陳戰(zhàn)輝，王文智，趙文杰，萬小朋

（1.西北工業(yè)大學 航空學院，陜西 西安 710072；2.北京理工大學珠海學院 航空學院，廣東 珠海 519088；3.上海機電工程研究所，上海 201109）

0 引言

作戰(zhàn)飛機是各類防空武器的主要作戰(zhàn)對象，飛機結(jié)構(gòu)的沖擊損傷特性是其易損性研究的基礎(chǔ)，也是戰(zhàn)斗部設計和威力評估的主要依據(jù)。目前，F(xiàn)-22、F-35、B-2 等飛機在西太平洋地區(qū)已形成常態(tài)化駐防態(tài)勢，這些飛機大量使用了碳纖維復合材料。F-22 的復合材料用量占到全機重量的25%，主要用在機翼壁板、垂尾、機身蒙皮、方向舵等部位［1］。碳纖維層合板是最重要的航空復合材料結(jié)構(gòu)。戰(zhàn)斗部破片沖擊作用下碳纖維層合板結(jié)構(gòu)的損傷與金屬結(jié)構(gòu)有著巨大差異，碳纖維制約著損傷在復合材料結(jié)構(gòu)中的擴展，而分層卻大幅降低了層合板結(jié)構(gòu)的承壓能力。復合材料在先進軍機上的大量使用，迫切需要開展戰(zhàn)斗部破片對復合材料層合板結(jié)構(gòu)的沖擊損傷特性研究，為戰(zhàn)斗部破片設計和毀傷效能評估提供理論指導和技術(shù)支撐。

戰(zhàn)斗部破片對復合材料層合板的沖擊是沖擊載荷隨時間、結(jié)構(gòu)變形和損傷擴展等演變的復雜過程。復合材料層合板沖擊損傷情況與層合板材料特性、鋪層方式、加工工藝及破片的速度、外形、質(zhì)量等密切相關(guān)。沖擊條件不同，層合板的損傷模式和損傷范圍也不同，其可能的損傷機理包括纖維剪切斷裂、纖維拉伸斷裂、基體開裂、纖維與基體界面分層、脫膠等［2-7］。

本文選用靶板分層區(qū)域垂直疊加后的損傷面積表征層合板的損傷程度，該面積值越大，層合板剩余承載能力越小，其沖擊損傷程度也就越嚴重［8］。用空氣炮驅(qū)動平頭圓柱模擬破片沖擊層合板，記錄并測量了不同破片速度下層合板的損傷形貌和損傷程度。為彌補空氣炮試驗速度低、試驗樣本量小等不足，借助有限元軟件ABAQUS 開展了層合板沖擊損傷數(shù)值仿真試驗，還制作碳纖維層合板試驗件搭載了不同戰(zhàn)斗部靜爆試驗。通過對試驗結(jié)果進行統(tǒng)計和理論分析，獲得了單枚破片速度對碳纖維層合板沖擊損傷的影響規(guī)律。本研究所得規(guī)律可供反復合材料目標導彈戰(zhàn)斗部設計參考。

1 空氣炮沖擊試驗

1.1 試驗設備及試驗件

空氣炮試驗設備如圖1 所示，調(diào)節(jié)氣炮膛壓可控制模擬破片的速度，用XGK-2002 紅外光屏測速系統(tǒng)對沖擊前破片速度進行測量。鋼質(zhì)平頭圓柱模擬破片質(zhì)量為5 g，直徑7.7 mm，長度13.5 mm。模擬破片的最大沖擊速度約460 m/s。為了減小圓柱模擬破片翻轉(zhuǎn)對著靶姿態(tài)和碰撞接觸面積的影響，設定氣炮口與靶板間距100 mm，并在分析結(jié)果時根據(jù)入射面的碰撞痕跡對彈丸翻轉(zhuǎn)嚴重的試驗件進行了剔除。

圖1 空氣炮試驗裝置示意圖Fig.1 Schematic diagram of the gas gun impact test system

試驗件為江蘇恒神股份有限公司生產(chǎn)的碳纖維層合板方板，由平紋機織預浸料采用真空輔助樹脂滲透成形（VARI）工藝制成。邊長200 mm，厚度5 mm，纖維體積含量60%，層合板面密度為7.38 kg/m2。預浸料成型厚度為0.221 mm，織物牌號為HFW200PA3-1/1，碳纖維型號為HF10，紗線絲數(shù)為3 k，拉伸強度為3 530 MPa，拉伸模量為230 GPa，最大伸長率為1.5%，其力學性能與T300 相當。樹脂類型為EH301 液體環(huán)氧樹脂。所有層合板試件均由0°/90°和-45°/+45°的平紋編織布交替對稱鋪覆，共24 層，結(jié)構(gòu)如圖2 所示。

