解江 遲琪琳 劉亞婷 牟浩蕾 馮振宇

摘要：通過(guò)有限元仿真方法研究了碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料靶板在圓柱形彈體沖擊作用下的彈道沖擊特性，并通過(guò)空氣炮試驗(yàn)分析了2.5D機(jī)織復(fù)合材料的彈道極限速度范圍和典型失效模式，與仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證了模型的準(zhǔn)確性。在此基礎(chǔ)上，利用彈道沖擊仿真模型針對(duì)圓柱形彈體不同傾斜角度以及不同彈體形狀（圓柱形、球形、葉片形）情況下，分別研究2.5D機(jī)織復(fù)合材料的彈道沖擊特性。結(jié)果表明，彈道沖擊作用下，碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料靶板的破壞模式主要為剪切充塞失效，且在彈孔周?chē)猩倭坷w維拔出；球形彈體的彈道極限與圓柱形彈體的彈道極限基本一致，葉片形彈體的彈道極限速度明顯小于球形彈體和圓柱形彈體。葉片形彈體更易穿透靶板；對(duì)于圓柱形彈體，當(dāng)彈體傾斜角度小于45°時(shí)，彈體的彈道極限速度隨傾斜角度的增大呈線(xiàn)性增大，傾斜角度大于45°時(shí)，彈體的彈道極限速度基本不發(fā)生變化。

關(guān)鍵詞：2.5D機(jī)織材料；彈道沖擊；彈體傾斜角度；彈道極限；損傷情況

中圖分類(lèi)號(hào)：V258文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.12.006

基金項(xiàng)目：航空科學(xué)基金（201941067001）

纖維增強(qiáng)復(fù)合材料以其優(yōu)異的力學(xué)性能，質(zhì)量輕、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，已經(jīng)成為使用量最廣泛的材料之一。碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料（CFRP）作為當(dāng)前最先進(jìn)的纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，在航空航天領(lǐng)域有著大量的應(yīng)用，如航天飛機(jī)的艙門(mén)、民航客機(jī)部分機(jī)體結(jié)構(gòu)，以及發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇機(jī)匣等結(jié)構(gòu)部件。在商用大涵道比航空發(fā)動(dòng)機(jī)中，風(fēng)扇機(jī)匣等冷端部件已經(jīng)開(kāi)始大量使用復(fù)合材料[1-2]。其中，GEnx發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇機(jī)匣材料為碳纖維二維三軸編織復(fù)合材料，LEAP-X發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣則使用的是碳纖維2.5D編織復(fù)合材料，PW1100G發(fā)動(dòng)機(jī)則采用了碳纖維預(yù)浸料鋪層/熱壓罐成形全復(fù)合材料機(jī)匣[3]。

近年來(lái)，研究人員對(duì)各種類(lèi)型的復(fù)合材料進(jìn)行了大量的沖擊試驗(yàn)和仿真分析，旨在探究不同材料的彈道沖擊特性，對(duì)彈道極限等指標(biāo)進(jìn)行評(píng)估，唯象分析材料的損傷形貌和失效機(jī)理，對(duì)復(fù)合材料的彈道沖擊性能進(jìn)行判斷。

