复合材料蜂窝夹芯结构单面贴补弯曲性能的分析模型与试验研究

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1、航空学报Aug252013VoJ．34No8表3蜂窝板弯曲试验结果Table3Bendingtestresultsofh伽eycombpaneIs篇筹蹦“∥7B甍等黑7numberN．：％测试数据的离散系数均在10％以内，由此表明，测试数据的误差均在允许的误差范围之内，测试结果可信度较高。由表3试验结果可知，所有试件强度恢复率均达到了84％以上，最大可以达到104．69％。对于3层以及6层补片的试件，补片直径增大后，强度恢复率略有提高；而补片为4层和5层时，强度恢复率会随着补片直径增加而略有下降。对于同一直径的试件，除直径为50mm情况外，强度恢复率

2、均随着补片厚度增加而有所提高，如图2所示。图23层、l层、j层和6层补片试验结果Fig．2Testresultsof3一，4一，5一and6一layerpatches对于补片为3层的情况，补片直径从40mm增加到70mm，胶接面积显著增加，改善了胶层中受力情况，因此提高了结构强度恢复率。而对于补片直径为50mm的试件，补片厚度从5层增加至6层，使得胶层中最大剪应力值增大，因此较早出现了补片脱胶的现象，结构强度恢复率反而下降。2数值分析模型2．1胶层模型损伤修补结构模型中通常存在应力集中，甚至是网格奇异，这会对计算结果产生负面影响，而将粘聚单元技术与有

3、限元方法结合可以分析胶接修补的力学行为，模拟胶层中损伤的起始与扩展，复合材料层间分层及纤维断裂等口2

4、。文献[13]通过双悬臂梁试验方法得到胶层中法向正应力与相对位移之间的关系，如图3所示。图3胶层的正应力一位移曲线Fig．3Normalstress—displacementcurveofadhesive1ayer由图3可以看出，胶层本构关系可以近似为梯形模式，因此，本文引入了基于梯形本构关系口43的胶层模型，并考虑了不同损伤扩展模式，如图4所示。其中：乳：(i=I，Ⅱ，Ⅲ)为单一裂纹扩展模式下的屈服强度；盯。。．，(i=工，Ⅱ，Ⅲ)为混合裂纹扩展模

5、式下的屈服强度；乱¨&∽鼠．。(i一工，Ⅱ，Ⅲ)分别为单一裂纹扩展模式下的破坏起Dd。。．，d。吃。，哦。吒，哦，d图4胶层的本构关系Fig．4Constitutiverelationshipofadhesivelayer李剑峰等：复合材料蜂窝夹芯结构单面贴补弯曲性能的分析模型与试验研究始位移，应力软化位移和最终失效位移；艿，。一赴。∥乱。+，(i=I，Ⅱ，Ⅲ)分别为混合裂纹扩展模式下的破坏起始位移，应力软化位移和最终失效位移。胶层初始失效判据基于二次应力准则：(鲁)2+(等)2+(鲁)2≥，㈩应力软化准则为(鲁)2+(等)2+(鲁)2≥·㈣最终失效

6、准则为乒+乒+粤≥1(3)GIc‘GⅡc‘GⅢc7‘⋯式中：Gi(i—I，Ⅱ，Ⅲ)为单一裂纹扩展模式下的能量释放率；G；。(i—I，Ⅱ，Ⅲ)为单一裂纹扩展模式下的临界能量释放率，即梯形下部所包含的面积。在混合裂纹扩展模式下，当胶层材料满足二次应力准则，即应力一位移曲线达到梯形水平段，则对拉伸模量和剪切模量进行刚度折减，折减系数为r】一警(4)0m式中：如一俑+碥+碥，院(i—I，Ⅱ，Ⅲ)分别为单一模式对应产生的位移；艿-．。为混合裂纹扩展模式下的当前等效位移，是满足式(1)的破坏起始等效位移。当应力一位移曲线进入梯形下降段，即满足应力软化准则，则刚度

7、折减系数为一蒜兰岩㈤n—i瓦：丽¨’式中：如，。为满足式(2)的应力软化等效位移；艿。．。为最终失效等效位移。2．2有限元模型本文基于MSC．Marc平台，以8节点实体单元建立复合材料蜂窝板单面贴补有限元分析模型，由于存在应力集中，在损伤孑L部位加密网格。胶层采用三维实体粘聚单元，并且将2．1节中所述胶层本构关系、失效判据以及刚度折减方式编制为Marc用户子程序。蜂窝芯层的失效判据基于Hill准则。由于面板及补片都是由编织物复合材料铺设而成，因此以HashinFabric三维编织物准则口朝作为失效判据：1方向纤维拉伸破坏，盯。>o(未)2+(嚣)2+

8、(嚣)21方向纤维压缩破坏，盯。o(最)2+(爨)‘+(蚤)‘≥，c8，2方向纤维压缩破坏，仃。o(象)‘+(虽)‘+(嚣)。+(蚤)。≥，(10)基体压缩破坏，①

9、；仉(i一1，2，3)为相应方向的主应力；仃i(i，歹一1，2，3)为相应方向的剪切应力。按照如下方法进行刚