趙維濤，劉煒華，楊其蛟

(沈陽航空航天大學 遼寧省飛行器復合材料結構分析與仿真重點實驗室，沈陽 110136)

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機械與材料工程

復合材料加筋板極限承載能力分析

趙維濤，劉煒華，楊其蛟

(沈陽航空航天大學 遼寧省飛行器復合材料結構分析與仿真重點實驗室，沈陽 110136)

加筋板在出現(xiàn)屈曲之后并未完全失效，仍然具有較高的承載能力。本研究利用ABAQUS軟件建立由shell-solid單元組合的復合材料加筋板極限承載能力分析模型。復合材料層合板和界面材料的破壞通過子程序判斷，子程序中編寫了Hashin和Quads失效判據，并引入材料剛度退化準則。通過有限元模擬方法分析復合材料加筋板在軸向壓縮載荷下的極限承載能力，并詳細給出3種失效模式的破壞過程，仿真結果與試驗結果相比誤差較小，說明所建立模型及USDFLD程序是正確的。

復合材料；加筋板；脫粘；極限承載能力；子程序

復合材料加筋板具有強度高、剛度大和重量輕等特點，被廣泛用于人們的日常生活和航空航天領域。在飛機機翼結構中，加筋板往往會受到拉壓、彎曲、剪切和各種組合載荷作用。在這些載荷作用下，復合材料加筋板出現(xiàn)多種失效模式，主要有屈曲、基體開裂、纖維斷裂、脫粘等。加筋板的這些失效情況并不會同時出現(xiàn)，在沒有初始缺陷的情況下，首先出現(xiàn)的是屈曲，屈曲發(fā)生后加筋板仍有很高的后屈曲承載能力。隨著載荷逐漸增加，其他失效情況開始出現(xiàn)，隨著破壞的加劇，加筋板的承載能力會逐漸達到頂點，最終徹底破壞，完全失去承載能力。由于后屈曲的幾何非線性，以及接近極限承載能力階段各種失效模式的耦合，造成極限承載能力很難準確計算[1-7]。由于失效模式的多樣性以及多種失效模式耦合的復雜性，現(xiàn)有的商業(yè)軟件如ABAQUS，NASTRAN，MARC等并不能準確地計算復合材料加筋板的極限承載能力。因此，國內外的學者開始使用商業(yè)軟件如ABAQUS所提供的程序接口，對現(xiàn)有軟件進行二次開發(fā)，利用現(xiàn)有的理論和實驗數(shù)據編寫可靠的極限承載能力計算程序。

20世紀60年代，Dudgale[8]和Barenblatt[9]綜合考慮強度準則和斷裂力學方法提出了基于Cohesive Zone理論的界面單元法，可用于模擬界面處脫膠的產生和擴展過程；P F Liu[10]等利用界面單元法分析了混合模態(tài)下復合材料層合板分層情況；劉從玉等[11]等利用界面單元法和ABAQUS子程序研究了復合材料加筋板后屈曲承載能力。本文根據復合材料加筋板的力學特性，并結合有限元理論和已有研究成果，建立了使用界面單元的加筋壁板有限元模型。使用Quads[11]準則判斷界面單元的脫粘情況，使用Hashin[12]準則判斷加筋板的失效情況。為了研究加筋板的各種失效情況，本文使用了基于 ABAQUS軟件，用Fortran編寫了USDFLD子程序，引入材料剛度退化方案。在USDFLD子程序中編寫了復合材料加筋板基體和纖維壓縮破壞以及膠層破壞判斷準則。將計算結果與實驗結果進行對比，結果顯示本文方法具有較好計算精度。

1 計算理論

復合材料加筋板結構存在多種多樣的破壞形式，本文在不考慮初始缺陷情況下，主要研究復合材料加筋板在壓縮載荷作用下3種失效情況：基體斷裂、纖維斷裂和脫粘。

1.1 失效準則

使用Quads準則判斷界面單元的脫粘情況，使用Hashin準則判斷加筋板的失效情況。假設膠層是各向同性材料，并且筋條與蒙皮不會出現(xiàn)除蒙皮法向以外位移。Quads失效準則公式如下：

(1)

其中，Xt，S分別為界面拉伸、剪切強度，σ33,τ13，為有效應力σ的分量。由于法向的壓應力不會使界面脫粘，所以在計算時引入下列運算符：

(2)

Hashin失效準則公式如下：

纖維拉伸斷裂(σ11≥0)

(3)

纖維壓縮破壞(σ11<0)

(4)

基體拉伸斷裂(σ22≥0)

(5)

基體壓潰(σ22<0)

(6)

