王佳敏，門坤發(fā)，王 剛，宋 瑤，曹金華

(1.航空工業(yè)哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司，黑龍江 哈爾濱 150066；2.陸軍裝備部駐哈爾濱地區(qū)航空軍事代表室，黑龍江 哈爾濱 150066)

1 引 言

航空應(yīng)用的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)一般是由高性能的金屬或復(fù)合材料面板和低密度的Nomex或鋁蜂窩芯子組成的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，其特殊的結(jié)構(gòu)形式極大地增加了結(jié)構(gòu)的彎曲剛度，降低了自重并提高了結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性。由于比強(qiáng)度高、比剛度高等優(yōu)異的力學(xué)性能，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)廣泛應(yīng)用于各類航空器[1，2]，如直升機(jī)尾梁、垂尾蒙皮、油箱艙框腹板、飛機(jī)升降舵、地板、進(jìn)氣道、雷達(dá)罩、整流罩等大量地應(yīng)用了蜂窩夾層結(jié)構(gòu)[3，4]。

芯子和蒙皮之間的粘結(jié)缺陷(如脫粘、弱連接)是蜂窩夾層結(jié)構(gòu)應(yīng)用面臨的顯著問題[5，6]。研究應(yīng)用表明，面芯粘接缺陷會降低夾層結(jié)構(gòu)的承載能力及穩(wěn)定性，縮短結(jié)構(gòu)的使用壽命[7-10]。眾多學(xué)者及相關(guān)從業(yè)人員對蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的粘接性能、損傷等力學(xué)性能問題進(jìn)行了大量的研究。岳喜山等[11]研究了單側(cè)面板裂紋損傷對夾層結(jié)構(gòu)彎曲性能的影響，并通過三點(diǎn)彎曲試驗驗證了模型的正確性。郭軒等[12]通過三點(diǎn)彎曲試驗對蜂窩夾心結(jié)構(gòu)修理后的彎曲進(jìn)行了研究，驗證了修理工藝的可行性，并通過有限元模型研究了損傷尺寸和補(bǔ)片厚度對修理后結(jié)構(gòu)性能的影響。潘雄[13]研究了不同蜂窩高度、壁板厚度、約束條件下的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的軸壓試驗，對工程研究具有一定的參考價值。孫國恩等[14]通過仿真分析了不同速度對鋁蜂窩板沖擊動力響應(yīng)的影響，徐丹洋等[15]通過端部切口彎曲試驗，對泡沫夾層板在濕熱環(huán)境面芯的Ⅱ型界面剝離臨界能釋放率進(jìn)行了研究；Mohammed[16]研究了綠色材料組合的夾層結(jié)構(gòu)的壓縮性能和彎曲性能，對夾層結(jié)構(gòu)的選材與應(yīng)用有參考意義。白云鶴等[17]研究了高溫與脫粘對蜂窩夾層板模態(tài)性能的影響。但是，眾多研究模型的大部分只適用于特定材料的夾層結(jié)構(gòu)，并且需要試驗獲得模型中的參數(shù)。因此，對某一特定的工程實(shí)際問題，需要特定的試驗來解決。

某型直升機(jī)尾梁生產(chǎn)制造時，發(fā)現(xiàn)45°封邊框處存在脫粘問題。封邊框處應(yīng)用膨脹膠膜代替普通膠膜的設(shè)計方案，經(jīng)側(cè)壓和四點(diǎn)彎曲試驗驗證，膨脹膠膜的使用可以很好地解決封邊框處的脫粘問題。本文驗證封邊框處應(yīng)用不同膠膜對蜂窩區(qū)面芯界面連接強(qiáng)度的影響，設(shè)計四點(diǎn)彎曲試驗件，通過四點(diǎn)彎曲試驗施加純彎曲載荷，研究封邊框采用不同膠膜對面板和芯子膠接性能的影響。相關(guān)試驗設(shè)計和分析方法，可為類似工程問題及飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

2 試驗方法及試件修理

2.1 試驗方法

本試驗的目的是通過考核蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的彎曲性能來驗證面芯的膠接特性，因此通過四點(diǎn)彎曲試驗來施加純彎曲載荷。試驗方法參考標(biāo)準(zhǔn)ASTM C393/393M-06和ASTM D7249/D 7249M-06[18]。由于試件是在直升機(jī)尾梁左側(cè)蒙皮真實(shí)產(chǎn)品結(jié)構(gòu)上切割并修理的，為保證試件的數(shù)量及試件的破壞形式符合預(yù)期要求，設(shè)計的試件長度需要小于標(biāo)準(zhǔn)試件尺寸，并對試件尺寸及結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了再設(shè)計。

