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        復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)面外受載失效分析

        2018-11-12 10:37:00陳亞軍
        民用飛機設(shè)計與研究 2018年3期
        關(guān)鍵詞:層壓板圓角構(gòu)型

        陳亞軍 /

        (上海飛機設(shè)計研究院,上海201210)

        0 引言

        與金屬材料相比,復(fù)合材料具有諸多優(yōu)點,例如抗疲勞性能強、比強度與比模量高、整體成型工藝容易實現(xiàn)等,因此,已被廣泛應(yīng)用于民用飛機承力構(gòu)件上。民用飛機上的復(fù)合材料剪切角片、翼肋圓角、肋圓角等結(jié)構(gòu)在面外載荷作用下,圓角區(qū)在厚度方向會產(chǎn)生較高的應(yīng)力水平,而復(fù)合材料結(jié)構(gòu)恰恰存在層間強度低的缺陷,圓角區(qū)較高的應(yīng)力水平極易引發(fā)分層,導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的承載能力大大降低,嚴重威脅到結(jié)構(gòu)安全。因此,亟需建立一套準確可靠的方法以預(yù)測復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)的承載能力。

        復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)的破壞機理復(fù)雜,國內(nèi)外學(xué)者對此進行了深入的研究。針對曲梁分別在端部載荷與純彎載荷作用下,Lekhnitskii[1]基于平面應(yīng)力假設(shè)提出相應(yīng)的應(yīng)力分布解析計算方法,從理論上可預(yù)測圓角區(qū)的應(yīng)力分布。侯瑞[2]則是基于彈性力學(xué)基本理論,并進行了工程簡化,計算得到復(fù)合材料圓角區(qū)在面外載荷作用下的應(yīng)力分布。黃豪杰等[3]采用有限元分析與試驗相結(jié)合的方法研究了彎角區(qū)域應(yīng)力沿徑向、周向和寬度方向的分布特征。

        本文基于有限元分析方法模擬復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)在面外載荷作用下的失效過程,并預(yù)測破壞載荷,旨在驗證有限元仿真方法的正確性,建立一套行之有效的復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)失效分析方法。本文基于ABAQUS有限元分析軟件建立復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)有限元模型,模型中采用連續(xù)殼單元和cohesive單元分別模擬復(fù)合材料與層間的膠層。并對圓角區(qū)在面外載荷作用下的失效過程進行仿真,通過面內(nèi)損傷和分層損傷準則預(yù)測圓角區(qū)失效破壞載荷,比較仿真結(jié)果與試驗結(jié)果,發(fā)現(xiàn)兩者較符合,且仿真結(jié)果偏保守,由此可見,本文采用的有限元仿真方法不僅能較好地模擬圓角區(qū)失效過程,還能較好地預(yù)測破壞載荷。

        1 試驗簡介

        試驗件包含A和B兩種構(gòu)型,兩者只在厚度上有所差別,其他尺寸都相同,數(shù)量各6件,試驗件的鋪層順序見表1,試驗件幾何尺寸見圖1,夾持位置與加載方式見圖2、圖3。

        表1 試驗件的鋪層順序

        圖1 試驗件幾何尺寸(單位:mm)

        圖2 試驗件的夾持與加載位置(單位:mm)

        試驗件的夾持與加載位置見圖2,加載位置距自由端25 mm,夾持位置距自由端40 mm。試驗件在試驗機上的夾持與加載見圖3,試驗機上端夾頭夾住加載端,加載端通過螺栓與試驗件連接,下端夾頭夾住試驗件,對試驗件進行固定。通過上夾頭向上運動,實現(xiàn)對試驗件的加載。

        圖3 試驗件的夾持與加載

        試驗件的失效模式均為圓角處分層破壞,如圖4所示,試驗過程中,靠近彎角內(nèi)側(cè)率先出現(xiàn)分層,隨著載荷的增加,分層瞬間擴展至整個彎角區(qū)域,結(jié)構(gòu)失去承載能力。兩種構(gòu)型試驗件的平均破壞載荷如表2所示。

        圖4 分層破壞

        構(gòu)型破壞載荷/NA2 167B2 261

        2 有限元分析

        2.1 失效準則

        在載荷作用下,復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)容易產(chǎn)生面內(nèi)損傷和層間損傷。