Roberts等[4]使用鈦合金彈體對(duì)層合工藝成形的玻璃纖維層合復(fù)合材料半圓環(huán)開(kāi)展了沖擊試驗(yàn)，識(shí)別出分層損傷可以增加材料的彈道極限速度，但是大面積的分層損傷導(dǎo)致材料的結(jié)構(gòu)完整性很差。Arizona州立大學(xué)Mobasher團(tuán)隊(duì)[5-7]和Binieda團(tuán)隊(duì)[8-9]分別對(duì)芳綸纖維層合復(fù)合材料和碳纖維層合復(fù)合材料機(jī)匣結(jié)構(gòu)進(jìn)行彈道沖擊試驗(yàn)與仿真分析。結(jié)果表明，復(fù)合材料機(jī)匣的比吸能高于金屬材料機(jī)匣，證明復(fù)合材料的彈道吸能效率高于金屬材料；并且認(rèn)為可以采用靶板彈道沖擊試驗(yàn)對(duì)機(jī)匣用復(fù)合材料的包容潛力進(jìn)行評(píng)估。Ahmed等[10]研究了碳纖維和芳綸纖維三維正交機(jī)織復(fù)合材料板的彈道沖擊性能，試驗(yàn)結(jié)果表明芳綸纖維板彈道性能優(yōu)于碳纖維板。Tim等[11]研究了玻璃纖維層合材料、碳纖維層合材料和碳纖維三維編織材料的彈道沖擊性能，得出玻璃纖維材料彈道沖擊性能優(yōu)于碳纖維材料，三維編織材料的損傷容限大于層合材料。劉璐璐等[12]研究了碳纖維增強(qiáng)鍛紋機(jī)織復(fù)合材料的彈道沖擊破壞機(jī)理，并建立了彈體沖擊靶板過(guò)程能量變化的微分方程，通過(guò)理論分析模型可以有效預(yù)測(cè)復(fù)合材料靶板的彈道極限。王計(jì)真等[13]提出一種施加初始應(yīng)力對(duì)復(fù)合材料層合板進(jìn)行高速?zèng)_擊試驗(yàn)的方法，結(jié)果表明，面內(nèi)初始應(yīng)力對(duì)其高速?zèng)_擊行為影響顯著。胡靜等[14]探究彈體斜撞擊下撞擊角度對(duì)鋁合金板抗沖擊性能的影響，結(jié)果表明，彈體的彈道極限隨其撞擊角度呈先減小后增大的趨勢(shì)，15°時(shí)彈道極限最小。Yang等[15]采用DIC測(cè)試手段研究了三維機(jī)織復(fù)合材料在球形子彈高速?zèng)_擊過(guò)程中的變形和失效行為，并發(fā)現(xiàn)在沖擊過(guò)程中復(fù)合材料吸收的能量隨子彈入射速度的增大而增大。Stefano等[16]通過(guò)打靶試驗(yàn)對(duì)比了具有不同機(jī)織結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料在鋼制球形子彈沖擊作用下的彈道極限速度，發(fā)現(xiàn)機(jī)織結(jié)構(gòu)對(duì)材料的抗彈性能有明顯影響，并且機(jī)織復(fù)合材料的彈道極限速度高于鋪層復(fù)合材料。

在仿真研究領(lǐng)域，Schwab等[17]提出了一種基于殼單元的機(jī)織增強(qiáng)復(fù)合材料板的沖擊仿真方法。該方法有較高的計(jì)算效率，可作為一種有效的研究機(jī)織復(fù)合材料靶板沖擊損傷行為的方法。Pasquali等[18]提出了一種理論公式來(lái)模擬高速?zèng)_擊作用下復(fù)合材料靶的力學(xué)響應(yīng)、損傷和能量吸收機(jī)理。該方法利用應(yīng)力波傳播理論描述了子彈與靶標(biāo)之間的能量傳遞。Wade等[19]利用LS-DYNA？中MAT54材料模型模擬了正弦截面的碳纖維/環(huán)氧單向預(yù)浸帶復(fù)合材料試樣的靜態(tài)壓縮失效行為，并對(duì)數(shù)值模型的主要設(shè)定參數(shù)進(jìn)行了詳細(xì)的參數(shù)分析，包括元件尺寸、接觸定義、載荷曲線(xiàn)和軟化參數(shù)等。Ren等[20]對(duì)三維機(jī)織復(fù)合材料在橫向沖擊作用下的動(dòng)態(tài)力學(xué)響應(yīng)和損傷過(guò)程進(jìn)行了試驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，得出三維編織材料損傷主要是基體碎裂和纖維拉伸斷裂失效。莊福建等[21]總結(jié)分析了近年來(lái)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)虛擬試驗(yàn)技術(shù)的研究進(jìn)展，提出多尺度分析等關(guān)鍵技術(shù)發(fā)展方向，如多尺度高保真度的材料行為表征方法、高效可靠準(zhǔn)確的多尺度失效分析模型等。綜上所述，在復(fù)合材料彈道沖擊領(lǐng)域，國(guó)內(nèi)外研究團(tuán)隊(duì)主要針對(duì)層合材料進(jìn)行的研究較多，對(duì)于三維編織材料，特別是2.5D機(jī)織復(fù)合材料彈道沖擊性能的研究主要以試驗(yàn)研究為主。以試驗(yàn)與仿真相結(jié)合的方法對(duì)碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料彈道沖擊性能進(jìn)行研究，可以提高研究效率，節(jié)約試驗(yàn)成本。

