張 橋，吳遠飛

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

直升機復合材料波紋梁吸能特性試驗研究與仿真分析

張 橋，吳遠飛

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

對直升機復合材料波紋梁以6.45m/s碰撞剛性地面的吸能特性進行試驗研究和仿真計算。復合材料波紋梁的破壞模式采用CRASURV方程描述。仿真分析預測結果與試驗結果相吻合。

復合材料波紋梁；吸能；CRASURV方程；仿真分析

0 引言

近幾十年間，抗墜撞設計思想在航空和汽車領域發(fā)展迅猛，其目的是保證發(fā)生墜撞事故時，乘員有較高的生存率。在墜撞過程中，結構必須以特定的崩塌模式破壞才能保證墜撞載荷恒定，只有這樣才能最大限度地吸能和保證乘員的生存空間。

復合材料吸能的過程與金屬材料通過塑性變形吸能完全不同。事實上，復合材料結構的墜撞吸能機理非常復雜，它同時包含了纖維斷裂、基體開裂、分層以及纖維與基體的脫粘[1，2]。

由于復合材料表現(xiàn)出正交各向異性和脆性，復合材料結構的緩沖吸能能力不僅取決于材料本身的性能，很大程度上還取決于結構形式及失效模式[3]。

本文建立了復合材料層壓板波紋梁有限元模型，運用RADIOSS顯式有限元分析代碼進行仿真分析。復合材料單層板的力學性能采用CRASURV方程[4]描述。分析得到了波紋梁的位移-時間關系曲線、載荷-時間曲線、過載-時間曲線、壓縮量、比吸能能力。同時進行了復合材料波紋梁的墜毀試驗，仿真分析預測結果與試驗結果相吻合。

1 波紋梁結構

本文研究對象波紋梁結構形式如圖1所示。波紋梁的高度H=280mm，寬度L=390mm，突緣寬度50mm，圓弧高Hr=31mm。材料為5224/G827(代號C1)和5224/G803(代號C2)環(huán)氧碳纖預浸料和5224/120(代號G)環(huán)氧玻璃布預浸料，其中5224為改性環(huán)氧樹脂體系，G803、G827為碳纖維織物，120為E玻璃纖維四枚緞紋布。腹板鋪層順序為[(±45)2G/(±45)C2/(0,90)C1/(0，90)C1/(0，90)C1/(±45)C2/(±45)2G]，試驗件理論厚度為1.48mm，質(zhì)量為0.257Kg。復合材料材料力學性能見表1。

圖1 波紋梁試件尺寸及鋪層意圖

材料名稱樹脂含量/(%)縱向拉伸模量E1t/(GPa)橫向拉伸模量E2t/(GPa)主泊松比μ面內(nèi)剪切模量G12/(GPa)縱向拉伸強度Xt/(MPa)縱向壓縮強度Xc/(MPa)橫向拉伸強度Yt/(MPa)橫向壓縮強度Yc/(MPa)面內(nèi)剪切強度S/(MPa)層間剪切強度τbi/(MPa)厚度t/(mm)5224/G803/4065650.055550450550450100500.2855224/G827/371209.80.289514009005018080800.1665224/120-32320.157.530030030030090700.104

2 仿真分析模型

采用HyperMesh建立波紋梁墜毀仿真分析模型，上部正常區(qū)域單元尺寸4mm，底部與地面接觸區(qū)域單元尺寸為1mm。上端采用剛體單元模擬配重塊，配重塊質(zhì)量為108kg，放開剛性單元沿速度方向的平動自由度；地面采用剛性單元模擬，約束地面的平動和轉動自由度。

圖2 仿真分析模型

單層復合材料的性能采用RADIOSS中的matlaw25模擬，即采用CRASURV方程。CRASURV方程是在Tsai-Wu屈服失效準則的基礎上考慮了復合材料正交各向異性的特點，即考慮了材料在0°和90°方向上拉伸、壓縮屈服硬化指數(shù)的不同。