        2.1.1 面內(nèi)損傷

        針對復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)在載荷作用下所產(chǎn)生的面內(nèi)損傷,本文采用hashin準則[4]進行預(yù)測。該準則包括纖維拉伸損傷、纖維壓縮損傷、基體拉伸損傷和基體壓縮損傷這四種損傷模式,具體見式(1)~式(4):

        纖維拉伸(σ11≥0):

        (1)

        纖維壓縮(σ11<0):

        (2)

        基體拉伸(σ22≥0):

        (3)

        基體壓縮(σ22<0):

        (4)

        2.1.2 損傷演化準則

        式中:

        (6)

        2.1.3 層間損傷

        層間損傷也可稱為分層損傷,復(fù)合材料圓角區(qū)在載荷作用下層與層之間容易出現(xiàn)分層損傷,通常引入cohesive單元來預(yù)測分層損傷的起始與擴展。其中,平方名義應(yīng)力準則可用來預(yù)測分層的起始,如果名義應(yīng)力比的平方和等于1,則表示分層開始發(fā)生。而BK開裂準則用于預(yù)測分層的擴展。具體見式(13)。

        平方名義應(yīng)力準則[5]:

        (13)

        (14)

        BK開裂準則[5]:

        (15)

        式中,GIC、GIIC為臨界能量釋放率,η為與材料有關(guān)的系數(shù),本文取1.45。

        2.2 有限元建模

        試驗件為復(fù)合材料層壓板結(jié)構(gòu),其材料性能參數(shù)見表3。每層均采用一層連續(xù)殼單元SC8R進行模擬,層間的膠層則采用零厚度的cohesive單元COH3D8進行模擬,其性能參數(shù)見表4。

        表3 復(fù)合材料性能參數(shù)

        表4 Cohesive單元性能參數(shù)

        有限元模型如圖5所示,在該模型中,箭頭所在部位為Y向位移加載,下端約束部位約束X、Y、Z三個方向的平移自由度,圓角區(qū)細節(jié)見圖6。

        圖5 有限元模型

        圖6 圓角區(qū)細節(jié)

        為避免在計算過程中出現(xiàn)收斂問題,本文對有限元模型采用非線性顯示分析。

        3 結(jié)果討論與分析

        通過對復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)在剪切與彎曲復(fù)合載荷作用下的失效過程進行有限元仿真,由圖7和圖8可知,構(gòu)型A和構(gòu)型B的圓角區(qū)靠近彎角內(nèi)側(cè)率先出現(xiàn)分層損傷,主要分層集中在第5層(內(nèi)側(cè)為第1層)和第6層之間,此時損傷區(qū)域小且并未導(dǎo)致試驗件承載能力下降,繼續(xù)加載,這種分層損傷沿著切向擴展,當膠接面SDEG正好達到1時,表明分層損傷開始進入穩(wěn)定的擴展階段,繼續(xù)加載,分層迅速擴展,此時結(jié)構(gòu)失去承載能力,這是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)典型的破壞特征。

        圖8 構(gòu)型B分層損傷(SDEG正好達到1)

        圖9 載荷-位移曲線

        圖9為構(gòu)型A和構(gòu)型B的載荷-位移曲線,構(gòu)型A的破壞載荷為1 866 N,而試驗結(jié)果為2 167 N,誤差率為13.9%。構(gòu)型B的破壞載荷為2 185 N,試驗結(jié)果為2 261 N,誤差率為3.4%,由此可知,構(gòu)型A的有限元仿真結(jié)果誤差較大,而構(gòu)型B的則吻合很好,并且有限元仿真結(jié)果與試驗結(jié)果相比均偏保守,有利于工程應(yīng)用。之所以構(gòu)型A的有限元仿真結(jié)果誤差較大,原因在于構(gòu)型A的厚度薄,受載時變形大,力臂減小,導(dǎo)致圓角區(qū)實際承擔的力矩比分析時的力矩小,最終試驗值比分析值高。而構(gòu)型B較厚,變形小,分析結(jié)果則更精確。

        4 結(jié)論

        本文基于試驗與有限元分析方法對復(fù)合材料層壓板圓角區(qū)在面外載荷作用下的失效過程進行研究,得到的結(jié)論具體如下:

        1) 試驗得到的主要破壞模式為圓角區(qū)的分層破壞,與仿真得到的一致;

        2) 采用cohesive單元能較好地模擬圓角區(qū)分層損傷的起始與擴展過程,仿真得到的結(jié)構(gòu)承載能力與試驗結(jié)果吻合較好,并且偏保守,有利于工程應(yīng)用。

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