本文主要通過(guò)試驗(yàn)與仿真相結(jié)合的方法探究碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料彈道沖擊特性。首先，通過(guò)VUMAT子程序來(lái)實(shí)現(xiàn)基于三維Hashin失效準(zhǔn)則的含損傷的2.5D機(jī)織復(fù)合材料本構(gòu)模型，從而建立碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料彈道沖擊仿真分析模型。此外，進(jìn)行空氣炮試驗(yàn)獲得碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料靶板彈道沖擊特性，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證模型有效性。最后，使用有限元方法探究彈體傾斜角度和彈體形狀對(duì)靶板彈道沖擊特性的影響。

1碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料彈道沖擊試驗(yàn)

空氣炮試驗(yàn)的主要目的是獲得碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料靶板的彈道沖擊特性，通過(guò)彈體剩余速度、靶板吸能總量等參數(shù)驗(yàn)證仿真模型的有效性。此外，通過(guò)高速攝像機(jī)記錄彈體的速度和沖擊過(guò)程。本試驗(yàn)采用空氣炮試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行彈道沖擊試驗(yàn)，試驗(yàn)參考復(fù)合材料沖擊試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)ASTM8101，根據(jù)江蘇心源航空研究所的沖擊動(dòng)力實(shí)驗(yàn)室實(shí)際工況進(jìn)行相應(yīng)的調(diào)整。

1.1碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料試驗(yàn)件

本文采用T700-S12K碳纖維和EPMOLD110樹(shù)脂，制成碳纖維2.5D編織復(fù)合材料靶板，如圖1所示。試驗(yàn)件由蕪湖鉆石飛機(jī)制造廠(chǎng)加工，通過(guò)RTM成形工藝，注膠壓力為0.2MPa，常溫固化時(shí)長(zhǎng)2h。試驗(yàn)件為方形，尺寸為250mm×250mm，厚度為5mm。試驗(yàn)件的纖維體積含量為53%。

1.2彈道沖擊試驗(yàn)方法

本文采用空氣炮試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行彈道沖擊試驗(yàn)?？諝馀谠囼?yàn)系統(tǒng)主要由外物發(fā)射系統(tǒng)、試驗(yàn)件固持與防護(hù)系統(tǒng)、高速攝影系統(tǒng)和應(yīng)變響應(yīng)測(cè)量系統(tǒng)組成，如圖2（a）所示。試驗(yàn)過(guò)程中，靶板上方放置一臺(tái)HX-3E高速攝影儀用于記錄彈體速度和彈道沖擊過(guò)程，拍攝頻率為30000幀/s。

靶板采用四周固支的方式進(jìn)行夾持，夾具由底座和壓板組成，用螺栓壓緊壓板，從而固定試驗(yàn)件。夾持后的試驗(yàn)件有效沖擊尺寸為210mm×210mm，并確保試驗(yàn)件的中心位置能夠?qū)?zhǔn)炮口，如圖2（c）所示。彈體采用TC4鈦合金，形狀為圓柱體，直徑為15mm，高度為25mm。彈體采用直徑50mm的尼龍彈托，內(nèi)部依靠圓形泡沫墊進(jìn)行固定，如圖2（b）所示。

對(duì)碳纖維2.5D編織復(fù)合材料靶板進(jìn)行100～300m/s的沖擊速度范圍沖擊試驗(yàn)，試驗(yàn)中沖擊速度選擇主要是考慮發(fā)動(dòng)機(jī)葉片失效后的飛出速度，并取得反彈與擊穿等多種結(jié)果，從而檢驗(yàn)復(fù)合材料靶板的抗沖擊能力。

1.3試驗(yàn)結(jié)果分析

根據(jù)上述公式，對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行計(jì)算，獲得靶板的彈道極限速度為134m/s，參考表1中的試驗(yàn)結(jié)果，可以判斷出靶板的彈道極限速度區(qū)域應(yīng)該在130～140m/s之間。根據(jù)總吸能量的計(jì)算結(jié)果可以看出，彈體完全侵徹靶板后靶板的吸能總量基本保持不變。

2彈道沖擊仿真分析模型

2.1有限元模型的建立

碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料靶板在彈道沖擊試驗(yàn)中幾乎不發(fā)生分層損傷[22]，因此靶板模型的單元選擇三維實(shí)體單元即可。靶板模型尺寸應(yīng)與試驗(yàn)件尺寸保持一致，為250mm×250mm的方板。靶板與彈體直接接觸區(qū)域?yàn)橹饕休d區(qū)域，為保證計(jì)算結(jié)果的準(zhǔn)確性，主要承載區(qū)域進(jìn)行網(wǎng)格加密。以沖擊位置為中心，對(duì)靶板中心100mm×100mm區(qū)域進(jìn)行加密，網(wǎng)格尺寸1mm×1mm，單元類(lèi)型為8節(jié)點(diǎn)六面體線(xiàn)性減縮積分單元（C3D8R），靶板網(wǎng)格細(xì)化后如圖3所示。圓柱形彈體在試驗(yàn)中幾乎不發(fā)生形變，因此將彈體作為剛體進(jìn)行定義。