Tsai-Wu屈服準則見公式(1)：

式中：

α為縮減系數(shù)，其余六個分別為0°、90°和45°方向上的拉伸、壓縮屈服應力。

在塑性階段且不考慮應變率影響，其屈服方程見公式(2)：

該方程具有局限性，即只用一種硬化方式來表征所有方向上的硬化趨勢，實際上是一種各向同性的硬化方式，其應變-應力關系及失效包絡圖如圖3所示。

而CRASURV方程考慮了復合材料正交各向異性的特點，其屈服準則與Tsai-Wu的區(qū)別為F44只依賴一個參數(shù)，見公式(3)。其應變-應力關系及失效包絡圖如圖4所示。

F(Wp)=1=F1(Wp)σ1+F2(Wp)σ2+

圖3 Tsai-Wu方程應變-應力關系及失效包絡圖

圖4 CRASURV方程應變-應力關系及失效包絡圖

在計算過程中考慮了復合材料的分層失效模式。分層方程式見公式(4)：

式中γ31、γ23為鋪層的垂直面內(nèi)兩個方向上的剪應變。采用線性分層模型，見公式(5)：

式中：d3為分層應變，γt為分層剪應變，γmax為最大剪應變。

Dmax為失效分層應變，當d3≥Dmax，發(fā)生分層破壞。

3 試驗結果與仿真結果分析

復合材料波紋梁在沖擊載荷下的破壞模式有基體破壞、纖維破壞、分層。其不同時刻下的仿真分析-試驗對比結果見表2，試驗件最終破壞情況如圖5所示。

圖6和圖7給出了波紋梁的仿真載荷—時間曲線和試驗載荷—時間曲線。

壓潰的載荷-時間曲線如圖7所示。

加速度的對比數(shù)據(jù)如圖8所示。

表2 仿真結果與試驗結果對比表

圖5 仿真分析同試驗對比、試驗件破壞模式

圖6 試驗、仿真分析壓縮量對比

圖7 試驗、仿真分析載荷對比(SAE CFC 60濾波[5])

圖8 試驗、仿真分析加速度對比(采用SAE CFC 60濾波)

4 結論

通過本文的試驗研究及仿真分析可以得出以下結論：

1)仿真分析過程中考慮了復合材料正交各向異性的特點，采用CRASURV方程來判斷復合材料的損傷失效，可以有效地模擬復合材料的纖維斷裂和鋪層分層過程；

2)仿真分析結果與試驗結果的比對，驗證了采用有限元方法進行復合材料抗墜毀吸能分析的可行性與準確性；

3)結構的吸能效率不夠高。復合材料的失效以分層和劈裂為主，纖維沒有發(fā)生大量的粉碎，可能跟材料性能、鋪層的結構形式(波高、波長)和鋪層角度相關。引起這種破壞模式的原因需要進行進一步的研究。

[1] Song H W，Wan Z M，Xie Z M，Axial impact behavior and energy absorption efficiency of composite wrapped metal tubes[J].International Journal of Impact Engineering，2000(24)：385-401.

[2] Bisagni C. Experimental investigation of the collapse modes and energy absorption characteristics of composite tube[J]. International Journal of Crashworthiness, 2014(4): 365-378.

[3] Fasanella E L, Jackson K E, Lyle K H. Finite element simulation of a full-scale crash test of a composite helicopter[J]. Helicopter Soc. 2002,47(3):156-168.

[4] CHM-17 (former Military Handbook-MIL-HDBK-17-3F)-Composite Materials Handbook, Volume 3 - Polymer Ma-trix Composites Materials Usage, Design, and Analysis[S].published by U.S. Department of Defense, ISBN: 978-1-59124-508-7 (2002).

[5] SAE J211, SAE Recommended Practice[Z].1988.

Experimental Investigation and Simulation of the Energy Absorption Characteristics of Helicopter Composite Sine Beams

ZHANG Qiao, WU Yuanfei

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001,China)

The energy absorption characteristic of helicopter composite sine beams impacted to the rigid floor was tested and simulated under the velocity of 6.45m/s.The CRASURV formula was used in the simulation as the Failure mode. Good agreement was found between the simulation predictions and experimental results.

composite sine wave beam; energy absorb; CRASURV formula; simulation

2016-06-02

張 橋(1986-)，男，陜西西安人，本科，工程師，主要研究方向：直升機靜強度設計，沖擊動力學分析。

1673-1220(2016)03-036-04

V215.2； V214.8

A