姜封國 裴廷瑞 姜旭宏 于正 岳攀

復(fù)合材料加筋板高速?zèng)_擊的損傷研究

姜封國1裴廷瑞1姜旭宏2于正1岳攀1

（1 黑龍江科技大學(xué)建筑工程學(xué)院，哈爾濱 150027；2 黑龍江科技大學(xué)管理學(xué)院，哈爾濱 150027）

針對航天器保護(hù)材料遭受碎石沖擊的問題，提出采用對復(fù)合板進(jìn)行加筋處理的方式提高復(fù)合材料層合板抗彈體高速?zèng)_擊能力的方法。該方法利用ABAQUS建立有限元模型，對加筋板底層層合板內(nèi)部引用cohesive模擬出層間分層，將彈體設(shè)置為離散型剛體。模擬彈體對加筋板的垂直高速?zèng)_擊。通過分析彈體沖出板體的剩余速度研究復(fù)合材料加筋板的防彈效果。結(jié)果發(fā)現(xiàn)當(dāng)彈體沖擊點(diǎn)位于加筋條上時(shí)能很好地降低彈體的沖擊速度。并發(fā)現(xiàn)較小的筋條間距、較大的筋條厚度可以有效增加復(fù)合材料加筋板的抗沖擊能力，而筋條間隔不同對復(fù)合材料加筋板的抗沖擊能力的影響可以忽略不計(jì)，本文為后續(xù)航天器抗彈體高速?zèng)_擊能力研究提供了支撐。

復(fù)合材料加筋板；損傷特性；高速?zèng)_擊；有限元

0 引言

復(fù)合材料加筋板是土木工程中常見的結(jié)構(gòu)形式，遇到高速?zèng)_擊時(shí)，相比較于普通板，加筋板有良好的抗沖擊性能[1-3]，此性能在航空航天以及軍事領(lǐng)域有較好的應(yīng)用前景，如航天器在太空中高速飛行時(shí)，太空中的很多碎石一旦與航天器發(fā)生撞擊后果不堪設(shè)想，現(xiàn)階段航天器保護(hù)材料大多采用鋁合金和鎂合金，為了在提高剛度的同時(shí)減輕重量，已開始出現(xiàn)采用高模量石墨纖維增強(qiáng)的新型復(fù)合材料作為保護(hù)材料。未來的發(fā)展方向?yàn)樵谂摫谕忾g隔一定距離安裝一層或多層薄板防護(hù)屏，但這種方式需要發(fā)射額外的設(shè)備升空，這會(huì)導(dǎo)致成本的升高，所以在節(jié)約成本的前提下，如何通過改變現(xiàn)有結(jié)構(gòu)來增強(qiáng)飛行器的抗彈體高速?zèng)_擊能力就顯得至關(guān)重要。本文采用類似于混凝土加筋板的形式，將筋條添加在新型復(fù)合材料板上，研究加筋復(fù)合板對高速彈體的阻擋效果。

本文將借助有限元軟件ABAQUS，建立復(fù)合材料加筋板高速?zèng)_擊損傷有限元模型，劃分計(jì)算單元，建立邊界條件。以彈體的剩余速度作為指標(biāo)分析板材的抗沖擊性能，綜合分析復(fù)合材料加筋板受高速?zèng)_擊損傷特性，并對不同的沖擊點(diǎn)位置、筋條厚度和筋條間距對模擬結(jié)果的影響進(jìn)行分析研究。探究筋條對于抵抗彈體沖擊是否有效，試求筋條厚度，筋條間距以及撞擊點(diǎn)的不同對板材的沖擊效果，探求筋條增強(qiáng)板材抗撞擊能力的最優(yōu)模式。

1 復(fù)合材料加筋板高速?zèng)_擊損傷有限元模型

1.1 模型建立

為了能夠更為直觀的研究損傷情況，本文采用沿著復(fù)合材料層合板的厚度方向，根據(jù)材料自身的鋪層情況逐層劃分單元的方法，在層合板內(nèi)部引用cohesive還能夠模擬出層間分層的情況。層板的單元類型采用的是帶沙漏控制和縮減積分的八節(jié)點(diǎn)四邊形面內(nèi)通用連續(xù)殼單元（SC8R）。彈體設(shè)置為離散型剛體，彈體質(zhì)量作用于所設(shè)置的參考點(diǎn)上，參考點(diǎn)位于彈體沖頭的中心位置。

