馬鳳飛，張 橋，邢益輝

(中國(guó)直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

0 引言

與普通金屬面板等薄壁結(jié)構(gòu)相比，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)在抗彎、抗沖擊等力學(xué)性能上具有明顯優(yōu)勢(shì)，尤其是六邊形蜂窩結(jié)構(gòu)，在滿足力學(xué)性能要求的同時(shí)極大地降低了結(jié)構(gòu)重量。蜂窩夾層結(jié)構(gòu)具有良好的抗彎性能，因此在很多領(lǐng)域得到了廣泛的應(yīng)用，例如航空、航天、船舶、汽車等領(lǐng)域。在現(xiàn)代直升機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，蜂窩結(jié)構(gòu)被應(yīng)用于動(dòng)力艙、雷達(dá)罩、蒙皮、尾梁、地板等位置，成為主要承力結(jié)構(gòu)[1]。在這些結(jié)構(gòu)中，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)主要受到垂直面板的面外載荷，此時(shí)蜂窩夾芯的主要作用是支承面板和傳遞剪切力，提高結(jié)構(gòu)的剛度和穩(wěn)定性[2]，所以研究其垂向承壓能力具有重要意義。

本文以某型直升機(jī)鋁面板/鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，采用有限元和試驗(yàn)分析相結(jié)合的方法研究分析該結(jié)構(gòu)在受到垂直面板的面外載荷時(shí)非加載面板指定位置的應(yīng)變-載荷變化情況，得到了一種快速精確的研究鋁面板/鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)承載能力的有限元分析方法，并通過試驗(yàn)得到其極限承載能力和極限載荷下的破壞模式。

1 有限元分析

1.1 有限元模型及分析方法

在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，為了快速評(píng)估受載時(shí)蜂窩結(jié)構(gòu)的應(yīng)力、應(yīng)變及位移等情況，蜂窩結(jié)構(gòu)有限元分析一般采用殼單元[3-5]進(jìn)行線性模擬計(jì)算，但對(duì)受到面外垂向大載荷等工況，其分析結(jié)果往往不能如實(shí)地反應(yīng)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度情況，不再適合為強(qiáng)度設(shè)計(jì)提供依據(jù)。本文采用的有限元模型既能夠?qū)Y(jié)構(gòu)強(qiáng)度快速評(píng)估，還考慮了蜂窩厚度、幾何非線性等因素對(duì)計(jì)算結(jié)果的影響，使分析結(jié)果更加準(zhǔn)確。利用Patran建立的有限元模型如圖1所示：將上下面板、封邊區(qū)采用殼單元模擬，蜂窩采用實(shí)體六邊形單元模擬，加載形式和邊界條件與實(shí)際結(jié)構(gòu)相同(即垂直內(nèi)表面均布加載，四邊鉚釘位置簡(jiǎn)支)。

1.2 有限元結(jié)果分析

利用有限元軟件Nastran分別對(duì)殼單元模型和本文有限元模型進(jìn)行計(jì)算，得到某型直升機(jī)鋁面板/鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)受一定垂向大載荷時(shí)非加載面各位置(見圖4)載荷-應(yīng)變結(jié)果如圖2所示。從圖2可以看到：1)與線性殼單元模型計(jì)算結(jié)果相比，新模型計(jì)算得到的載荷-應(yīng)變曲線有明顯的線性和非線性階段；2)當(dāng)加載載荷小于結(jié)構(gòu)定載荷30%時(shí)，兩種模型計(jì)算值基本相同；3)當(dāng)加載載荷達(dá)到結(jié)構(gòu)定載荷100%時(shí)，兩種模型計(jì)算的應(yīng)變值相差明顯，新模型計(jì)算的應(yīng)變值比線性殼單元模型小，部分結(jié)果甚至為后者的0.5倍。

2 試驗(yàn)驗(yàn)證

2.1 試驗(yàn)件

試驗(yàn)中試件如圖3所示，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)由蜂窩芯和上下面板構(gòu)成，其中上下面板材料為2A12-T4-GJB2053A，蜂窩芯材料為鋁蜂窩芯材53-4-0.05(Ⅱ) HB5443，蜂窩芯截面形狀為正六邊形。試件尺寸如表1所示。

上面板厚度/(mm)下面板厚度/(mm)蜂窩厚度/(mm)封邊區(qū)厚度/(mm)0．40．4191．2

2.2 試驗(yàn)內(nèi)容

本試驗(yàn)在室溫下進(jìn)行，試驗(yàn)件四邊簡(jiǎn)支，通過一排鉚釘與支撐L型角材結(jié)構(gòu)連接，垂向均布載荷由加沙與杠桿共同作用完成加載，試驗(yàn)依據(jù)《軍用直升機(jī)強(qiáng)度規(guī)范-地面試驗(yàn)》規(guī)定進(jìn)行操作。試驗(yàn)件上應(yīng)變花布置在其非加載面上，分布于四個(gè)角及中部，四角測(cè)點(diǎn)距相應(yīng)邊均為200mm，中部測(cè)點(diǎn)位于試驗(yàn)件幾何中心，如圖4所示。試驗(yàn)過程中根據(jù)試驗(yàn)要求，分別記錄下不同壓力下蜂窩鋁面板各測(cè)量點(diǎn)的應(yīng)變值。

