董 鑫，石曉朋，常 飛，王 旭

（空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院，西安 710038）

0 引 言

蜂窩夾層復(fù)合材料（以下簡(jiǎn)稱復(fù)合材料）由兩塊薄而強(qiáng)硬的面板（碳纖維層合板）以及密度小、尺寸較厚、承載能力相對(duì)較弱的蜂窩芯體組成。該復(fù)合材料具備極高的比強(qiáng)度和比剛度，被越來越多地應(yīng)用于現(xiàn)代航空航天飛行器中，特別是機(jī)身蒙皮［1］。蜂窩夾層復(fù)合材料的蜂窩芯體應(yīng)具有一定厚度，以保證在外加載荷下不發(fā)生夾層板的總體屈曲、剪切破壞以及過大的撓度，因此研究蜂窩芯體厚度對(duì)復(fù)合材料壓縮性能的影響具有一定的意義。

目前對(duì)蜂窩夾層復(fù)合材料的壓縮性能研究較多，尤 其 是 沖 擊 后 復(fù) 合 材 料 的 剩 余 強(qiáng) 度［2－4］。Vonach［5］等采用有限元法和解析法研究了蜂窩夾層復(fù)合材料面板的皺屈問題；Leotoing［6］等采用有限元法研究了此復(fù)合材料的穩(wěn)定性問題，并對(duì)有限元模型規(guī)模進(jìn)行了討論；修英姝［7］等通過遺傳算法與有限元計(jì)算相結(jié)合，對(duì)復(fù)合材料芯體結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)，得出芯體結(jié)構(gòu)的扭曲剛度與鋪層角度、鋪層順序、芯體和單層板的厚度之間的關(guān)系；張鐵亮［8］等通過建立有限元模型，求出不同面板厚度時(shí)結(jié)構(gòu)的屈曲因子，研究了芯體厚度與蜂窩壁屈曲臨界失穩(wěn)載荷的關(guān)系；法洋洋［9］等采用有限元方法建立了蜂窩夾層結(jié)構(gòu)拉脫分析模型，分析結(jié)果表明蜂窩芯材剪切失效破壞導(dǎo)致了材料的形變?cè)龃螅詈髮?dǎo)致復(fù)合材料的整體失效。而關(guān)于芯體厚度對(duì)復(fù)合材料壓縮屈曲載荷和壓縮強(qiáng)度的研究相對(duì)較少。

Nomex蜂窩夾層復(fù)合材料的密度低，且有強(qiáng)度較高、易成形、與面板的粘結(jié)性好、隔熱、絕緣性好等特點(diǎn)，是一種航空工業(yè)常用的復(fù)合材料。作者制備了三種不同芯體厚度的復(fù)合材料，并根據(jù)GB/T 1545－1988進(jìn)行了靜力壓縮試驗(yàn)，研究了芯體厚度對(duì)復(fù)合材料的屈曲載荷、破壞載荷及壓縮強(qiáng)度的影響，并探討了如何選擇芯體厚度。

1 試樣制備與試驗(yàn)方法

1.1 試樣制備

壓縮試樣Nomex蜂窩夾層復(fù)合材料，其截面尺寸為720mm×638mm，端部30mm進(jìn)行灌膠處理并將兩側(cè)蒙皮加厚作為夾持端，蜂窩芯體寬度為600mm，如圖1。芯體蜂窩形狀為邊長(zhǎng)8mm的正六邊形。

圖1 壓縮試樣尺寸Fig.1 The size of specimen for compression

蜂窩夾層復(fù)合材料的面板為碳纖維層合板，共3層，鋪層為［（±45）/0/（±45）］，其中第一層和第三層為編織結(jié)構(gòu)，第二層為單向帶。單向帶的材料為CCF300/BA9916-II，厚度為0.125mm；編織結(jié)構(gòu)的材料為 CF3031/BA9916-II，厚度為0.23mm。芯體的材料為具有蜂窩結(jié)構(gòu)的NRH-2-48芳綸紙，厚度分別為8，12，20mm，面板與芯體通過膠層連接。碳纖維層合板的力學(xué)性能見表1，E為彈性模量，G為剪切模量。蜂窩芯體的力學(xué)性能為ET＝107MPa，GLT＝37.8MPa，GWT＝22.8MPa，EL＝EW＝GLW＝0。