為了節(jié)省單元數(shù)量，在對模型劃分網(wǎng)格時(shí)，采用的是漸進(jìn)式的網(wǎng)格劃分，即越靠近沖擊點(diǎn)的位置網(wǎng)格數(shù)量越多，從而提高計(jì)算求解的效率，最終結(jié)果的精度也能有所保證。圖1為網(wǎng)格劃分情況，其中共有單元 45034個(gè)，結(jié)點(diǎn)50423個(gè)。

圖1 網(wǎng)格劃分

建立復(fù)合材料加筋板高速?zèng)_擊損傷有限元模型，加筋板的幾何參數(shù)如圖2所示，其圖中參數(shù)的單位為毫米，復(fù)合材料層板和加筋條均為Kevlar/epoxy材料，層板厚5mm，加筋條厚度為1mm，彈體選用半徑為4mm的剛性球形彈體，相關(guān)材料的具體參數(shù)如表1、表2所示。

圖2 復(fù)合材料加筋板的幾何參數(shù)

表1 彈體參數(shù)

表2 復(fù)合材料層合板參數(shù)

材料層板和筋條的單元類型采用的是帶沙漏控制和縮減積分的八節(jié)點(diǎn)四邊形面內(nèi)通用連續(xù)殼單元（SC8R），在層板內(nèi)部的鋪層之間引入界面單元（cohesive element）來模擬層間分層和脫粘情況，界面單元選用的是八節(jié)點(diǎn)三維粘性單元（COH3D8），界面單元的材料屬性與層板的力學(xué)性能一致，具體見表3。

表3 界面單元參數(shù)

1.2 模擬計(jì)算結(jié)果與分析

使用1.1節(jié)建立的板材模型。數(shù)值模擬時(shí)，球形彈的初始沖擊速度控制在250m/s～650m/s之間，分別對復(fù)合材料加筋板的正中心位置和T形筋條上方的中心位置進(jìn)行正面垂直高速?zèng)_擊，模擬得到剩余速度結(jié)果如圖3所示。

圖3 不同沖擊點(diǎn)剩余速度對比圖

從圖3中可以看出，加筋板肋條可以有效抵抗彈體的沖擊，相比較于直接沖擊沒有加筋的位置，彈體沖破肋條的剩余速度大約比彈體沖破中心位置少100m/s，但是隨著初始速度的增加，這個(gè)差值變得越來越小，當(dāng)彈體初始速度達(dá)到650m/s時(shí)，剩余速度相差只有50m/s左右，可以得出結(jié)論，當(dāng)彈體低速撞擊時(shí)，筋條可有效緩解沖擊力。

1.3 破壞形式

整個(gè)沖擊過程的持續(xù)時(shí)間只有約110μs。過程可分為四個(gè)階段：第一階段為沖壓開孔階段，迎彈面與球形彈在沖擊接觸區(qū)域發(fā)生剪切破壞，使得迎彈面出現(xiàn)凹坑，背彈面變形較??；第二階段，凹坑開始變深，筋條位置開始凸起變形，但是其變形比層板要?。坏谌A段為損傷擴(kuò)展階段，在此階段彈體侵入板材的程度增加，筋條位置的凸起開始變大，纖維發(fā)生斷裂損傷破壞，彈體基本完成了對層板的穿透，并繼續(xù)向外擴(kuò)展，層間剪切作用和沖擊所產(chǎn)生的應(yīng)力波導(dǎo)致了分層損傷；第四個(gè)階段為加筋條脫粘和破壞階段，彈體穿透層板后直接作用在筋條上，導(dǎo)致筋條與層板間的界面單元發(fā)生破壞導(dǎo)致筋條脫粘，脫粘后層板的彈性變形會(huì)慢慢復(fù)原[4-5]。

圖4給出了受彈體高速?zèng)_擊后復(fù)合材料加筋板T形筋條內(nèi)部的損傷情況，在沖擊點(diǎn)周圍以基體拉伸破壞為主，拉伸和壓縮破壞的區(qū)域不大，由于加筋板的邊界條件為四邊固支，筋條整體受到彈體沖擊而發(fā)生彎曲形變，筋條內(nèi)部的纖維主要承擔(dān)了沿著筋條方向產(chǎn)生的壓縮。所以從圖中能看出沿著筋條的上方出現(xiàn)纖維壓縮破壞[6-16]。圖中深色表示沒有發(fā)生變形的單元，圖中淺色表示變形最大的單元，而隨著深色逐漸變?yōu)闇\色則表示單元的變形隨之增大。