試驗(yàn)分兩種狀態(tài)進(jìn)行，分別為定載荷狀態(tài)和極限載荷狀態(tài)，得到各測(cè)點(diǎn)的載荷-應(yīng)變數(shù)據(jù)。試驗(yàn)完成后試驗(yàn)件照片如圖5所示。

2.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

將各測(cè)點(diǎn)應(yīng)變轉(zhuǎn)化為最大、最小主應(yīng)變及剪應(yīng)變后的載荷-應(yīng)變曲線如圖6-圖8所示，圖6為線性殼單元模型計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值對(duì)比圖，圖7為本文模型計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)值對(duì)比圖。對(duì)計(jì)算結(jié)果、試驗(yàn)結(jié)果和試驗(yàn)后照片進(jìn)行對(duì)比分析，得到結(jié)論如下：

1)采用新的有限元模型得到的計(jì)算值與試驗(yàn)值的量值和變化趨勢(shì)一致，載荷-應(yīng)變曲線相似；采用殼單元線性模型得到的計(jì)算值在載荷較小時(shí)與試驗(yàn)結(jié)果一致，隨著載荷增加則不能與試驗(yàn)載荷-應(yīng)變曲線保持一致或相似。

2)新的有限元模型得到的最大主應(yīng)變計(jì)算值略大于試驗(yàn)值，表明該有限元計(jì)算結(jié)果偏保守。

3)結(jié)構(gòu)在垂向面板均布?jí)毫ψ饔孟?，自初始加載到試驗(yàn)結(jié)束，大致經(jīng)歷3個(gè)階段，為彈性狀態(tài)、非線性狀態(tài)和失穩(wěn)狀態(tài)。

4)結(jié)構(gòu)在3個(gè)階段表現(xiàn)為：①小載荷時(shí)面板應(yīng)變?yōu)榫€性變化，即處于彈性狀態(tài)；②隨著載荷增加，載荷-應(yīng)變逐漸為曲線，即進(jìn)入非線性狀態(tài)，此時(shí)試驗(yàn)件變形增加加快；③載荷繼續(xù)增加，當(dāng)載荷增大到一定的程度(本試驗(yàn)為載荷到定載荷的180%～220%時(shí))，試驗(yàn)件進(jìn)入失穩(wěn)狀態(tài)，內(nèi)面板發(fā)生失穩(wěn)。

5)在周圍連接強(qiáng)度滿足的情況下，大載荷作用下試驗(yàn)件發(fā)生失穩(wěn)表現(xiàn)為試驗(yàn)過程中出現(xiàn)聲響及面板測(cè)點(diǎn)處應(yīng)變發(fā)生突變，載荷作用面由于壓縮沿對(duì)角線方向發(fā)生X型失穩(wěn)，其破壞形態(tài)主要為面板起皺和起皺區(qū)蜂窩芯壓塌破壞。

3 結(jié)論

本文以某型直升機(jī)鋁面板/鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，利用有限元方法及試驗(yàn)方法得到其在四邊簡(jiǎn)支、大垂向載荷下非加載面四個(gè)角及中部位置的載荷-應(yīng)變曲線，通過對(duì)載荷-應(yīng)變曲線進(jìn)行對(duì)比分析，得到結(jié)論如下：

1)新的有限元分析模型中計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果量值和變化趨勢(shì)一致，載荷-應(yīng)變曲線相似，說明蜂窩厚度和幾何非線性等因素對(duì)此類結(jié)構(gòu)的計(jì)算有很大的影響。

2)新的有限元模型由于考慮了以上因素,所以能夠有效地說明蜂窩板的應(yīng)力等分布，其計(jì)算結(jié)果可靠有效，能夠作為強(qiáng)度設(shè)計(jì)的依據(jù)。

3)在垂向面板均布?jí)毫ψ饔孟?，結(jié)構(gòu)隨著載荷的增加經(jīng)歷彈性狀態(tài)，非線性狀態(tài)和失穩(wěn)狀態(tài)三個(gè)階段。達(dá)到失穩(wěn)狀態(tài)時(shí)在受壓面板形成X形狀的失穩(wěn)，其破壞形態(tài)為面板起皺和起皺區(qū)蜂窩芯壓塌破壞。

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