葉聰杰

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 200232）

0 引言

復(fù)合材料發(fā)展至今，已成為與金屬材料、無(wú)機(jī)非金屬材料、高分子材料并列的4大材料體系之一[1]，在航空航天領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用。復(fù)合材料以其優(yōu)良的特性，顯著地降低了飛機(jī)的結(jié)構(gòu)重量，提高了飛機(jī)的維修性，改善了乘客的舒適性[2]?！皦?mèng)幻客機(jī)”Boeing 787作為目前最先進(jìn)的客機(jī)之一，復(fù)合材料的用量達(dá)到了50%，大大提高了飛機(jī)的性能。復(fù)合材料也因其特性，存在著與金屬材料不同的損傷類型，例如沖擊的敏感性，分層脫膠損傷等，需要在設(shè)計(jì)中予以特別考慮。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，復(fù)合材料蒙皮與長(zhǎng)桁的連接主要采用共膠接方式[3]，是不可或缺的組成元件。ABAQUS是目前通用的有限元建模分析軟件，內(nèi)置的粘聚單元被廣泛用來(lái)分析層合板的分層以及膠接面的脫膠問(wèn)題，并被多數(shù)學(xué)者所認(rèn)可[4-6]。本文針對(duì)含有不同缺陷的復(fù)合材料蒙皮—長(zhǎng)桁模型，應(yīng)用粘聚單元來(lái)模擬膠層，進(jìn)行面外拉伸行為的數(shù)值模擬，從而獲得不同缺陷類型對(duì)復(fù)合材料蒙皮—長(zhǎng)桁拉脫性能的影響。

1 計(jì)算模型

1.1 復(fù)合材料蒙皮—長(zhǎng)桁有限元模型

建立復(fù)合材料蒙皮與“工”字型長(zhǎng)桁有限元模型，膠層采用粘聚單元模擬脫膠行為如圖1所示。蒙皮與長(zhǎng)桁采用S4R殼單元，粘聚層采用COH3D8界面單元，在蒙皮靠近膠接面處簡(jiǎn)支約束，在長(zhǎng)桁施加垂直向上的載荷。

在有限元模型建立中，考慮了7種不同缺陷，以此分析缺陷對(duì)蒙皮—長(zhǎng)桁拉脫性能的影響。在粘聚層引入缺陷，缺陷大小及位置如圖2所示。

圖1 有限元模型

圖2 粘聚層不同缺陷

1.2 粘聚區(qū)模型

當(dāng)施加于復(fù)合材料蒙皮與長(zhǎng)桁結(jié)構(gòu)的載荷增大到脫膠的臨界點(diǎn)時(shí)，膠層的粘聚單元開始失效，剛度減小，當(dāng)剛度退化為零時(shí)單元完全失效，軟件默認(rèn)刪除失效單元，以此來(lái)預(yù)測(cè)膠層損傷的起始與擴(kuò)展[6]。本文采用雙線性的本構(gòu)模型來(lái)定義粘聚單元損傷起始與演化。選用二次應(yīng)力判據(jù)來(lái)模擬粘聚單元初始損傷，選用基于能量的破壞判據(jù)作為粘聚單元的損傷擴(kuò)展判據(jù)。

1.3 材料參數(shù)

復(fù)合材料為T700/QY8911，材料性能如表1所示。蒙皮鋪層為[±45/02/90]4S，長(zhǎng)桁鋪層[±45/02/90]2S。

表1 T700/QY8911材料基本性能

2 結(jié)果與分析

通過(guò)仿真模擬獲得復(fù)合材料蒙皮及長(zhǎng)桁在承受面外拉伸載荷時(shí)的力學(xué)行為及強(qiáng)度，如圖3所示：（1）加載初期（3kN左右），模型的剛度保持一致，隨著載荷增大，含有缺陷d）的模型剛度明顯降低。（2）含缺陷（e）、（f）模型的破壞載荷與無(wú)缺陷（a）模型的破壞載荷基本一致，表明邊緣一定范圍內(nèi)的缺陷對(duì)面外拉伸破壞載荷并無(wú)影響。（3）從無(wú)缺陷（a）模型與含缺陷（b）、（c）模型的破壞載荷對(duì)比可以看出，相對(duì)比無(wú)缺陷模型，含中心缺陷模型的破壞載荷會(huì)出現(xiàn)較大幅度的下降。表明，中心缺陷對(duì)面外拉伸破壞載荷有決定性的影響。

圖3 含不同缺陷拉脫載荷-位移曲線

圖4給出了無(wú)缺陷（a）模型、含缺陷（c）模型以及含缺陷（e）模型的粘聚單元損傷及其演化過(guò)程。

從圖4中可以看出，初始損傷始終發(fā)生在模型橫向的對(duì)稱線位置，而后損傷向縱向兩側(cè)邊緣擴(kuò)展，最后發(fā)生脫膠。

3 結(jié)語(yǔ)

本文基于通用的ABAQUS有限元分析軟件，采用粘聚單元模擬膠層的方法，對(duì)含有不同缺陷的復(fù)合材料蒙皮—長(zhǎng)桁在承受面外拉伸載荷下的力學(xué)行為進(jìn)行仿真分析，可得到以下結(jié)論：復(fù)合材料蒙皮與長(zhǎng)桁在承受面外拉伸載荷時(shí)，（1）中心缺陷對(duì)復(fù)合材料蒙皮與長(zhǎng)桁的力學(xué)行為有決定性影響；（2）邊緣一定范圍的缺陷對(duì)復(fù)合材料蒙皮—長(zhǎng)桁力學(xué)行為基本不產(chǎn)生影響；（3）膠層的初始損傷始終出現(xiàn)在模型橫向的對(duì)稱線位置，進(jìn)而向兩側(cè)邊緣擴(kuò)展。

圖4 粘聚單元損傷及其演化過(guò)程

[1]Stefanie F.Composites foRaerospace application[EB/OL].http://www.msm.cam.ac.uk/phase-trans/2001/stef/img3.htm.

[2]張慶偉，林左鳴.世界民用飛機(jī)手冊(cè)[M].北京:航空工業(yè)出版社，2009.

[3]陶梅貞，孫秦.現(xiàn)代飛機(jī)結(jié)構(gòu)綜合設(shè)計(jì)[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2001.

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