圖4 400m/s球形彈沖擊復(fù)合材料加筋板損傷（t=110μs）

2 相關(guān)參數(shù)對沖擊結(jié)果的影響

2.1 沖擊位置

復(fù)合材料加筋板在受到彈體的高速?zèng)_擊時(shí)，沖擊點(diǎn)具有很強(qiáng)的隨機(jī)性，因此需分析彈體沖擊位置不同時(shí)復(fù)合材料加筋板的抗彈性能。

為了研究沖擊位置對于彈體剩余速度的影響，本節(jié)采用1.1節(jié)所建立的模型，彈體為直徑8mm的球形彈，質(zhì)量為6.27g，初始速度為400m/s，起點(diǎn)為筋條正上方的中心位置、在垂直筋條方向每隔5毫米設(shè)定一個(gè)沖擊點(diǎn)，共計(jì)十個(gè)沖擊點(diǎn)，模擬彈體對這十個(gè)沖擊點(diǎn)進(jìn)行高速垂直沖擊的情況。圖5給出了彈體沖擊后的剩余速度曲線圖，由圖中結(jié)果可知，在球形彈體初始速度相同的情況下，沖擊點(diǎn)位于筋條附近時(shí)，彈體剩余速度急劇減小，而隨著沖擊點(diǎn)偏心距逐漸增大時(shí)，當(dāng)偏心距達(dá)到20mm左右時(shí)，剩余速度曲線逐漸趨于平穩(wěn)，筋條對沖擊結(jié)果的影響幾乎可以忽略。

根據(jù)上述模擬結(jié)果可知，彈體初始速度相同的情況下，剩余速度隨著沖擊點(diǎn)與筋條之間距離增大而減小，所以筋條能有效增加板材的抗沖擊性能。因?yàn)榻顥l可以增加板的彎曲剛度，但偏心距增加讓這種作用減弱，彎曲變形增大，從而導(dǎo)致板材的抗沖擊能力下降。

圖5 沖擊點(diǎn)位置不同時(shí)彈體的剩余速度

2.2 筋條厚度

本小節(jié)研究筋條厚度的不同對復(fù)合材料加筋板抗彈沖擊性能的影響。本節(jié)采用模型如1.1節(jié)，彈體初始速度設(shè)置為500m/s，球形彈的直徑為8mm，彈體質(zhì)量為6.27g，筋條的厚度依次取1mm、2mm、4mm和6mm，彈體的沖擊位置設(shè)置在筋條位置，根據(jù)模擬計(jì)算所得的結(jié)果展開分析。圖6給出了彈體沖擊不同厚度筋條后的剩余速度曲線圖，觀察圖中結(jié)果可知，彈體初速度相同的情況下，剩余速度會(huì)隨著筋條厚度的增加而迅速減少，這說明筋條厚度對于提高復(fù)合材料加筋板在筋條位置的抗彈性能有顯著的影響；而沖擊點(diǎn)在加筋板中點(diǎn)的彈體剩余速度卻沒有明顯提高，幾乎為一條直線，這說明筋條厚度對于加筋板的影響僅局限于筋條的附近。

圖6 筋條厚度不同時(shí)彈體的剩余速度

表4 筋條厚度不同時(shí)界面單元的破壞面積

表4給出了高速?zèng)_擊下復(fù)合材料加筋板筋條厚度不同時(shí)界面單元的破壞面積，可知，隨著筋條厚度的增加，內(nèi)部界面單元的破壞面積有所減小，但破壞面積隨著層數(shù)的增加逐漸增大，這說明增加筋條的厚度可以有效的減小加筋板內(nèi)部的受損面積，從而提升筋板的抗彈性能。

2.3 筋條間距

本節(jié)研究筋條間距的不同對復(fù)合材料加筋板抗彈性能的影響。本節(jié)采用模型如1.1節(jié)，彈體的沖擊位置設(shè)置在復(fù)合材料加筋板兩筋條的中間位置，筋條的間距依次取10mm、20mm、30mm、40mm、50mm和60mm，根據(jù)模擬計(jì)算所得的結(jié)果展開分析。圖7給出了彈體沖擊不同筋條間距加筋板后的剩余速度曲線圖，觀察圖中結(jié)果可知，當(dāng)筋條間距小于30mm時(shí)，彈體的剩余速度會(huì)隨著筋條間距的增大而增加；而當(dāng)筋條間距大于30mm時(shí)，彈體的剩余速度則基本保持不變，這說明筋條間距對于彈體剩余速度的影響范圍并不大。