靶板模型的邊界條件的設(shè)定與夾具對(duì)靶板的約束等效，將沿靶板邊緣寬10mm的區(qū)域固支，同時(shí)限制三個(gè)方向上的平移和旋轉(zhuǎn)，通過(guò)預(yù)定義場(chǎng)的方式給彈體賦予入射速度，建立的彈靶有限元模型如圖4所示。

2.2碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料本構(gòu)關(guān)系

碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料作為三維機(jī)織復(fù)合材料的一種形式，屬于三維正交各項(xiàng)異性材料，其彈性性能應(yīng)滿(mǎn)足廣義胡克定律。根據(jù)廣義胡克定律給出無(wú)損三維正交各項(xiàng)異性材料本構(gòu)方程，如式（3）、式（4）所示：

在VUMAT用戶(hù)材料子程序中，2.5D編織復(fù)合材料模型共需輸入19個(gè)材料參數(shù)，主要分為三類(lèi)，分別為材料纖維方向性能參數(shù)、剪切響應(yīng)參數(shù)和單元?jiǎng)h除參數(shù)。針對(duì)碳纖維2.5D編織復(fù)合材料，通過(guò)基礎(chǔ)力學(xué)性能試驗(yàn)確定其本構(gòu)模型輸入?yún)?shù)見(jiàn)表3。

3有限元模型有效性驗(yàn)證

使用上述有限元模型進(jìn)行彈道沖擊仿真分析，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。表4給出了彈道沖擊仿真結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)比記錄表，其中對(duì)比了彈體剩余速度、靶板總吸能量和靶板彈道極限三個(gè)參數(shù)?？梢钥闯?，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的誤差均小于10%，由于高速?zèng)_擊問(wèn)題屬于瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)問(wèn)題，試驗(yàn)本身存在一定誤差。因此，在高速?zèng)_擊仿真分析中，結(jié)果誤差小于10%是可接受的。表中1DelFlag=1：當(dāng)d1=dmax或d2=dmax時(shí)單元?jiǎng)h除。其中，損傷變量d1和d2分別與沿1方向和2方向的纖維斷裂有關(guān)，dmax為單元?jiǎng)h除判據(jù)中損傷變量最大值。

4不同彈體參數(shù)對(duì)2.5D編織復(fù)合材料彈道沖擊性能影響分析

目前，碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料已被用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)復(fù)合材料機(jī)匣、風(fēng)力發(fā)電設(shè)備葉片以及火箭發(fā)動(dòng)機(jī)外殼等多個(gè)領(lǐng)域，其遭受沖擊損傷的工況各有不同。為探究不同工況下，2.5D編織復(fù)合材料的抗沖擊性能，需要探究彈體的傾斜角度和彈體形狀對(duì)靶板彈道沖擊結(jié)果的影響。

4.1彈體傾斜角度對(duì)2.5D編織復(fù)合材料彈道沖擊性能的影響

采用圓柱形彈體進(jìn)行彈道沖擊仿真分析，主要模擬發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)軸破裂產(chǎn)生的碎塊對(duì)材料造成的沖擊影響。由于碎塊會(huì)以不同的傾斜角度撞擊發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣。因此，探究不同傾斜角度對(duì)2.5D編織復(fù)合材料彈道沖擊性能的影響，選擇彈體傾斜角度為15°，30°，45°，60°，75°的5種工況進(jìn)行對(duì)比分析（見(jiàn)圖5），判斷傾斜角度對(duì)材料彈道沖擊性能的影響，從彈道極限、吸能總量、單位面密度吸能等方面對(duì)2.5D編織復(fù)合材料彈道沖擊性能進(jìn)行判斷，識(shí)別彈體傾斜角度對(duì)2.5D編織復(fù)合材料彈道沖擊性能的影響。

