門坤發(fā) 何龍龍 王久龍 李宏亮

摘 要 蜂窩夾層結構廣泛應用于航空飛行器上，但由于受到蜂窩尺寸的限制，在夾層結構大部件中，需要利用膨脹膠膜對蜂窩拼縫進行粘接，從而形成完整的蜂窩結構。對典型的鋁蒙皮蜂窩夾層結構，研究蜂窩有拼縫以及對拼縫粘接后對夾層結構強度和剛度的影響，按照ASTM C393標準對試樣進行四點彎曲試驗，試驗結果表明，典型的鋁蒙皮蜂窩夾層結構蜂窩3mm拼縫以及對拼縫粘接后對夾層結構的整體強度和剛度無影響，利用有限元仿真進一步確認了夾層結構在四點彎曲情況下應力分布情況以及蜂窩芯子的具體破壞位置，從試驗和仿真分析結果表明，典型夾層結構的蜂窩的3mm拼縫以及對拼縫用膨脹膠膜粘接對夾層結構強度和剛度無影響，并可基于試驗驗證的有限元模型對其它面板形式的夾層結構進行可靠的強度仿真分析。

關鍵詞 夾層結構；拼接；四點彎曲；仿真

Research on the Influence of Honeycomb Splicing on

the Strength and Stiffness of Sandwich Structure

MEN Kunfa¹， HE Longlong¹，WANG Jiulong¹，LI Hongliang²

（1.Harbin Aircraft Industry Group Co.，Ltd.，Harbin 150066;

2.The Military Representative office of the Representative Bureau of

Army Armament Department in Harbin Region，Harbin 150066）

ABSTRACT Honeycomb Sandwich structures are widely used in the aircraft， due to the limitations in honeycomb size， and need to splice the honeycomb of sandwich， using the expansion adhesive film bonding the splice of honeycomb， for aluminum skin honeycomb sandwich structure， Study the strength and stiffness of the effect of honeycomb splice and bonding splice， Perform four points bending test according the ASTM C 393， The tests result show that the aluminum skin honeycomb structure strength & stiffness has no effect for the splice is 3mm and bonding the splice. Using finite element simulation analysis further confirm the stress distribution and the honeycomb exact location of the damage， from the test and simulation analysis， The sandwich structure strength & stiffness have no effect for the honeycomb splicing is 3mm and bonding the splice with the expansion film， The finite element based on the experimental verification that reliable strength & stiffness simulation analysis for another skin type of honeycomb.

KEYWORDS sandwich structure; splice; four points bending; simulate

通訊作者：門坤發(fā)，研究員，高級工程師。研究方向為疲勞設計與試驗驗證。E-mail： menkunfa@163.com

1 引言

夾層結構具有較高的強度、較大的彎曲剛度和較高的抗疲勞性能，結構的表面平整光滑，同時在生產制造中能夠減少費用，因此在飛機和直升機結構上都有大量的應用^［1-2］。但由于受到蜂窩尺寸的限制，在航空器夾層結構大結構件成型過程中，往往需要對蜂窩芯子進行拼接，拼接的方式是采用膨脹膠膜對拼縫位置進行粘接^［3-4］，使蜂窩芯子完整，從而構成了大構件的蜂窩夾層結構。

由于Nomex蜂窩具有較高機械性能、低密度和良好的穩(wěn)定性，因此被大量應用于直升機的結構當中，其中，在航空器大結構件中應用鋁蒙皮Nomex蜂窩夾層結構是一種典型的成熟應用案例，從文獻［5-6］可知，國內的直升機型號的尾梁結構采用了鋁蒙皮蜂窩夾層結構，結構減重效果非常明顯，并且具有良好的應用經驗。選取某直升機結構中一種典型的鋁蒙皮Nomex蜂窩夾層結構進行研究，對完好結構、蜂窩帶拼縫以及對拼縫利用膨脹膠膜粘接后進行四點彎曲試驗驗證，并利用有限元仿真分析對以上三種結構形式進行強度和剛度的分析，基于試驗驗證和仿真分析確認了這種典型的蜂窩拼縫尺寸以及對蜂窩拼縫粘接后的強度和剛度影響情況。