表1 碳纖維層合板各層的力學(xué)性能Tab.1 Mechanical properties of layers of carbon fiber laminates

1.2 試驗(yàn)方法

用YAW-5000F型微機(jī)控制電液伺服長(zhǎng)柱壓力試驗(yàn)機(jī)對(duì)3種芯體厚度的試樣進(jìn)行靜力壓縮試驗(yàn)，結(jié)果取3個(gè)試樣的平均值。試驗(yàn)時(shí)，對(duì)試樣下端進(jìn)行固支，上端施加載荷，并對(duì)試樣兩側(cè)邊安裝側(cè)向夾具，確保試驗(yàn)加載的中心通過試樣的幾何中心，以實(shí)現(xiàn)純壓縮狀態(tài)。在試樣正反兩面粘貼應(yīng)變片測(cè)加載過程中試樣各個(gè)部位的應(yīng)變，一個(gè)試樣共布置98個(gè)應(yīng)變片，其分布如圖2所示，另一面對(duì)應(yīng)點(diǎn)處的應(yīng)變片編號(hào)為對(duì)應(yīng)點(diǎn)處的應(yīng)變片編號(hào)加49。

圖2 試樣上應(yīng)變片分布位置Fig.2 Positions of strain gage on the surface of specimen

2 試驗(yàn)結(jié)果及討論

2.1 壓縮性能

取各試樣中間第四截面（圖2中22～28應(yīng)變片所在截面）應(yīng)變進(jìn)行分析，3種蜂窩芯體厚度試樣的載荷－應(yīng)變曲線如圖3所示。由圖可見，蜂窩芯體厚度為8mm試樣的載荷－應(yīng)變曲線可以劃分為兩個(gè)階段。第一階段為試驗(yàn)開始到試樣屈曲；第二階段為試樣屈曲到破壞。第一個(gè)階段試樣在壓縮載荷的作用下應(yīng)變呈線性變化。試樣在屈曲后進(jìn)入第二階段，應(yīng)變呈現(xiàn)非線性變化，此時(shí)雖然試樣已經(jīng)屈曲，但依然具有很大的承載能力，隨著試樣變形的增大，屈曲變得更為嚴(yán)重，直至試樣破壞。蜂窩芯體厚度為12mm試樣的載荷－應(yīng)變曲線與厚度為8mm的試樣類似。但厚度為20mm試樣的載荷－應(yīng)變曲線與前兩者明顯不同，它只有一種階段，并沒有出現(xiàn)屈曲階段，應(yīng)變隨著載荷的增加呈線性變化，直至試樣破壞。

2.2 蜂窩芯體厚度對(duì)屈曲載荷的影響

由試驗(yàn)得到，蜂窩芯體厚度為8，12mm試樣的屈曲載荷分別為56，112kN；而蜂窩芯體厚度為20mm試樣在破壞之前都沒有發(fā)生屈曲現(xiàn)象?？梢?，蜂窩芯體厚度對(duì)復(fù)合材料的屈曲載荷有很大影

圖3 不同蜂窩芯體厚度試樣的載荷－應(yīng)變曲線Fig.3 Load-strain curves of specimens with different honeycomb core thicknesses

式中：νxy，νyx分別為面板材料的泊松比；h為蜂窩芯體的厚度；t1為上面板厚度；t2為下面板厚度；Ei1為上面板彈性模量；Ei2為下面板彈性模量。

由上式可以看出復(fù)合材料的彎曲剛度與蜂窩芯體的厚度的平方成正比，因此提高蜂窩芯體厚度可以提高芯體結(jié)構(gòu)的彎曲剛度，進(jìn)而提高其屈曲載荷。

試驗(yàn)中，蜂窩芯體厚度為8，12mm的試樣發(fā)生了屈曲，由上式可以計(jì)算出這2種試樣的彎曲剛度比為1∶2.25，而試驗(yàn)得到其屈曲載荷比為1∶2，兩者結(jié)果相近。蜂窩芯體厚度為20mm試樣的屈曲載荷遠(yuǎn)大于其破壞載荷，因此沒有發(fā)生屈曲現(xiàn)象。