首先，從彈體速度變化的角度分析不同傾斜角度對(duì)靶板的彈道極限的影響，圖6給出了不同傾斜角度下彈體以220m/s的入射速度沖擊靶板時(shí)的速度變化曲線(xiàn)。從圖中可以看出，隨著彈體傾斜角度的增加，彈體的剩余速度呈減小趨勢(shì)，且在彈體傾斜角度小于45°時(shí)，彈體的剩余速度有明顯變化，初步分析是由于彈體發(fā)生傾斜會(huì)導(dǎo)致彈體與2.5D編織復(fù)合材料靶板的接觸面積增大，會(huì)增大沖擊損傷區(qū)域面積和彈體與靶板間的摩擦，導(dǎo)致靶板能量損耗增大以及剩余速度呈減小趨勢(shì)；當(dāng)彈體傾斜角度大于45°后，隨著彈體傾斜角度的增加，彈體的剩余速度沒(méi)有明顯變化，基本保持在140m/s左右。由于彈體傾斜角度超過(guò)45°后彈體與靶板的接觸面積并沒(méi)有明顯變化，彈體損傷區(qū)域面積變化不大，導(dǎo)致靶板能量損耗沒(méi)有明顯差別。

圖7給出了不同傾斜角度下彈體沖擊靶板時(shí)靶板吸能總量圖，從圖中可以看出，在彈體傾斜角度小于45°時(shí)，靶板的吸能總量隨彈體傾斜角度成線(xiàn)性增加，彈體每?jī)A斜15°，靶板吸能總量就增加30J。

從彈道極限和靶板吸能總量等多個(gè)角度綜合考慮，可以得出彈體發(fā)生傾斜后，彈體穿透靶板的難度也隨之增大，證明彈體垂直沖擊靶板時(shí)，最容易發(fā)生侵徹事件。因此，判斷復(fù)合材料靶板的彈道沖擊性能應(yīng)垂直入射復(fù)合材料靶板。同樣的，在驗(yàn)證環(huán)形、半環(huán)形等結(jié)構(gòu)試件的抗沖擊性能時(shí)，彈體垂直于結(jié)構(gòu)試件是最嚴(yán)酷的工況。

圖8為不同傾斜角度彈體穿透靶板時(shí)靶板損傷形貌圖，可以明顯看出，0°、15°、30°三個(gè)傾斜角度下，彈體穿透靶板的彈道極限速度增高，靶板的吸能總量增大；在45°、60°、75°三個(gè)傾斜角度下，靶板的損傷面積變化并不明顯，靶板的總吸能量沒(méi)有明顯的變化，彈體穿透靶板的彈道極限沒(méi)有明顯變化。從損傷形貌圖可以直觀(guān)地看出，靶板的損傷面積對(duì)靶板吸能總量的影響最大。靶板的損傷面積受彈體與靶板的接觸面積影響很大，彈體與靶板接觸面積越大，與彈體直接接觸的紗線(xiàn)越多，彈體需要破壞更多的紗線(xiàn)才能完成對(duì)靶板的侵徹，彈體必然需要消耗更多的動(dòng)能，使靶板的吸能總量顯著提高，使彈體穿透靶板的彈道極限更大。

4.2彈體形狀對(duì)2.5D編織復(fù)合材料彈道沖擊性能的影響

由于復(fù)合材料發(fā)動(dòng)機(jī)葉片斷裂損傷后，葉片會(huì)飛出撞擊到機(jī)匣，機(jī)匣必須具備一定的包容特性，需要考慮片狀彈體對(duì)2.5D編織復(fù)合材料的彈道沖擊性能的影響。同時(shí)，飛機(jī)在整個(gè)飛行過(guò)程中可能遭遇球形物體的沖擊。因此，本文又分別建立了葉片形彈體和球形彈體進(jìn)行彈道沖擊仿真，判斷不同彈體對(duì)材料彈道沖擊性能的影響，識(shí)別彈體形狀對(duì)2.5D編織復(fù)合材料彈道沖擊性能的影響。不同形狀彈體沖擊靶板模型如圖9所示。

本文在進(jìn)行變彈體分析時(shí)沒(méi)有采用剛體模型對(duì)彈體進(jìn)行定義，通過(guò)賦予彈體固定質(zhì)量來(lái)保證不同彈體具有相同的沖擊能量，在彈體幾何中心施加速度載荷，保證彈體垂直穿過(guò)靶板。圖10是不同形狀彈體沖擊靶板時(shí)速度變化曲線(xiàn)圖，可以看出直徑相同、質(zhì)量相同的球形彈體與圓柱形彈體的剩余速度差別不大，證明靶板的吸能總量差距并不明顯，但是圓柱形彈體的剩余速度略高于球形彈體，可能是由于球型彈體在穿透靶板的過(guò)程中損傷模式與圓柱形彈體的損傷模式存在不同，使得球形彈體的能量損耗更多。因此，圓柱形彈體比球形彈體有更大的剩余速度；相同質(zhì)量的葉片形彈體的剩余速度明顯大于圓柱形彈體和球形彈體，葉片形彈體與靶板的接觸面積最小，彈體的能量損耗也就最小，彈體的剩余速度一定最大。