試件分為兩組，每組6個試件。(1)封邊框和蜂窩區(qū)應(yīng)用普通膠膜(Redux 322)的尾梁切割修理試件；(2)封邊框應(yīng)用膨脹膠膜(環(huán)氧膠膜DHS-179.295)，蜂窩區(qū)應(yīng)用普通膠膜的尾梁切割修理試件。兩組試件的區(qū)別是封邊框處是否使用膨脹膠膜。

參考上述標(biāo)準(zhǔn)對試件、支持和加載橫梁進(jìn)行設(shè)計。為弱化加載點(diǎn)、支持點(diǎn)的應(yīng)力集中，防止面板局部損壞，在加載和支持位置放置墊塊，四點(diǎn)彎曲試驗裝置如圖1所示。試驗在MTS材料試驗機(jī)上進(jìn)行，采用位移控制加載，加載速率為3mm/min。先對試驗件的內(nèi)面板進(jìn)行加載，試件破壞后，卸載并翻轉(zhuǎn)試件對外面板進(jìn)行加載。

圖1 四點(diǎn)彎曲試驗裝置及加載示意圖

2.2 試件設(shè)計與修理

尾梁蒙皮為鋁合金面板、Nomex芳綸紙蜂窩組合的夾層結(jié)構(gòu)。封邊框處膠膜分別為Redux 322和DHS-179.295，蜂窩區(qū)面板與芯子連接膠膜均為Redux 322。分別從現(xiàn)有的某型民機(jī)尾梁左側(cè)蒙皮封邊框使用普通膠膜和使用膨脹膠膜的結(jié)構(gòu)中各切出6個切割件，切割位置為無損檢測未發(fā)現(xiàn)脫粘的區(qū)域，尾梁左側(cè)蒙皮數(shù)模如圖2所示，45°封邊框夾層結(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖2 尾梁數(shù)模

圖3 45°封邊框蜂窩芯子夾層結(jié)構(gòu)示意圖

四點(diǎn)彎曲試驗的試件考核區(qū)是中間純彎曲段，為保證試件不在非考核區(qū)發(fā)生破壞，需要對加載區(qū)、支持區(qū)進(jìn)行加強(qiáng)，并減小中心彎曲段的寬度。另外，由于內(nèi)面板較薄，當(dāng)內(nèi)面板受拉時，為保證結(jié)構(gòu)破壞模式為外面板和芯子壓潰，而不是內(nèi)面板的拉伸破壞，需要對內(nèi)面板進(jìn)行加強(qiáng)。

試件修理流程如下：(1)將切割件打磨成350mm×150mm的矩形件；(2)按圖紙將支持區(qū)和加載區(qū)鉆孔；(3)中心考核區(qū)弱化，寬度上切割掉試件的一部分，打磨成光滑結(jié)構(gòu)；(4)將試件四周邊距20mm段的蜂窩芯子挖出；(5)在鉆孔和挖出芯子的位置注入ECS2010.20填料并常溫固化48h；(6)內(nèi)面板表面處理后粘貼同種材料且厚度為0.4mm的鋁板，在120℃下固化1±0.5h。試件二維圖見圖4，幾何參數(shù)和材料屬性見表1。

圖4 試件二維圖

表1 幾何參數(shù)和材料屬性

注:①C芯子壓縮模量；②初始厚度和修理后試驗件厚度

3 破壞值的工程算法

預(yù)期蜂窩夾層結(jié)構(gòu)四點(diǎn)彎曲試驗的主要破壞模式為：(1)芯子抗壓強(qiáng)度不夠時，在受壓一側(cè)最大彎矩處蜂窩及面板塌陷；(2)面板與芯子連接強(qiáng)度不夠時，在受壓一側(cè)彎矩最大處，面芯脫粘，面板失穩(wěn)屈曲。破壞模式如圖5所示。

(1)芯子塌陷 (2)蜂窩脫粘 圖5 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)四點(diǎn)彎曲破壞模式

根據(jù)經(jīng)驗公式計算芯子塌陷臨界應(yīng)力σcr：

(1)