其中，Xt,Xc,Yt,Yc,S12和S23分別為軸向拉伸、軸向壓縮、橫向拉伸、橫向壓縮、橫向剪切強度和軸向剪切強度；σ11,σ22,τ12為有效應力σ的分量。

2 用戶子程序

使用了USDFLD子程序對于失效進行判定，并進行材料性能參數(shù)的折減。表1和表2為相應材料性能參數(shù)折減準則[13]。表1中E1，E2，G12，G13和G23分別為拉壓縮彈性模量和剪切彈性模量，μ12為泊松比，F(xiàn)f,Fm為纖維和基體失效判定值。表2中E,G,μ,Fc分別為楊氏模量、剪切模量、泊松比和界面元失效判定值。

表1 單層板材料性能折減方案

表2 界面材料性能折減方案

子程序是在ABAQUS/Standard模塊下使用，在計算過程中，USDFLD子程序不斷地從主程序中讀取應力，然后帶入子程序中編寫的Hashin和Quads失效判定公式中進行計算。根據失效準則可知，當公式所計算得值等于1時，就認為材料達到失效條件。子程序亦將計算值與1進行比較，當其中的某一項等于1時就認為材料出現(xiàn)該種失效，相對應地進行材料屬性的退化。如果完成一輪計算后并沒有出現(xiàn)失效，則繼續(xù)進行下一增量步的計算。如此反復循環(huán)計算材料的失效點，并判斷結構是否失去承載能力，分析流程如圖1所示。

圖1 USDFLD計算流程圖

表3 單層板材料性能

3 數(shù)值仿真

3.1 幾何尺寸及材料參數(shù)

建立文獻[14]中所使用的工字型加筋板(算例A)和文獻[15]中的T型加筋板(算例B)模型，來驗證本文模型的正確性。圖2中標明了兩個文獻中使用試件的具體尺寸和鋪層順序，算例A、B的單層板材料性能如表3所示[12]，膠層材料性能如表4所示[12]。

表4 界面材料性能

3.2 有限元模型

使用Abaqus軟件建立如圖3所示的復合材料加筋板有限元模型，使用shell-solid建立組合模型，這種模型具有計算效率高、結果準確的優(yōu)點。復合材料壁板和筋條采用S4R殼單元，該單元即可承受拉壓載荷也可承受面內剪切載荷。為了模擬膠層脫粘過程，使用類型為COH3D8的實體界面單元模擬膠層，使用Tie連接綁定界面元和殼單元。

圖2 加筋板幾何參數(shù)及鋪層順序

圖3 算例A，B有限元模型

因為復合材料加筋板不同于普通的各向同性材料，沿型心加載結果并不準確，更加準確的是在剛心加載。所以要先通過靜態(tài)分析找到復合材料加筋板的剛心，然后使用MPC將剛心與加載邊綁定。計算屈曲臨界載荷邊界條件為：剛心處約束橫向和法向位移，并施加單位力，軸向另一邊固支。進行模擬破壞過程分析時邊界條件為：沿軸向施加等效位移載荷，加載邊僅放開軸向約束，軸向另一端完全固定。

4 結果與分析

4.1 屈曲分析

實際情況中，結構穩(wěn)定性問題往往是非線性問題，線性分析結果誤差較大。由于實際情況中結構的幾何缺陷很難測定，所以在進行非線性分析時，可以使用一階屈曲模態(tài)代替初始缺陷。在進行非線性分析之前，可以先進行線性屈曲分析，這不僅可以驗證有限元建模的合理性和有效性，還可以為極限承載能力分析提供屈曲載荷和模態(tài)參考。圖4為算例A、B一階屈曲模態(tài)，表5列出了算例A、B與文獻[14-15]中試驗得到的屈曲載荷值比較結果，從中可以看出，本文結果與試驗值誤差均小于5%。

圖4 算例A，B一階屈曲結果

表5 算例A，B屈曲分析結果

算例A算例B文獻[14-15]試驗結果/kN1145 1本文結果/kN114 675 145誤差/%0 590 88屈曲模態(tài)局部整體

4.2 極限承載能力分析

本文對算例A，B進行了極限承載能力計算，繪制出如圖5所示的載荷-軸向位移曲線。

從圖5可以看出，在達到屈曲失穩(wěn)載荷之前(算例A：114.67 kN，算例B：5.145 kN)，載荷位移曲線斜率不變，呈線性增加趨勢，在達到屈曲失穩(wěn)載荷后，曲線斜率減小出現(xiàn)了轉折，使復合材料加筋板剛度下降，但未完全失去承載能力。隨著載荷不斷增加，復合材料加筋板開始出現(xiàn)基體破碎、纖維破壞，連接界面開始出現(xiàn)脫粘損傷，使結構剛度逐步下降。當載荷位移曲線到達頂點時，認為該點就是復合材料加筋板的極限強度，隨后結構完全破壞。本文模型計算得到的極限強度值與文獻[14]和[15]給出的強度值比較結果如表6所示，說明本模型合理且有效。