2.3 蜂窩芯體厚度對(duì)破壞載荷的影響

由試驗(yàn)得到，蜂窩芯體厚度為8，12，20mm試樣的破壞載荷分別為99.7，124，202.1kN；破壞應(yīng)變分別為5 906×10－6，6 464×10－6，7 528×10－6?？梢婋S蜂窩芯體厚度的增大，復(fù)合材料的破壞載荷逐漸增大，厚度為12mm和20mm時(shí)試樣的破壞載荷比厚度為8mm試樣的分別提高了24%和102%。

對(duì)于蜂窩夾層復(fù)合材料，蜂窩芯體在垂直于厚度方向的LW平面內(nèi)剛度無窮小，其面內(nèi)剪切模量GLW及沿L、W方向的彈性模量EL，EW均為0，即在LW平面內(nèi)完全由面板承受平面的壓縮載荷，而芯體對(duì)面板提供連續(xù)支撐作用。由此可以看出，芯體厚度的增大，主要影響蜂窩夾層復(fù)合材料的屈曲，但屈曲現(xiàn)象的發(fā)生也會(huì)使試樣的承載能力急劇下降。響，隨蜂窩芯體厚度的增大，試樣的屈曲載荷增大。

文獻(xiàn)［10］提出，對(duì)于面板較薄的蜂窩夾層復(fù)合材料，其彎曲剛度D計(jì)算公式為

從圖4可以看出，蜂窩芯體厚度為8，12mm的試樣，在壓縮試驗(yàn)過程中出現(xiàn)了屈曲現(xiàn)象，其破壞形式均為面板皺褶；蜂窩芯體厚度為20mm的試樣，在壓縮過程中沒有出現(xiàn)屈曲現(xiàn)象，而是在面板承載能力超過其強(qiáng)度時(shí)，面板發(fā)生破壞，進(jìn)而失去承載能力，其破壞形式為面板破壞。

圖4 不同蜂窩芯體厚度試樣的破壞形式Fig.4 Failure modes of specimens with different honeycomb core thicknesses

2.4 蜂窩芯體厚度的優(yōu)化

蜂窩夾層復(fù)合材料其主要優(yōu)點(diǎn)就是結(jié)構(gòu)密度小，具有較大的彎曲剛度及強(qiáng)度，厚度的增加可以大幅度提高其彎曲剛度及屈曲載荷，但是復(fù)合材料的密度也會(huì)相應(yīng)提高。因此，應(yīng)在滿足其剛度及強(qiáng)度的基礎(chǔ)上，盡可能地減小蜂窩芯體的厚度。

試驗(yàn)用復(fù)合材料，其上下面板的厚度及材料相同，因此在不發(fā)生屈曲的情況下，其承載能力是一定的，蜂窩芯體厚度的改變對(duì)其破壞載荷影響較小。而芯體厚度的改變對(duì)屈曲載荷影響較大，屈曲現(xiàn)象的發(fā)生又會(huì)促進(jìn)材料的最終破壞。因此，需要對(duì)蜂窩結(jié)構(gòu)復(fù)合材料的芯體厚度進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。

由圖5可以看出，隨著試樣芯體厚度的增加，其屈曲載荷的提高速度較快，但厚度增加到一定程度時(shí)，雖然試樣未發(fā)生屈曲，但載荷已超過其面板斷裂強(qiáng)度，面板發(fā)生破壞使整個(gè)試樣喪失承載能力。因此，當(dāng)復(fù)合材料的屈曲載荷與其面板的破壞載荷相同時(shí)，其蜂窩芯體的厚度為最佳選擇。對(duì)于試驗(yàn)用復(fù)合材料，當(dāng)芯體厚度在13mm左右時(shí)，試樣的蜂窩芯體厚度為最佳。

圖5 蜂窩夾層復(fù)合材料的承載能力與蜂窩芯體厚度關(guān)系曲線Fig.5 Load vs core thickness for honeycomb sandwich composites

3 結(jié) 論

（1）蜂窩夾層復(fù)合材料的屈曲載荷隨蜂窩芯體厚度的增大而增大，蜂窩芯體厚度為8，12mm的試樣在壓縮試驗(yàn)中發(fā)生了屈曲，其承載能力比20mm的試樣低較多。

（2）當(dāng)復(fù)合材料屈曲載荷超過其面板的斷裂強(qiáng)度時(shí)，厚度的增大對(duì)承載能力影響較小，因此，當(dāng)復(fù)合材料的屈曲載荷與其面板的破壞載荷相同時(shí)，蜂窩復(fù)合材料的芯體厚度最佳。

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