2 夾層結構的力學分析

2.1 夾層結構試驗件尺寸設計

根據經驗表明，夾層結構主要用于承受拉伸、壓縮和彎曲等載荷，主要的破壞形式包括面板破壞、蜂窩芯子破壞和面板與蜂窩芯子之間的界面破壞，其中蜂窩芯子的破壞主要有壓縮破壞、拉伸破壞和剪切破壞。在設計某型號直升機蜂窩夾層結構件時，當蜂窩芯尺寸大于1m時允許拼接，蜂窩芯子允許拼接1次，芯子的拼縫間隙不大于3.0mm，拼接后的所有蜂窩方向應一致，拼接用的膨脹膠膜應與該產品選用的固化體系相一致，為了驗證蜂窩芯子的拼接對結構的強度影響情況，選定一種常用的典型的蜂窩夾層結構，對比蜂窩芯子完好、有拼縫和對拼縫處利用膨脹膠膜拼接三種夾層結構進行強度和剛度測試。

為了驗證夾層結構不同蜂窩芯子連接形式對夾層結構整體強度和剛度的影響，按照標準^［7］對夾層結構進行四點彎曲試驗驗證。通過夾層結構的彎曲試驗能夠確定夾層結構的整體彎曲剛度、蜂窩芯子的剪切強度、剪切模量、面板的壓縮和拉伸強度；也可以用于評估芯子和和面板的粘接強度。夾層結構四點彎曲試驗件試樣的形狀和尺寸按照標準^［7］確定，其中試驗件的上下面板厚度為0.6mm；材料為2024的鋁板，蜂窩為厚度15mm材料DHS251.142 Nomex紙蜂窩，其中蜂窩芯子的內切圓半徑為4.76mm（3/16英寸），將本次彎曲試驗的試驗件設計成60mm×170mm的矩形形狀，一共設計了三種試驗件類型，分別是：

（1）完好的試驗件，目的用于確定夾層結構強度和剛度的基準值；

（2）夾層結構的蜂窩芯子中間部位是未進行拼接的試驗件，在試驗件的中間位置設置拼縫，拼縫的尺寸是3mm，目的是確定蜂窩3.0mm拼縫對夾層結構的強度或剛度的降低情況；

（3）利用膨脹膠膜對蜂窩的拼縫進行拼接，用于研究將蜂窩芯子拼縫拼接后對夾層結構強度和剛度的恢復情況。

2.2 夾層結構材料的力學性能

夾層結構上下面板的材料為0.6mm的2024鋁合金板材，參考材料標準^［8］，主要的力學性能如表1所示。

夾層結構為的夾芯為15mm的Nomex蜂窩，牌號為DHS251.142，根據標準^［9］可知：蜂窩的內切圓直徑4.76mm，蜂窩壁厚0.125mm，其中10mm～12.7mm厚度的蜂窩的主要力學性能如表2所示。

從標準^［9］可知，隨著蜂窩厚度的變化，其剪切強度和模量應考慮應用不同的修正系數，其中15mm的蜂窩的剪切強度和模量考慮應用0.950的修正系數。

3 試驗驗證

3.1 試驗以及試驗過程

試驗件的安裝如圖1（a）所示，兩端用于支持試驗件的支持工裝間距是120mm，上部施加壓縮載荷的加載工裝的距離為60mm，加載點和支持點可以自由轉動并且有足夠的剛度，為了避免加載工裝有重大變形，試驗的加載速率是6mm/min，夾層結構試驗件的上面板承受壓縮，下面板承受拉伸。

在試驗過程中，隨著載荷的增加，夾層結構試驗件首先出現失效的區(qū)域是在加載和支撐區(qū)域，其現象是蜂窩失效，在夾層結構的中間位置有最大的變形，當試驗件蜂窩在加載和支持區(qū)出現失效后，在失效區(qū)域達到一定尺寸后，夾層結構試驗件不能承載，如圖1（b）所示，說明蜂窩的局部失效是導致整個夾層結構不能承載的主要原因。夾層結構的蜂窩出現局部壓縮屈曲時，說明蜂窩芯子受到的壓縮載荷超過了蜂窩芯子的壓縮或者剪切許用值，導致夾層結構試驗件將不能承受整體彎曲載荷而最終失去承載能力。