4.3 破壞過程分析

研究復合材料加筋板在軸壓載荷作用下纖維和基體壓縮破壞的擴展過程，驗證膠層出現(xiàn)脫粘破壞是否會導致加筋板徹底破壞。詳細討論了算例A中基體和纖維壓縮斷裂以及界面脫粘這3種失效情況的產生及擴展過程。

圖5 算例A，B載荷隨位移變化曲線

表6 極限強度值

算例A算例B本文結果/kN497 27327 25文獻[14-15]實驗結果/kN48527誤差/%2 530 9

(1)基體和纖維破壞過程分析

圖6和圖7分別列出了壁板和筋條中第三層(0度鋪層) 基體和纖維壓縮破壞過程，圖中圓圈內部分表示出現(xiàn)破壞的位置。由圖6和圖7可知，壁板與筋條連接區(qū)域基體和纖維更容易出現(xiàn)壓縮破壞。通過對整個破壞過程的分析可以看出，最先出現(xiàn)的是基體破壞，然后是纖維失效，最后脫粘導致加筋板徹底破壞。通過圖6(a)可以看出，載荷增加到329.815 kN時筋條腹板開始出現(xiàn)基體破壞。由圖7(a)可以看出，載荷增加到356.251 kN時，壁板與筋條連接處開始出現(xiàn)纖維失效，之后隨著載荷不斷增加，各個鋪層都出現(xiàn)了破壞。隨著失效擴展，在載荷達到497.273 kN時(如圖7(d)所示)結構整體破壞，此時的載荷就是結構的極限強度值。

(2)界面元破壞過程分析

圖8展示了界面元破壞隨載荷的變化趨勢，圖中黑色部分為出現(xiàn)破壞的界面單元。在加筋板出現(xiàn)屈曲后，層合板出現(xiàn)破壞前的這段時間內，由于筋條變形較小，筋條與壁板之間幾乎沒有相對位移，膠層所承受的σ33,τ13,τ23很小，界面元不會出現(xiàn)破壞。隨著基體斷裂和纖維失效出現(xiàn)，界面元要承受的應力迅速增加。當載荷增加到402.32 kN時，膠層邊緣出現(xiàn)了脫粘破壞，如圖8(a)所示，界面元邊緣出現(xiàn)黑色區(qū)域。由于其他破壞形式隨著載荷增大而擴展，脫粘破壞也開始向各個方向擴展。通過圖8(d)可以看到，隨著載荷增加到497.273 kN，膠層徹底破壞使筋條和壁板脫粘從而導致加筋板完全失去承載能力。

圖6 基體破壞過程

圖7 纖維破壞過程

圖8 界面元破壞過程

5 結論

(1)膠層對加筋板極限承載能力有較大影響，而對屈曲載荷影響很小。因此，使用界面元模擬脫粘能夠獲得更加準確的極限強度值。通過計算可知，載荷達到329.815 kN時，基體破壞。載荷達到356.25 1kN時，纖維破壞；載荷達到402.32 kN時，界面脫粘。分析得到的復合材料加筋板失效模式的破壞順序依次是：基體破壞、纖維破壞和界面脫粘。

(2)通過非線性有限元模擬可以得出，脫粘是導致復合材料加筋板徹底失去承載能力的重要因素，使用界面單元模擬膠層，可以得到更精準的復合材料加筋板極限強度值。由公式(1)可知，面內剪切應力可以引起界面元破壞，即膠層脫粘，而脫粘是影響加筋板極限承載能力的重要因素，因此想要得到更準確的極限強度值，就必須考慮面內剪切載荷的影響。

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(責任編輯：宋麗萍 英文審校：劉敬鈺)

Ultimate strength analysis of stiffened composite panels

ZHAO Wei-tao,LIU Wei-hua,YANG Qi-jiao

(Key Laboratory of Liaoning Province for Composite Structural Analysis of Aerocraft and Simulation,Shenyang Aerospace University,Shenyang 110136,China)

The stiffened composite panels still have enough strength after the bucking,the study of the ultimate strength is very necessary.A shell-solid finite element model is built by using ABAQUS software to analyze the ultimate strength.In the model,user subroutine is led into the analysis of the failure of materials.In the user subroutine,Hashin failure criteria and Quads failure criteria are programed to identify the damage occurrence,and the degradation criterion is used to simulate the failure progress of stiffened composite panels.The processes of three failure modes are discussed in detail.The error of simulation result compared with the experimental data is very small,it is shown that the proposed method is correct.

composites;stiffened panels;debonding;ultimate strength;user subroutine

2014-12-24

國家自然科學基金(項目編號：11272217)；航空科學基金(項目編號：2013ZA54004)；遼寧省教育廳(項目編號：L2014072)；國防基礎科研計劃基金(項目編號：JCKY201305B002，XY2015032)

趙維濤(1977-)，男，遼寧沈陽人，副教授，主要研究方向：飛機結構強度與可靠性，E-mail: zhwt201@126.com。

2095-1248(2015)04-0037-07

V211

A

10.3969/j.issn.2095-1248.2015.04.007