圖2 層合板試驗件鋪層結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic diagram of the layer structure of the trial targets

1.2 層合板沖擊損傷形貌

沈真等［9］在研究層合板低速沖擊損傷時依據(jù)損傷外在特征將其分為無損傷狀態(tài)、表面目視幾乎不可見損傷、表面目視可檢損傷和穿透損傷4 類。破片沖擊屬于高速沖擊，對層合板均造成穿透損傷。根據(jù)損傷形貌可進一步將其分為背面裂縫型、背面炸裂型和切孔型3 類。

1.2.1 背面裂縫型損傷

沖擊速度v0為243 m/s 和288 m/s 的試驗件呈現(xiàn)背面裂縫型損傷。背面裂縫型損傷的主要外在特征有：破片嵌入靶板或者從靶板反彈跌落。正面接觸區(qū)域有沖塞孔，背面損傷區(qū)域近似呈正方形，背面沿對角線方向有裂縫，裂縫處可見纖維拔出和纖維斷裂，鋪層斷裂面沿著沖擊速度方向推出，產(chǎn)生較大殘留變形，背面損傷面積明顯大于接觸區(qū)域面積。其損傷部位高壓水切割所得剖面形貌如圖3所示。從損傷部位的剖面可見，靠近入射面處沖塞孔大致呈柱狀，而在靠近出射面處損傷區(qū)域沿厚度呈錐狀。

圖3 背面裂縫型損傷的典型剖面（v0=288 m/s）Fig.3 Typical cross-section of rear crack damage（v0=288 m/s）

1.2.2 背面炸裂型損傷

沖擊速度v0為355 m/s 的試驗件呈現(xiàn)背面炸裂型損傷。背面炸裂型損傷的主要外在特征為：破片穿透靶板飛出，靶板正面接觸區(qū)域有沖塞孔，孔邊緣可見毛糙斷裂痕跡；靶板背面有炸裂區(qū)域，炸裂區(qū)域內(nèi)鋪層分層嚴重，分層后的織物呈片狀炸裂，與相鄰聯(lián)通區(qū)域之間有明顯的“折痕”，并有部分材料折斷飛出。背面炸裂型損傷的典型剖面形貌如圖4 所示。背面損傷區(qū)域面積明顯大于正面損傷區(qū)域及接觸區(qū)域，且有較多沖擊產(chǎn)物飛出造成較大質(zhì)量損失。

1.2.3 切孔型損傷

圖4 背面炸裂型損傷典型剖面形貌（v0=355 m/s）Fig.4 Typical cross-section of rear blowout damage（v0=355 m/s）

當沖擊速度更高時（v0≥409 m/s），模擬破片從靶板穿透過去后，在靶板上留下一個與接觸形狀相似的通孔，形成切孔型損傷，孔兩側(cè)表面基本平滑?？諝馀跊_擊所得切孔型損傷部位剖面如圖5 所示。受一級空氣炮最高沖擊速度所限，沖擊背面仍存在少量拉伸破壞痕跡。

圖5 氣炮造成的切孔損傷剖面形貌（v0=409 m/s）Fig.5 Cross-section of cutting bore damage due to gas gun（v0=409 m/s）

1.3 層合板分層面積隨沖擊速度的變化

美國物理聲學公司的水浸超聲無損探傷設備Pocket UT，如圖6 所示，配合AS-XY 雙軸自動掃查器，對沖擊后試件的內(nèi)部損傷進行檢測，用專用軟件對掃描數(shù)據(jù)進行可視化處理，并識別分層損傷范圍。

圖6 水浸超聲無損檢測裝置Fig.6 Ultrasonic non-destructive testing system under water

超聲檢測所得試驗件內(nèi)部分層圖像如圖7 所示。分層圖像由位置和范圍大小不同的分層損傷垂直疊加在一起形成，圖7 中顏色深度不同表示分層位置不同，先用黃色虛線勾畫最大區(qū)域邊緣，圈定其內(nèi)部分層損傷范圍，再用掃描圖像面積統(tǒng)計法對C 掃描圖像中的內(nèi)部分層損傷范圍的面積進行測算。雖然用圖像面積統(tǒng)計測算損傷面積具有一定模糊性，這種模糊性會造成方法性系統(tǒng)誤差，損傷面積差別較大時，該方法不影響破片速度對損傷程度的趨勢性影響規(guī)律研究。