圖7 筋條間距不同時(shí)彈體的剩余速度

表5給出了筋條間距不同時(shí)加筋板內(nèi)部界面單元的破壞面積。

表5 筋條間距不同時(shí)界面單元的破壞面積

觀察表5中結(jié)果可知，破壞面積會(huì)隨著筋條間距的增大而逐漸增大，特別是背彈面，筋條對層板彎曲剛度的提高隨筋條之間距離的增加而減小，導(dǎo)致板整體的彎曲變形增大，界面單元的破壞面積也隨之增大。另外可以看出，當(dāng)筋條間距達(dá)到40mm時(shí)，破壞區(qū)域的面積逐漸趨于穩(wěn)定，筋條間距的改變對加筋板的抗彈性能的影響幾乎可以忽略。

3 結(jié)論

本文分析彈體正面垂直高速?zèng)_擊復(fù)合材料加筋板后的損傷情況，并對沖擊位置以及筋條厚度、筋條間距三項(xiàng)不同情況下的沖擊結(jié)果進(jìn)行分析，可以發(fā)現(xiàn)：基體拉伸破壞依然是加筋板破壞的主要形式，添加筋條的層合板能有效的抵抗彈體的沖擊，但是這種抵抗力隨著彈體速度的增加而減小，當(dāng)彈體初始速度達(dá)到650m/s時(shí)，剩余速度相差只有50m/s左右；加筋層合板的抗沖擊能力與沖擊點(diǎn)位置密切相關(guān)，隨著沖擊點(diǎn)與筋條之間距離的逐漸增大抗沖擊能力逐漸減弱，當(dāng)間距達(dá)到彈體直徑的2倍左右時(shí)，剩余速度曲線逐漸趨于平穩(wěn)，筋條對沖擊結(jié)果的影響幾乎可以忽略；筋條厚度的變化也會(huì)引起板材抗沖擊能力的變化，筋條厚度越大加筋板的抗彈能力越強(qiáng)，但這種影響只在筋條附近起作用；筋條間距對加筋板的抗彈性能的影響并不明顯，當(dāng)筋條的間距增大到彈體直徑的4倍左右時(shí)，筋條對于沖擊結(jié)果的影響基本可以忽略。

[1] 朱和國. 復(fù)合材料原理[M]. 北京: 國防工業(yè)出版社, 2013.

[2] 陳勇, 廖高健, 任立海, 等. 玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板高速?zèng)_擊損傷容限[J].航空學(xué)報(bào), 2018,39(7):131-142.[ChenYong, Liao Gaojian, Ren Lihai, et al. Damage tolerance of GLARE laminates subjected to high-velocity impact[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2018,39(7): 131-142.]

[3] LI N, Yang X X, BAO F, et al. Improved mechanical properties of copoly (phthalazinone ether sulphone)s composites reinforced by multiscale carbon fiber/grapheme oxide reinforcements: a step closer to industrial production.[J]. Polymers,2019,11(2):149-157.

[4] Camanho P P, Davila C G. Mixed-mode decohesion finite elements for the simulation of delimitation in composite materials. NASA/TM-2002-211737, 2002.

[5] Higuchi R, Okabe T,Yoshimura A,et al.Progressive failure under high-velocity impact on composite laminates: experiment and phenomenological modeling[J]. Engineering Fracture Mechanics, 2017, 178: 346-361.

[6] 宋衛(wèi)東, 寧建國. 剛性彈體侵徹加筋靶板的力學(xué)模型[J]. 彈道學(xué)報(bào). 2007(4): 43-46.[Song Weidong, Ning Jianguo. Mechanical model of rigid projectile penetrating stiffened target[J].Journal of Ballistics, 2007(4): 43-46.]

[7] 諶勇, 汪玉, 唐平, 等. 加筋靶板抗穿透特性的實(shí)驗(yàn)研究[J]. 兵器材料科學(xué)與工程, 2008, 31(3): 15-21.[Chen Yong, WangYu, TANG Ping, et al．Experimental study on penetration resistance of stiffened target[J]. Ordnance Material Science and Engineering,2008, 31(3): 15-21.]