兩條典型的試驗曲線如圖2所示，其中1#試驗件，在試驗加載過程中，試驗件初始階段的壓縮載荷和變形保持線性關系，即在試驗載荷為0～1755N壓縮載荷時，試驗件壓縮載荷和變形是線性關系，在到達a點時，夾層結構試驗件開始局部屈曲，說明蜂窩芯子發(fā)生了壓縮屈曲，繼續(xù)加載，緩慢增長到b點后，載荷突然下降，但后續(xù)載荷又能增加，直到載荷增長到C點1833N時，試驗件幾乎不能承載，證明試驗件已經失去承載能力。2#試驗件的情況基本一致，在0～1622N壓縮載荷階段，在達到a點之前，試驗件壓縮載荷和變形是線性關系，載荷到b點時即壓縮載荷1673N時，試驗件幾乎不能承載。

3.2 試驗數據分析

依據試驗曲線選取試驗件的破壞載荷，對三種結構形式的破壞載荷進行匯總，并對每種試驗件類型選取5個有效試驗數據，試驗數據分析結果如表3所示。

從表3中可見，試驗數據的離散系數最大的是12.87%，其中蜂窩有拼縫后其壓縮破壞強度與完好試驗件相當，說明該夾層結構蜂窩3mm拼縫對強度沒有降低的影響，而拼接后完好結構的強度相當。

利用表3的數據和試驗件幾何尺寸按照標準^［7］對夾層結構進行強度分析，分別進行了芯子剪切應力、面板彎曲應力和夾層結構面板變形數據計算工作，分析的結果如表4所示。

依據表4的分析結果，夾層結構面板的應力小于材料的拉伸強度，而蜂窩芯子的剪切應力均超過材料的剪切許用強度，進一步說明了蜂窩芯子的剪切破壞導致整個夾層結構彎曲破壞。

4 有限元模擬

4.1 夾層結構有限元模型

建立夾層結構的有限元模型，夾層結構的上下面板采用二維平面單元，分別是CQUAD4和CTRIA3單元，蜂窩是Nomex六邊形結構，將其簡化為二維CQUAD4面單元^［10-13］，蜂窩芯子L方向壁厚為W方向厚度的2倍，其中蜂窩拼縫的拼接用3D單元模擬膠膜，根據試驗結果，未出現面板與芯子脫膠現象，因此在有限元模型中忽略面板與芯子之間膠層對結構強度的影響結合表1中的試驗結果，在每個模型施加的總載荷為1700N，完好夾層結構的有限元模型以及有限元模型的載荷和約束圖如圖3所示，與試驗中的載荷和約束保持一致。

4.2 夾層結構變形結果

夾層結構四點彎曲結構變形示意如圖4所示，在總1700N的壓縮載荷作用下，蜂窩夾層最大變形如下：完好結構為1.2685mm、有拼縫結構為1.2690mm，拼縫拼接結構為1.2680mm，從對試驗數據分析結果上看，夾層結構蜂窩有3mm的拼縫對典型夾層結構的整體變形無影響，有限元分析的結果也表明蜂窩3mm的拼縫對結構的整體強度和變形無影響。

4.3 夾層結構應力計算結果

以下是夾層結構的應力計算結果，包括上下面板和芯子的應力，如圖5所示。

對于夾層結構上下面板，由于三種結構的變形情況相差不多，因此對于夾層結構的上下面板的應力云圖選擇結構帶拼縫結構的進行分析，從圖5（a）和圖5（b）應力云圖可見，在試驗件的加載工裝和支持工裝與試驗件的接觸區(qū)域為整個試驗件的最大應力，在這些區(qū)域的應力為127MPa左右，而非接觸區(qū)域的最大應力為42.3MPa，與表4中理論計算的面板應力接近。

對于蜂窩檢測芯子材料，蜂窩芯子的最大壓縮許用應力為0.83MPa，選取帶拼縫芯子的最小主應力云圖以及蜂窩芯子超過許用壓縮應力的云圖，從超過許用壓縮應力的云圖5（c）和5（d）可見，芯子的破壞區(qū)域與試驗芯子出現壓縮屈曲的位置基本一致。

5 結語

通過對典型夾層結構彎曲試驗和有限元分析，得出如下結論：

（1）在內外面板均是0.6mm鋁合金并且夾層為15mm的Nomex蜂窩夾層結構中，蜂窩芯子有3.0mm的拼縫不會對夾層結構的整體強度和剛度產生影響；

（2）利用有限元方法，將夾層結構的蜂窩芯子采用2D單元方法建模，能夠精準的對夾層結構進行強度和剛度分析；

（3）基于夾層結構的有限元模型，可進行其它組合情況下的蜂窩芯子帶有拼縫的強度和剛度預測，從而能夠減少大量的物理試驗。

參 考 文 獻

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