

(9)

圖2給出了典型拉伸狀態(tài)下的損傷演化模式。當(dāng)應(yīng)變狀態(tài)滿足失效準(zhǔn)則時(shí),損傷狀態(tài)變量從0開始逐漸增大,在損傷狀態(tài)變量的作用下,材料的剛度衰減,因而應(yīng)力隨著應(yīng)變的增大而減小。應(yīng)力-應(yīng)變曲線下的面積為材料的斷裂韌性,從而可得到最終失效應(yīng)變與斷裂韌性之間的關(guān)系:

圖2 基于能量的損傷演化模式

(10)

式中Gc為斷裂韌性;Lc為單元特征長(zhǎng)度;σ0為損傷起始時(shí)的應(yīng)力。

通過UMAT子程序?qū)崿F(xiàn)上述復(fù)合材料失效準(zhǔn)則與本構(gòu)關(guān)系,建立損傷失效分析方法,損傷失效分析流程圖見圖3。

圖3 損傷失效分析流程

2 復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)有限元模型

當(dāng)結(jié)構(gòu)的幾何形狀沿周向呈現(xiàn)周期性變化時(shí),在力學(xué)上可以將其稱為旋轉(zhuǎn)周期對(duì)稱結(jié)構(gòu)或循環(huán)對(duì)稱結(jié)構(gòu),對(duì)這類結(jié)構(gòu)可以取一個(gè)基本扇區(qū)建立有限元子結(jié)構(gòu)模型,再對(duì)結(jié)構(gòu)施加復(fù)約束條件來等效結(jié)構(gòu)其部分對(duì)模型的影響,通過對(duì)基本扇區(qū)模型的計(jì)算可以獲得結(jié)構(gòu)整體的性能,可以大大減少模型的計(jì)算量[17-18]。

復(fù)合材料裙連接區(qū)結(jié)構(gòu)復(fù)雜,存在多種材料與多個(gè)界面,本文針對(duì)循環(huán)對(duì)稱結(jié)構(gòu)特點(diǎn),建立1/120基本扇區(qū)有限元子結(jié)構(gòu)模型,極大程度減少了模型計(jì)算量。在此基礎(chǔ)上對(duì)裙連接區(qū)幾何進(jìn)行了精細(xì)化建模,準(zhǔn)確反映了各材料間界面的形狀,基于內(nèi)聚力單元和雙層節(jié)點(diǎn)法,通過Python二次開發(fā)在對(duì)應(yīng)界面位置引入初始脫粘/分層缺陷。

2.1 殼體裙連接區(qū)模型

連接區(qū)域結(jié)構(gòu)形式如圖4所示,左側(cè)為鋁合金金屬裙,黃色部分為丁腈橡膠,殼體部分上面紫色區(qū)域?yàn)槎噤亴咏嵌葟?fù)合材料層,鋪層順序?yàn)閇16.62/902/16.62/902/16.62/90/16.64],下面部分為外纏繞層,藍(lán)白色表示90°環(huán)向纏繞層,綠色表示0°軸向補(bǔ)強(qiáng)層。

圖4 裙連接區(qū)結(jié)構(gòu)示意圖

由圖4可見,殼體裙內(nèi)纏繞層結(jié)構(gòu)形式簡(jiǎn)單,外纏繞層由于軸向補(bǔ)強(qiáng)層的存在厚度不均勻,且軸向鋪層不連續(xù)的問題,在材料屬性斷面會(huì)出現(xiàn)應(yīng)力不連續(xù)的問題。同時(shí),為了平衡橡膠層末端的斜面,導(dǎo)致外環(huán)向纏繞層也存在一部分厚度均勻變化的區(qū)域。

首先建立殼體全局分析模型,全局模型采用殼-實(shí)體單元耦合建模方法建立,多鋪層角度復(fù)合材料層和外纏繞層采用S4R單元,金屬裙和橡膠過渡層采用C3D8R單元,模型共計(jì)296 550單元,施加軸向壓縮載荷。分別建立不同扇區(qū)角度的循環(huán)對(duì)稱約束模型,分析結(jié)果驗(yàn)證了軸壓載荷下不同扇區(qū)角度的復(fù)合材料殼體模型結(jié)果的一致性。

2.2 含分層缺陷的裙連接區(qū)有限元模型

建立裙連接區(qū) 1/120三維高精度模型(圖5),模型中設(shè)置了7個(gè)界面,其中1、2和3號(hào)界面為外纏繞層中復(fù)合材料軸向補(bǔ)強(qiáng)層與環(huán)向纏繞層之間的界面;4、7號(hào)界面為復(fù)合材料與橡膠過渡層之間的粘接界面;5、6號(hào)界面為金屬裙與橡膠過渡層之間的粘接界面。