[8] Trana P, Ngoa T D,Ghazla A. Numerical modeling of hybrid elastomeric composite panels subjected to blast loadings[J].Composite Structures, 2016, 153: 108-122.

[9] Lee S W R. and Sun C T. Dynamic penetration of graphite/epoxy laminates impacted by a blunt-ended projectile[J]. Composites Science & Technology, 1993, 49: 369-380.

[10] 王元博, 王肖鈞, 卞梁, 等. CDM模型及在纖維增強(qiáng)層合材料侵徹?cái)?shù)值模擬中的應(yīng)用[J]. 爆炸與沖擊, 2008, 28(2):172-177.[Wang Yuanbo, Wang Xiaojun, Bian Liang, et al. CDM model and its application in numerical simulation of penetration of fiber reinforced laminates[J]. Explosion and Shock Waves, 2008, 28(2): 172-177.]

[11] 劉向民, 姚衛(wèi)星, 等. 復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)沖擊損傷數(shù)值模擬的損傷力學(xué)模型[J]. 航空學(xué)報(bào), 2016, 37(10): 3054-3063 .[Liu Xiangmin, YaoWeixing, et al．Damage mechanics model for numerical simulation of impact damage of composite laminates[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(10): 3054-3063.]

[12] 丁冰. Ti/CFRP/Ti夾層結(jié)構(gòu)高速?zèng)_擊損傷研究[D]. 南京航空航天大學(xué), 2015.

[13] 朱東俊, 葛亮, 劉瑩, 等. 基于Abaqus的復(fù)合材料板沖擊特性分析[J]. 計(jì)算機(jī)輔助工程, 2013, 22(S2): 21-25.[Zhu Dongjun, Ge liang, Liu Ying, et al．Analysis of impact characteristics of composite plates based on ABAQUS[J]. Computer Aided Engineering, 2013, 22(S2): 21-25.]

[14] Olsson R. Analytical prediction of large mass impact damage in composite laminates [J].Composites Part A: Applied Science and Manufacturing, 2001, 32(9):1207-1215.

[15] Liu C, Zhang Y X, Ye L. High velocity impact responses of sandwich panels with metal fiber laminate skins and aluminum foam core[J]. International Journal of Impact Engineering, 2017, 100:139-153.

[16] Feli S, Jafari S S. Analytical modeling for perforation of foam-composite sandwich panels under high-velocity impact[J]. Journal of the Brazilian Society of Mechanical Sciences and Engineering, 2017, 39(2): 401-412.

Study on Damage of Composite Stiffened Board under High-Velocity Impact

JIANG Feng-guo1PEI Ting-rui1JIANG Xu-hong2YU Zheng1YUE Pan1

（1 School of Civil Engineering, Heilongjiang University of Science &Technology, Harbin 150027, China；2 School of Management, Heilongjiang University of Science &Technology, Harbin 150027, China）

Aiming at the problem that spacecraft protective material is impacted by gravel. The method of high-speed reinforcement is proposed to improve the impact resistance of composite plates. In this method, the finite element model is established by ABAQUS, the delamination is simulated by using cohesive in the laminated plate at the bottom of the stiffened plate, and the projectile is set as a discrete rigid body. The vertical high-speed impact of projectile on stiffened plate is simulated. By analyzing the residual velocity of the projectile out of the plate, the bulletproof effect of the composite stiffened plate is studied. The results show that when the impact point of the projectile is located on the stiffener, the impact velocity of the projectile can be reduced very well. It is found that smaller rib spacing and larger rib thickness can effectively increase the impact resistance of composite stiffened plates, and the impact of different rib spacing on the impact resistance of composite stiffened plates can be ignored. This paper provides theoretical support for the follow-up study of high-speed impact energy of spacecraft ballistic body.

Composite stiffened board; Damage characteristics; High-speed impact; Finite element

V414.8

A

1006-3919(2021)04-0012-06

10.19447/j.cnki.11-1773/v.2021.04.003

2020-10-13；

2021-02-20

國家自然科學(xué)基金面上項(xiàng)目（11872157）；黑龍江省自然科學(xué)基金（LC2016019）

姜封國（1977—），男，漢，副教授，博士，研究方向：復(fù)合材料力學(xué)性能研究；（150027）黑龍江科技大學(xué)建筑工程學(xué)院.