楊海波，朱 波，高興強，雷 羽

（1.中國航空工業(yè)集團公司成都飛機設計研究所，成都610091；2.中國航空制造技術研究院，北京 100024）

隨著鈦合金釬焊工藝的進一步成熟，具有比強度高、比剛度大、隔熱/降噪等優(yōu)異性能的鈦合金蜂窩壁板結構已逐漸被應用于先進戰(zhàn)斗機、大型運輸機、高速飛行器的口蓋、防火墻、舵翼面、消音聲襯等結構[1-6]。為了評估鈦合金蜂窩壁板結構的力學性能，研究人員開展了拉脫、平壓、面外剪切、側壓、彎曲和沖擊后壓縮等力學性能研究[3-4,6-9]。飛行器口蓋結構在飛行器飛行過程中承受剪切、壓縮和拉伸等多種載荷形式。但是，通孔對變截面鈦合金蜂窩壁板結構拉伸性能的影響尚不明確。為了評估通孔損傷對變截面鈦合金蜂窩壁板拉伸性能的影響，本研究采用試驗研究和有限元分析相結合的方法研究了壁板在拉伸載荷作用下的破壞載荷和破壞模式。

1 試驗研究

變截面鈦合金蜂窩壁板試驗件面板和芯體采用真空釬焊爐釬焊成整體，釬焊溫度為920℃，保溫2h。蒙皮材料和芯體材料均采用TC4。試驗件長度Lsp為390mm；寬度Wsp為176mm；內蒙皮厚度tskin-in為0.6mm；外蒙皮厚度tskin-out為0.8mm；芯體高度Hcore為15mm；芯材厚度tcore為0.1mm；芯格直徑D為11.2mm。鈦合金蜂窩芯體采用成型法制造，即先將箔材輥壓成瓦楞板，然后將瓦楞板釬焊為整體。因此，蜂窩芯體胞壁分為單胞壁和雙胞壁兩類，且具有方向性，試驗件長度方向與蜂窩芯體L方向一致。試驗件結構形式、蜂窩芯體細節(jié)和斜角區(qū)細節(jié)如圖1所示。試驗件分為無損傷和含通孔損傷兩大類，其中無損傷試驗件1件，含30mm、40mm和50mm通孔損傷試驗件各1件。

變截面鈦合金蜂窩壁板試驗件拉伸試驗裝置參照文獻[10-11]設計制造。試驗前，根據(jù)試驗裝置安裝孔的位置，在試驗件兩端制備圖1所示的加載孔。試驗件和試驗裝置安裝示意如圖2所示。試驗采用位移控制，加載速度為1mm/min。試驗結束后，記錄試驗件破壞載荷和破壞模式。

圖1 試驗件示意圖（mm）Fig.1 Sketch map of specimen (mm)

圖2 變截面鈦合金蜂窩夾層壁板拉伸試驗裝置示意圖Fig.2 Sketch map of tensile test fixture for titanium honeycomb sandwich panels with various cross-section

2 有限元分析

利用Python語言對有限元軟件ABAQUS進行二次開發(fā)，通過參數(shù)化建模方法建立全尺寸變截面鈦合金蜂窩壁板拉伸有限元分析模型。模型包含蜂窩芯體細節(jié)和斜角區(qū)細節(jié)結構，建立的有限元模型及網格劃分如圖3所示。其中，內外蒙皮和蜂窩芯體均采用殼單元和S4R網格，網格尺寸通過敏度分析確定。試驗件在制造過程中，內蒙皮倒圓區(qū)與芯體焊合率較差；在試驗過程中和試驗件破壞模式中，未觀察到明顯的面芯分離現(xiàn)象。因此，斜角區(qū)起始區(qū)域蜂窩芯體被切除1/2芯格，面板和芯體采用“tie”命令綁定成為整體，模型中材料性能與試驗件一致，如表1所示。其中，材料彈性模量、泊松比和屈服強度參數(shù)由拉伸試驗測得[7]，有限元分析模型中約束與試驗一致。有限元分析結束后，提取載荷位移數(shù)據(jù)。

表1 試驗件采用的鈦合金材料參數(shù)Table 1 Material parameters of titanium alloy used in specimen

圖3 變截面鈦合金蜂窩壁板有限元模型及網格Fig.3 Finite element model and mesh of titanium honeycomb panel with various cross-section under tensile load