圖7 內(nèi)部分層損傷范圍的確定Fig.7 Determination of the internal delamination damage range

空氣炮沖擊試驗件分層損傷面積隨模擬破片速度的變化散布如圖8 所示。

圖8 氣炮試驗分層面積隨沖擊速度變化散布圖Fig.8 Scatter diagram of the delamination area with the impact velocity tested by gas gun

由圖8 可知，對給定靶板和破片，隨沖擊速度增大，層合板分層損傷面積并非單調(diào)變化，而是存在最大值。

2 數(shù)值仿真試驗

由于空氣炮試驗樣本量少，且最大速度較低。為了彌補上述空氣炮沖擊試驗的不足，本文使用有限元軟件ABAQUS 開展了層合板沖擊損傷數(shù)值仿真試驗。

2.1 數(shù)值模型

在復合材料沖擊損傷仿真研究中，材料的初始損傷判定、損傷演化準則以及最終失效判斷是建立數(shù)值模型的關(guān)鍵。

本文采用連續(xù)介質(zhì)損傷力學模型與內(nèi)聚力模型相結(jié)合的本構(gòu)模型，使用ABAQUS/Explicit 進行復合材料層合板高速沖擊過程的有限元模擬。用八節(jié)點一階減縮積分單元（C3D8R）模擬復合材料織物層，并通過沙漏控制改善其過大變形。在復合材料層間引入界面元（COH3D8）采用節(jié)點融合的方式與復合材料織物層相互連接。這樣既保證了位移的連續(xù)性，又可以通過失效準則對分層破壞進行模擬。

仿真中對層合板采用了側(cè)邊固支，并在沖擊點附近進行了網(wǎng)格加密。對模擬破片離散后添加剛體約束并設置參考點，破片的質(zhì)量與載荷都集中在參考點上。材料力學性能參數(shù)由生產(chǎn)廠商提供，其他模型參數(shù)由文獻［10］獲得。所建立的復合材料層合板破片沖擊有限元模型如圖9 所示。

圖9 復合材料層合板有限元模型Fig.9 Finite element model of composite laminate

在判定材料初始損傷時選用了工程中應用較廣的三維Hashin 準則，區(qū)分纖維及基體的不同破壞模式，根據(jù)不同的失效模式定義了相應的等效應力，并將等效應力達到1 的時刻作為損傷的起始時刻［11］。在復合材料損傷演化模擬過程中使用內(nèi)部損傷變量表征材料的損傷狀態(tài)，并將損傷變量引入材料折減系數(shù)的表達式中，建立了材料性能逐漸退化的函數(shù)關(guān)系。損傷變量的演化規(guī)律是由斷裂能釋放率按照指數(shù)形式折減控制的［12-13］。

2.2 數(shù)值仿真與氣炮試驗結(jié)果對比

質(zhì)量5 g 的平頭圓柱以288 m/s 的速度垂直入射沖擊5 mm 厚度碳纖維織物層合板的損傷形貌，如圖10 所示。

圖10 背面裂縫型損傷結(jié)果對比Fig.10 Comparison of the impact results of back crack damage

圖10（a）為氣炮試驗所得損傷形貌，圖10（b）為數(shù)值仿真結(jié)果，兩者從左至右依此為沖擊正面俯視、沖擊背面俯視和沖擊背面平視的損傷形貌。實物試驗和數(shù)值仿真所得損傷類型均為背面裂縫型，模擬破片均嵌入靶板中。但仿真試驗背面為龜裂狀斷裂而非氣炮試驗的十字形裂縫，分析認為這是由仿真中對復合材料鋪層等效為各向異性勻質(zhì)材料而引起的。

圖11（a）和圖11（b）分別為氣炮所得損傷區(qū)域的C 掃描圖和仿真結(jié)果中將各層間界面損傷區(qū)域疊加圖，兩者形狀形似，用圖形面積統(tǒng)計法獲得兩者的分層面積分別為1 591 mm2和1 619 mm2，可見數(shù)值仿真結(jié)果與實驗結(jié)果一致性較好。

2.3 不同速度下層合板沖擊損傷仿真結(jié)果

運用上述沖擊損傷數(shù)值仿真模型，開展了一系列數(shù)值模擬試驗?？紤]到在150～400 m/s 沖擊速度范圍內(nèi)分層損傷面積存在拐點和最大值，所以在該范圍內(nèi)速度步長取25 m/s。而在600 m/s 以上，速度步長取200 m/s。數(shù)值仿真試驗所得復合材料層合板沖擊分層損傷面積隨沖擊速度的變化規(guī)律散布，如圖12 所示。