根據(jù)表6中給出的計(jì)算結(jié)果可以看出，質(zhì)量和直徑完全相同的球形彈體和圓柱形彈體相比，球型彈體沖擊靶板時(shí)靶板的吸能總量比圓柱形彈體的吸能總量高10%，而葉片形彈體沖擊靶板時(shí)靶板的吸能總量?jī)H為圓柱形彈體的一半，證明彈體截面的長(zhǎng)徑比可以明顯影響靶板的吸能量。且葉片形彈體沖擊靶板時(shí)，靶板的吸能效率僅為20%。不同形狀彈體吸能情況如圖11所示。

圖12為不同形狀彈體沖擊靶板后靶板損傷形貌圖?？梢悦黠@看出，葉片形彈體的損傷面積明顯小于其他兩種彈體，葉片形彈體損傷面積呈明顯的矩形，且長(zhǎng)寬比很大，損傷面積越小則直接作用彈體的區(qū)域越少，單元破壞吸能總量越少，彈體穿透靶板的彈道極限速度越小。球形彈體穿透靶板時(shí)動(dòng)能耗散更多，彈道極限也就更高；葉片形彈體由于其彈體截面長(zhǎng)寬比比較大，彈體穿透靶板時(shí)靶板的損傷區(qū)域面積最小，因此葉片形彈體僅以很小的動(dòng)能耗散就可穿透靶板。

5結(jié)論

通過(guò)研究，可以得出以下結(jié)論：

（1）碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料侵徹失效模式主要為剪切充塞失效，彈孔周?chē)嬖谏倭坷w維拉伸斷裂。彈體完全侵徹靶板時(shí)，靶板的吸能總量基本保持不變。

（2）彈體傾斜角度小于45°時(shí)，靶板的總吸能量隨傾斜角度的變化呈線(xiàn)性變化趨勢(shì)。彈體傾斜角度大于45°時(shí)，靶板吸能總量基本保持不變。彈體的傾斜角度的變化會(huì)導(dǎo)致?lián)p傷區(qū)域面積的變化，彈體傾斜超過(guò)45°時(shí)，造成靶板的損傷區(qū)域面積基本上保持不變，導(dǎo)致吸能總量基本不變。

（3）彈體形狀對(duì)靶板吸能總量影響明顯，葉片形彈體的長(zhǎng)寬比較大，導(dǎo)致靶板損傷面積最小，造成更明顯的剪切損傷。因此，葉片形彈體最容易侵徹靶板。

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Ballistic Impact Performance of Carbon Fiber 2.5D Woven Composite and Simulation Analysis

Xie Jiang，Chi Qilin，Liu Yating，Mu Haolei，F(xiàn)eng Zhenyu

Key Laboratory of Civil Aviation Aircraft Airworthiness Certification Technology，Civil Aviation University of China，Tianjin 300300，China

Abstract： In this paper， the finite element simulation method is used to study the ballistic impact characteristics of a carbon fiber 2.5D woven composite material plate under the impact of a cylindrical projectile， and the ballistic limit speed range and the 2.5D woven composite material are determined through the air gun test typical failure modes are compared with simulation results to verify the accuracy of the model. On this basis， the verified ballistic impact simulation model is used to study the ballistic impact characteristics of the 2.5D woven composite material under different inclination angles of cylindrical projectiles， ball projectiles and blade projectiles. The results show that the failure mode of the carbon fiber 2.5D woven composite plate under ballistic impact is mainly shear filling failure， and a small amount of fiber is pulled out around the bullet hole； the ballistic limit of the spherical projectile is the same as that of the cylindrical projectile. The ballistic limit is basically the same， and the ballistic limit speed of the blade-type projectile is significantly lower than that of the ball-type projectile and the cylindrical projectile. Blade-type projectiles are easier to penetrate the target plate； for cylindrical projectiles， when the inclination angle of the projectile is less than 45°， the ballistic limit velocity of the projectile increases linearly with the increase of the inclination angle. When the inclination angle is greater than 45°， the ballistic limit speed of the projectile remains basically unchanged.

Key Words： 2.5D woven material； ballistic impact； projectile body inclination angle； ballistic limit； damage