3 結果與討論

通過拉伸試驗和有限元分析均得到了變截面鈦合金蜂窩壁板的破壞載荷和破壞模式。

3.1 破壞載荷

通過試驗測試和有限元預測獲得的變截面鈦合金蜂窩壁板拉伸破壞載荷如表2所示。可以看出，有限元模型預測得到的拉伸破壞載荷與試驗測試結果總體吻合較好，但是通孔直徑40mm試驗件的有限元模擬結果與試驗結果偏差較大。這可能與以下因素有關：40mm可能是通孔直徑的臨界值，結構的破壞模式具有隨機性，試驗獲得的破壞載荷離散較大；試驗件在制造過程中存在脫焊和蜂窩芯體胞壁失穩(wěn)等缺陷，但是有限元模擬中，試驗件僅包含通孔損傷，未包含任何其他制造缺陷。盡管如此，本研究所建立的有限元模型可用于變截面鈦合金蜂窩壁板的拉伸破壞載荷的工程預測。

表2 試驗測試和有限元預測的變截面鈦合金蜂窩壁板拉伸破壞載荷對比Table 2 Comparison of tensile fracture loads of titanium honeycomb panels with various cross-section after tensile test and finite element simulation

3.2 破壞模式

通過試驗測試和有限元預測獲得的變截面鈦合金蜂窩壁板拉伸破壞模式如圖4所示。可以看出，有限元模型可以較為準確預測變截面鈦合金蜂窩壁板的破壞模式。有限元預測的無損傷、含30mm和50mm直徑通孔損傷的試驗件的破壞模式與試驗結果一致。含30mm直徑通孔損傷的試驗件的破壞模式與無損傷試驗件的破壞模式一致，試驗件均在斜角起始區(qū)域內蒙皮倒圓區(qū)發(fā)生橫截面斷裂。含50mm直徑通孔損傷的試驗件的破壞模式為沿通孔損傷區(qū)發(fā)生橫截面斷裂。但是有限元預測的含40mm直徑通孔損傷的試驗件的破壞模式為試驗件沿通孔損傷區(qū)發(fā)生橫截面斷裂和斜角起始區(qū)域內蒙皮倒圓區(qū)發(fā)生橫截面斷裂，而試驗測試得到的破壞模式為內外蒙皮沿斜角起始區(qū)域倒圓區(qū)發(fā)生橫截面斷裂?？梢?，尺寸較小的通孔損傷對試驗件的破壞模式幾乎沒有影響，直到通孔損傷的直徑超過臨界尺寸，試驗件的破壞模式則發(fā)生改變；當通孔損傷為臨界尺寸時，試驗件的破壞模式具有隨機性。

圖4 通孔損傷對試驗件破壞模式的影響（試驗結果和有限元結果）Fig.4 Effect of hole damage on failure mode (test results and numerical results)

3.3 臨界通孔損傷直徑預測

通過對比試驗測試和有限元預測得到破壞載荷和破壞模式，可以看出，本研究建立的有限元模型可以較為準確預測試驗件的破壞載荷和破壞模式?；谠囼烌炞C的有限元模型，本文研究了不同通孔損傷尺寸對變截面鈦合金蜂窩壁板拉伸性能的影響，獲得的載荷位移曲線如圖5所示，并對預測得到的拉伸載荷進行了線性擬合，如圖6所示。可以看出，較小的通孔損傷尺寸（通孔損傷的直徑＜15mm）對變截面鈦合金蜂窩壁板拉伸剛度和載荷幾乎沒有影響；隨著通孔損傷尺寸（通孔損傷的直徑＜40mm）的增大，變截面鈦合金蜂窩壁板的拉伸剛度出現(xiàn)降低，但拉伸載荷幾乎一致；當通孔損傷的尺寸超過40mm后，隨著通孔損傷尺寸的增大，變截面鈦合金蜂窩壁板的拉伸剛度出現(xiàn)明顯的降低，拉伸載荷線性降低，可見40mm是通孔直徑的臨界值。

圖5 有限元模型預測得到的載荷-位移曲線Fig.5 Load-displacement curve predicted by finite element model

圖6 拉伸載荷計算結果線性擬合Fig.6 Linear fitting of numerical tensile load results

4 結論

通過試驗研究和有限元分析相結合的方法研究了通孔損傷對變截面鈦合金蜂窩壁板的拉伸強度的影響，得出以下結論。

（1）斜角區(qū)是變截面鈦合金蜂窩壁板的薄弱部位，尤其是斜角起始區(qū)域內蒙皮倒圓區(qū)。無損傷試驗件的破壞模式為沿斜角起始區(qū)域內蒙皮倒圓處橫截面斷裂。

（2）對于含通孔損傷的變截面鈦合金蜂窩壁板，存在一個通孔損傷直徑閾值（40mm）。當通孔損傷直徑小于閾值時，含通孔損傷壁板的破壞模式與無損傷壁板一致，通孔損傷的存在對壁板的拉伸破壞載荷幾乎沒有影響；當通孔損傷直徑超過閾值后，含通孔損傷壁板的破壞模式改變?yōu)檠赝讚p傷橫截面斷裂，拉伸破壞載荷隨著通孔損傷直徑的增加而線性降低。