圖11 背面裂縫型分層損傷面積對比Fig.11 Comparison of the delamination areas of back crack damage

圖12 內(nèi)部分層面積隨沖擊速度的變化規(guī)律Fig.12 Variation of the internal delamination area with the impact velocity

由圖12 可知，當沖擊速度大于某特定值時，分層損傷面積隨著沖擊速度的增大而快速減小，之后向切孔面積收斂。該特定值在層合板的沖擊臨界速度附近，后文將開展進一步分析。

3 戰(zhàn)斗部靜爆試驗

制作了三塊不同試驗件分別搭載了兩次戰(zhàn)斗部靜爆試驗。所用試驗件材料與空氣炮試驗件為同廠家、同材料類型。第一次戰(zhàn)斗部靜爆試驗所用試驗件為圖13 所示的壁厚為7.5 mm、邊長為1 m 的典型航空大開口壁板結(jié)構(gòu)，破片為3.5 g 鎢合金立方塊，破片著靶速度為1 680 m/s。

圖13 戰(zhàn)斗部靜爆沖擊典型航空大開口壁板結(jié)構(gòu)Fig.13 Typical aircraft perforated structure due to warhead static detonation impact

第二次戰(zhàn)斗部靜爆試驗的試驗件為2 塊層合板平板，厚度分別為4.3 mm 和7.5 mm，破片尺寸為8.8 mm×8.8 mm×5.2 mm、質(zhì)量6 g 的鎢合金片，破片著靶速度為1 500 m/s。其中，4.3 mm 厚度層合板的切孔損傷如圖14 所示。

圖14 戰(zhàn)斗部靜爆切孔損傷外觀Fig.14 Appearances of the cutting bore damage due to warhead static detonation

兩次戰(zhàn)斗部靜爆試驗破片對層合板均造成切孔型損傷，剪切孔孔徑略大于破片的體對角線尺寸，經(jīng)無損檢測發(fā)現(xiàn)孔邊未見明顯的分層區(qū)域，可認為分層區(qū)域面積與切孔損傷面積相當。

4 試驗結(jié)果綜合分析

4.1 不同損傷形貌形成機理分析

綜合實物試驗與仿真試驗結(jié)果可以看出，在本文研究速度范圍之內(nèi)，隨著破片速度的增大，沖擊損傷的類型、范圍和耗能機理都會發(fā)生變化。對于給定破片和復合材料層合板，當破片速度較低時，沖擊對層合板沖擊造成背面裂縫型或背面炸裂型損傷，沖擊正面呈現(xiàn)出剪切破壞的跡象，而背面則呈現(xiàn)出拉伸斷裂的特征，且在沖擊部位附近有較大分層；當破片速度大到一定程度后，沖擊造成切孔型損傷，分層損傷面積隨速度的升高迅速降低。

對上述規(guī)律，可從損傷機理出發(fā)解釋如下：復合材料層合板受沖擊時，沖擊載荷以彈性波、塑性波等形式在層合板結(jié)構(gòu)中傳播，破片的沖擊速度不同，造成的應力波的大小不同。不同形式的應力波在層合板各層內(nèi)和層間傳播，并在鋪層界面上發(fā)生反射、透射、疊加與衰減，使得各鋪層的變形和應力情況非常復雜。當應力大于材料極限應力時，材料發(fā)生破壞，其破壞類型與應力的形式相對應［13］。

在破片沖擊作用下，層合板靠近沖擊正面的基體材料首先被壓潰失去對纖維的支撐作用，纖維則在剪切梯度作用下被剪斷。若破片速度較小，隨著侵徹的推進和破片速度v的降低，層合板中存在剪切載荷降低到等于剪切強度的某處，此處即為剪切破壞與拉伸破壞的分界面。該分界面背后的材料承受拉伸載荷，最外層鋪層拉伸變形最大而最先拉伸斷裂，次外層依次拉伸斷裂，其損傷剖面如圖3所示。

背面炸裂型損傷的形成機理為：由于破片的速度更高，裂縫附近的材料斷裂后具有較高的速度，而距離裂縫較遠的材料則受到更遠處層間材料和鋪層材料的牽制作用，從而在某處形成彎折，折斷后的鋪層碎片脫離靶板飛出造成質(zhì)量損失，而有些彎折后根部仍與靶板相連。其剖面形貌如圖4 所示。