圖5 復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)有限元模型

為考慮復(fù)合材料界面脫粘對(duì)裙連接區(qū)承載能力的影響,使用雙層節(jié)點(diǎn)法在脫粘區(qū)域處理模型,其基本原理是將分層/脫粘區(qū)域的層間建立兩層節(jié)點(diǎn),即分層區(qū)域的同一位置上有兩個(gè)節(jié)點(diǎn),節(jié)點(diǎn)之間無載荷傳遞。為了防止脫粘區(qū)域之間相互穿透,在脫粘/分層區(qū)域建立接觸關(guān)系,如圖6所示,法向設(shè)置硬接觸,即允許脫粘界面之間傳遞法向壓縮載荷,但不能傳遞拉伸載荷,切向無摩擦作用。允許界面之間發(fā)生較大的相對(duì)滑移,非脫粘區(qū)域添加內(nèi)聚力單元模擬裂紋的擴(kuò)展。基于Python二次開發(fā),實(shí)現(xiàn)循環(huán)對(duì)稱約束模型界面脫粘缺陷的建模和約束施加過程。

圖6 脫粘位置載荷傳遞示意圖

復(fù)合材料T700性能參數(shù)如表 1所示,內(nèi)聚力模型參數(shù)如表2所示,模型采用C3D8R單元,共計(jì) 22 235個(gè)單元,大幅減小了模型的計(jì)算規(guī)模。裙端面施加軸向位移載荷,連接區(qū)末端采用全局模型計(jì)算得到的位移結(jié)果作為邊界條件。

表1 T700碳纖維復(fù)合材料力學(xué)性能

表2 內(nèi)聚力界面性能參數(shù)

3 復(fù)合材料分層缺陷對(duì)裙連接區(qū)承載能力的影響

為提升復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)軸向承載能力,一般在裙外 90°環(huán)向結(jié)構(gòu)層增加斷層的軸向補(bǔ)強(qiáng)層,這種結(jié)構(gòu)雖使結(jié)構(gòu)總體剛度得到了加強(qiáng),但在間斷處以及補(bǔ)強(qiáng)層界面更易產(chǎn)生損傷和分層,本文考慮補(bǔ)強(qiáng)層復(fù)合材料界面間的分層缺陷,研究缺陷大小和位置對(duì)殼體裙連接區(qū)承載能力的影響。

3.1 分層缺陷大小對(duì)裙連接區(qū)承載能力的影響

3號(hào)界面是軸向補(bǔ)強(qiáng)層與外環(huán)向纏繞層之間的界面。為研究復(fù)合材料分層缺陷大小對(duì)裙連接區(qū)承載能力的影響,現(xiàn)假設(shè)在補(bǔ)強(qiáng)層左側(cè)端部存在復(fù)合材料分層缺陷,圖7給出了不同缺陷尺寸下裙連接區(qū)的載荷位移曲線。由圖7可見,在缺陷尺寸小于35 mm時(shí),裙連接區(qū)的載荷位移曲線基本重合,5、10、20、25、30 mm不同尺寸缺陷對(duì)結(jié)構(gòu)的極限載荷基本沒有影響。

圖7 3號(hào)界面不同缺陷大小的裙連接區(qū)載荷位移曲線

不同初始缺陷尺寸下,對(duì)應(yīng)極限載荷時(shí)3號(hào)界面的損傷因子如圖8所示(損傷因子云圖為俯視圖),(b)、(c)、(d)中對(duì)應(yīng)的空白區(qū)域,即為脫粘區(qū)域,其余區(qū)域均為界面內(nèi)聚力單元,紅色區(qū)域?qū)?yīng)的界面單元已完全失效。

圖8 極限載荷處3號(hào)界面的損傷因子((a)無損;(b)10 mm初始缺陷;(c)20 mm初始缺陷;(d)30 mm初始缺陷)

從圖8可見,界面的損傷情況與無初始缺陷時(shí)幾乎沒有差異,即在假設(shè)的缺陷位置即使無初始缺陷,邊緣也會(huì)發(fā)生分層損傷;之后載荷重新分配,但不會(huì)導(dǎo)致?lián)p傷進(jìn)一步擴(kuò)展。因此,當(dāng)軸向補(bǔ)強(qiáng)層與外環(huán)向纏繞層之間的界面分層長(zhǎng)度小于等于30 mm時(shí),裙連接區(qū)的損傷失效行為無明顯差別;不過,此時(shí)分層導(dǎo)致的結(jié)構(gòu)子層板形成位置不同。如圖9所示,當(dāng)軸向補(bǔ)強(qiáng)層與外環(huán)向纏繞層之間的界面無損以及分層缺陷長(zhǎng)度小于30 mm時(shí),分層后在2號(hào)界面上下有張開趨勢(shì);分層缺陷為30 mm時(shí),在3號(hào)界面有上下張開的趨勢(shì)。