式中，Ef是面板的彈性模量，tf是面板的厚度，s是蜂窩芯格的內(nèi)切圓直徑，σnc是芯子的壓縮抵抗強(qiáng)度，σe是面板的拉伸屈服強(qiáng)度。實(shí)際上，芯子壓縮抵抗強(qiáng)度足夠強(qiáng)時，當(dāng)面板進(jìn)入塑性，結(jié)構(gòu)仍然不會失穩(wěn)，因此上式計算偏保守。由于夾層結(jié)構(gòu)是由不同材料組成的，因此在受純彎曲載荷時，結(jié)構(gòu)的應(yīng)變變化是連續(xù)的，應(yīng)力變化不連續(xù)，如圖6所示。

圖6 夾層結(jié)構(gòu)橫截面應(yīng)力應(yīng)變變化

蜂窩芯子塌陷時，臨界載荷為：

(2)

4 試驗結(jié)果與分析

試件內(nèi)面板作為加載面的四點(diǎn)彎曲試驗結(jié)果如表2所示，典型的破壞模式如圖7所示。試驗結(jié)果表明，面板與芯子的連接強(qiáng)度大于蜂窩芯子的壓潰強(qiáng)度。

圖7 內(nèi)面板加載典型失效模式(蜂窩芯子塌陷&面板屈曲)

表2 試件試驗結(jié)果(內(nèi)面板加載)

注:YPZ-膨脹膠膜試件；WPZ-普通膠膜Redux 322試件；HC-蜂窩塌陷；HT-蜂窩拉伸破壞失效。

普通膠膜試件(WPZ)和膨脹膠膜試件(YPZ)的典型位移-載荷曲線如圖8所示，單條曲線代表最接近平均曲線的試件曲線。曲線的初始階段有微小波動，這是由于初始加載的加載位置接觸不穩(wěn)定導(dǎo)致的。曲線在加載穩(wěn)定之后直到破壞之前具有良好的線彈性，有膨脹膠膜試件比無膨脹膠膜試件的剛度偏低。圖9是試件失效承載力試驗值的對比圖，YPZ試件比WPZ試件的平均破壞值降低4.68%，表明前者的面芯連接強(qiáng)度弱于后者，即蜂窩區(qū)存在不可檢測的弱連接。

圖8 內(nèi)面板加載的典型載荷-位移曲線

圖9 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的平均破壞載荷與標(biāo)準(zhǔn)差

外面板作為加載面的四點(diǎn)彎曲試驗結(jié)果如表3所示，典型的破壞模式為蜂窩面板同時塌陷和芯子拉斷&面板屈曲兩種破壞模式，見圖10。芯子拉斷的原因是由于外面板加載的試件同內(nèi)面板加載是同一試件，內(nèi)面板在加載過程中造成了芯子胞壁的損傷，此種破壞模式試件試驗數(shù)據(jù)不計算在內(nèi)，但是從失效試件個數(shù)上可看出，YPZ試件芯子拉伸破壞個數(shù)更多，即封邊框膨脹膠膜環(huán)境下，芯子受拉伸載荷更容易損傷。外面板加載，封邊框膨脹膠膜環(huán)境的夾層板的破壞值降低3.27%。

圖10 外面板加載典型失效模式(蜂窩芯子拉斷&面板屈曲)

表3 試件試驗結(jié)果(外面板加載)

注:YPZ-膨脹膠膜試件；WPZ-普通膠膜Redux 322試件；HC-蜂窩塌陷；HT-蜂窩拉伸破壞失效。

5 結(jié) 論

(1)提出了一種工程結(jié)構(gòu)試驗件的設(shè)計及制備方法，針對封邊框使用不同膠膜環(huán)境的直升機(jī)尾梁蒙皮，切割修理試驗件。

(2)在純彎曲載荷作用下，封邊框使用膨脹膠膜降低了結(jié)構(gòu)的彎曲破壞值，即封邊框使用膨脹膠膜的尾梁在無損檢測未脫粘的蜂窩區(qū)存在不可檢測的弱連接。

(3)反面加載后， 封邊框使用膨脹膠膜的芯子拉斷試件個數(shù)更多，表明膨脹膠膜的使用導(dǎo)致芯子更容易受到拉伸損傷，結(jié)構(gòu)設(shè)計時應(yīng)考慮封邊框處膠膜使用對蜂窩區(qū)界面強(qiáng)度的影響。