若破片速度和能量足夠高，則侵徹過程的時間很短，沖擊損傷僅能傳播到距離沖擊點較近的區(qū)域內(nèi)，且沿厚度方向大部分鋪層均發(fā)生剪切破壞，而無拉伸斷裂。被剪斷的材料和破片一起飛出形成剪切通孔造成，如圖5 所示的切孔型損傷。

4.2 分層形成機理分析

氣炮試驗顯示背面裂縫型和背面炸裂型損傷都存在著嚴重的內(nèi)部分層。分層的力學實質(zhì)是層合材料層間斷裂，其發(fā)生和擴展主要受層間應力的控制。按照受力形式的不同，分層機理可分為張開型（I 型）斷裂、滑開型（II 型）斷裂和撕開型（III 型）斷裂三種基本類型。不同分層機理對應的應力極限具體類型也不同。

層合板分層的部位和類型如圖15 所示。在沖擊速度不是很高時，層合板中同時存在著剪切破壞和拉伸破壞，在剪切與拉伸的分界面附近會發(fā)生I 型斷裂分層。I 型斷裂分層的機理為：破片作用于靶板所產(chǎn)生的壓縮應力波傳播速度比破片運動速度快，壓縮應力波在靶板背面反射形成的強拉伸波與破片相遇，其相遇點便是剪切破壞與拉伸破壞的分界面［3］。反射拉伸波與破片沖擊力在層合板內(nèi)形成反向面外拉應力，當該拉應力大于纖維和基體的粘接強度或基體材料的抗拉強度時，在層間微裂紋、空洞、雜質(zhì)、界面脫黏點等缺陷部位引起層間張開型斷裂，并擴展形成分層。而在拉伸破壞區(qū)域，各鋪層內(nèi)的材料強度較大而層間強度較小，拉伸區(qū)域在向沖擊后方變形的過程中，各鋪層之間存在較大的變形不協(xié)調(diào)，從而在層間發(fā)生滑開型（II型）和撕開型（III 型）分層。由平紋織物預浸料層合板的撕開型斷裂的成分很小，主要為滑開型分層［10］。氣炮試驗表明，I 型分層區(qū)域大于II 型和III型，各分層疊加后的最大分層面積主要由I 型分層范圍決定。

圖15 層合板沖擊分層類型與位置示意圖Fig.15 Schematic diagram of the delamination types and positions of laminate impact

4.3 造成最大分層的破片速度討論

圖8 和圖12 中，與最大分層面積對應的沖擊速度出現(xiàn)在沖擊臨界速度（或稱為彈道極限速度）附近。沖擊臨界速度是指被測試樣品能夠阻擋的沖擊物的最大入射速度，在該速度下靶板不被貫穿［14］。靶板的沖擊臨界速度與靶板面密度基本呈線性關(guān)系，而靶板吸能與面密度成二次拋物線關(guān)系，當破片沖擊速度大于沖擊臨界速度時，拋物線的斜率減?。?5］。因此，造成切孔型損傷時隨著破片速度（動能）的增大，層合板的損傷面積（能量吸收）反而減小，背面炸裂型損傷與切孔型損傷的轉(zhuǎn)換點應該在靶板吸能最大點附近。

但需要強調(diào)的是，沖擊臨界速度并不是背面裂縫型損傷和背面炸裂型損傷的嚴格的分界點，而沖擊速度大于臨界速度一定值以后，沖擊才會造成背面炸裂型損傷，且內(nèi)部分層面積最大。

5 結(jié)束語

1）復合材料層合板沖擊損傷形態(tài)可分為背面裂縫、背面炸裂和切孔等類型，其損傷形態(tài)與損傷過程和損傷機理密切相關(guān)。不同的破片速度造成的沖擊損傷形態(tài)不同，損傷程度也不同。

2）當破片速度小于層合板沖擊臨界速度時，造成背面裂縫型損傷，隨著沖擊速度增大內(nèi)部分層面積增大；沖擊速度略大于沖擊臨界速度時，造成背面炸裂型損傷，層合板的損傷面積最大；而當沖擊速度遠大于沖擊臨界速度時，造成切孔型損傷，損傷面積隨著沖擊速度的增大而減小，并趨近于切孔面積。

3）為提高對復合材料結(jié)構(gòu)的毀傷效果，應使戰(zhàn)斗部破片的著靶速度略大于層合板的沖擊臨界速度。