圖9 截面分層損傷形貌((a)無損;(b)25 mm初始缺陷;(c)30 mm初始缺陷)

在軸向補(bǔ)強(qiáng)層與外環(huán)向纏繞層之間的界面分層長(zhǎng)度為35 mm時(shí),載荷位移曲線發(fā)生2次抖動(dòng),如圖10所示。圖10給出了連接區(qū)最大徑向位移(即屈曲變形最大位置)隨軸向加載位移的變化情況,云圖表示3號(hào)界面的損傷因子。其中A、B兩點(diǎn)與載荷位移曲線上的2次抖動(dòng)相對(duì)應(yīng),第一次表示在裂紋尖端損傷開始擴(kuò)展,最大屈曲點(diǎn)的徑向位移快速增大,隨之誘發(fā)1號(hào)和4號(hào)界面分層張開,形成多個(gè)子層板;第二次表示損傷擴(kuò)展結(jié)束,損傷面積基本不再變化,子層板尺寸固定。之后子層板的屈曲進(jìn)一步增大,在子層板邊緣的復(fù)合材料失效進(jìn)一步擴(kuò)展,最終導(dǎo)致結(jié)構(gòu)失去承載能力。

圖10 35 mm缺陷尺寸下最大徑向位移隨軸向位移的變化

在軸向補(bǔ)強(qiáng)層與外環(huán)向纏繞層之間的界面分層長(zhǎng)度為35 mm時(shí),缺陷右側(cè)尖端基本到達(dá)橡膠過渡層端部正下方(37 mm),隨著缺陷尺寸的進(jìn)一步增大,結(jié)構(gòu)的失效完全由缺陷處子層板的局部屈曲控制,且極限承載能力基本保持不變,如圖11所示。當(dāng)缺陷尺寸大于40 mm后,其承載特性區(qū)別基本只有脫粘面積增大帶來的剛度的變化,其失效形貌以及失效機(jī)理基本沒有區(qū)別。

圖11 3號(hào)界面不同缺陷尺寸下連接區(qū)極限承載能力

3.2 分層缺陷位置對(duì)裙連接區(qū)承載能力的影響

某復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)外纏繞層軸向補(bǔ)強(qiáng)層與環(huán)向纏繞層共有3個(gè)不同的界面。為進(jìn)一步研究補(bǔ)強(qiáng)層與環(huán)向纏繞層之間界面初始分層位置對(duì)連接區(qū)承載能力的影響,分別假設(shè)3個(gè)界面在補(bǔ)強(qiáng)層右端以及3號(hào)界面的不同位置存在40 mm長(zhǎng)的初始分層缺陷,如圖12所示(界面間斷處表示脫粘區(qū)域),其中編號(hào)1、2和3代表界面位置,L(左側(cè))、M(中間)和R(右側(cè))代表分層位置。

圖12 復(fù)合材料分層位置示意圖

不同分層界面的裙連接區(qū)載荷位移曲線圖13所示,對(duì)于初始線性階段,1號(hào)界面分層對(duì)整體剛度的影響最小,2號(hào)界面對(duì)整體剛度的影響最大。對(duì)于極限載荷,3個(gè)界面分層對(duì)極限載荷的影響都不大,3號(hào)界面分層相對(duì)影響最大,極限載荷下降了1.69%,2號(hào)界面分層相對(duì)影響很小。

圖13 復(fù)合材料不同分層位置的連接區(qū)載荷位移曲線

三種不同的分層位置在缺陷尖端兩側(cè)均發(fā)生了小幅度的裂紋擴(kuò)展,缺陷處由于局部屈曲導(dǎo)致了局部“開口”,圖14給出了不同分層界面初始缺陷中點(diǎn)的相對(duì)位移隨整體軸向位移的變化曲線。開始階段2號(hào)界面的相對(duì)位移最大,與載荷位移曲線中2號(hào)界面對(duì)剛度的影響最大相對(duì)應(yīng)。1號(hào)和2號(hào)界面相對(duì)位移先增大后減小,主要原因在于1號(hào)與2號(hào)界面分層后產(chǎn)生的子層板的局部變形受到整體屈曲變形的“壓制”,而跟隨整體一起變形,3號(hào)界面分層后的子層板可以抵抗整體的變形,因而“開口”大小單調(diào)增加,這兩種不同的變形模式可能與子層板的厚度相關(guān)。對(duì)于承載而言,子層板跟隨整體一起變形的極限載荷相對(duì)更大(即1號(hào)與2號(hào)界面),說明應(yīng)該盡量避免子層板的局部屈曲。

圖14 缺陷中點(diǎn)的相對(duì)位移

在3號(hào)界面,當(dāng)缺陷位置不同時(shí)分別計(jì)算得連接區(qū)的載荷位移曲線如圖15所示。可見,同一個(gè)界面相等的缺陷尺寸下,左側(cè)分層對(duì)連接區(qū)的極限載荷影響最大(減小了30.5%),右側(cè)分層對(duì)連接區(qū)極限載荷的影響相對(duì)較小(減小了1.69%)。主要原因在于缺陷位置不同對(duì)載荷傳遞的影響不同,從而導(dǎo)致了不同的失效形式。當(dāng)結(jié)構(gòu)的失效完全由局部屈曲控制時(shí),極限承載下降較大。右側(cè)40 mm分層缺陷下,發(fā)生了局部屈曲,但并未發(fā)生擴(kuò)展,連接區(qū)的失效仍由整體屈曲控制;而中間分層與左側(cè)分層缺陷下,局部屈曲主導(dǎo)結(jié)構(gòu)的失效過程。

圖15 3號(hào)界面不同分層位置的連接區(qū)載荷位移曲線

裙連接區(qū)承受軸向壓縮載荷,其一部分通過橡膠過渡層以剪切的作用傳遞給內(nèi)外復(fù)合材料纏繞層,另一部分通過金屬裙端部直接壓縮橡膠傳遞軸向載荷,其中剪切作用傳遞起主要作用。分層位置的不同對(duì)這一過程的影響效應(yīng)也有所不同。左側(cè)與中間的分層區(qū)域與橡膠過渡層在軸向位置的重疊距離較大,即在軸向載荷完全傳遞到筒身段之前復(fù)合材料發(fā)生分層,一方面層間切應(yīng)力對(duì)子層板的附加彎矩使得其彎曲“開口”發(fā)生局部屈曲,另一方面對(duì)于分層缺陷后面的區(qū)域截面上的載荷分配也與無缺陷時(shí)不同,兩者共同作用下裙連接區(qū)只有屈曲;而右側(cè)分層的大部分區(qū)域在橡膠過渡層之后,即載荷的主要傳遞轉(zhuǎn)換已經(jīng)完成,造成全局屈曲的應(yīng)力狀態(tài)沒有發(fā)生較大的改變,在分層處雖然也發(fā)生了局部屈曲,但仍受全局屈曲的控制。

因此,1、2和3號(hào)界面相同缺陷尺寸下,3號(hào)界面分層時(shí)由于局部屈曲對(duì)全局屈曲的“抵抗”作用,其極限載荷相較于1、2號(hào)界面分層具有更小的極限載荷;3號(hào)界面不同位置相同缺陷尺寸下,左側(cè)和中間脫粘時(shí)連接區(qū)的失效完全由局部屈曲控制,相較于右側(cè)脫粘具有更小的極限載荷。表明由于分層缺陷而在連接區(qū)發(fā)生的局部屈曲時(shí),局部屈曲對(duì)結(jié)構(gòu)變形及載荷傳遞的影響越大,連接區(qū)的極限承載能力越小。

4 結(jié)論

基于損傷失效分析方法和雙層節(jié)點(diǎn)法以及內(nèi)聚力單元研究了固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料殼體裙連接區(qū)存在復(fù)合材料層初始脫粘缺陷時(shí)的承載能力,對(duì)比了不同初始缺陷大小、不同初始缺陷位置對(duì)裙連接區(qū)承載能力的影響。結(jié)果表明:

(1)復(fù)合材料層間界面存在臨界缺陷尺寸,當(dāng)缺陷尺寸小于該尺寸時(shí),裙連接區(qū)的承載能力受影響較小,當(dāng)超過該尺寸時(shí),連接區(qū)的失效形式和極限載荷都受到較大的影響。

(2)對(duì)于復(fù)合材料軸向補(bǔ)強(qiáng)層與環(huán)向纏繞層之間的初始分層缺陷,當(dāng)缺陷位置處于裙連接區(qū)過渡層軸向位置之后時(shí),連接區(qū)的承載方式無明顯變化,仍受整體屈曲的控制;若缺陷位置與裙連接區(qū)過渡層軸向位置相同時(shí)則易于發(fā)生局部屈曲,對(duì)連接區(qū)承載能力影響較大。