陳峰，袁一彬，劉洋，孫學超

裝備防護

高速沖擊載荷作用下釬焊蜂窩夾層板動態(tài)響應

陳峰1*，袁一彬2，劉洋2，孫學超3

（1.蘇州大學 機電工程學院，江蘇 蘇州 215131；2.中航工業(yè)成都飛機設(shè)計研究所，成都 610041； 3.南京航空航天大學 航空學院，南京 210016）

以釬焊高溫合金蜂窩夾層板為研究對象，分析其在彈丸高速沖擊作用下的力學性能。采用輕氣炮沖擊加載試驗結(jié)合有限元模擬，對蜂窩夾層板開展不同沖擊強度下的動態(tài)響應和失效研究。開展含高速沖擊損傷的蜂窩夾層板側(cè)壓試驗，研究損傷模式對剩余強度的影響。沖擊強度對夾層板的失效過程和失效模式有著明顯的影響，當沖擊條件不足以使得迎彈面發(fā)生侵徹時，夾層板失效為表面壓痕損傷；隨著沖擊強度的提高，出現(xiàn)不同程度的局部芯層壓縮；當沖擊強度大于臨界值時，迎/背彈面陸續(xù)被侵徹，夾層板出現(xiàn)侵入損傷及貫穿損傷。高速沖擊損傷使得蜂窩夾層板的側(cè)壓失效模式，由理想塑性屈曲轉(zhuǎn)變?yōu)榫植渴Х€(wěn)，側(cè)壓極限載荷大幅降低。

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)；動態(tài)性能；沖擊損傷；剩余強度；高溫合金

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)起源于仿生學中的蜂巢，由厚而質(zhì)輕的蜂窩芯與面板連接組成，是一種集高強度、高剛度、減振降噪等多功能于一體的輕量化結(jié)構(gòu)，在船舶等領(lǐng)域應用廣泛[1-3]。蜂窩夾層板由于其特殊的周期性點陣結(jié)構(gòu)，在面外沖擊載荷的作用下將發(fā)生均勻的塑性變形，具有優(yōu)越的吸能效果[4-5]，并且在受到?jīng)_擊載荷時仍能保持結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性[6-8]。因此，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)在防護領(lǐng)域也展現(xiàn)出巨大的應用前景。研究并預測金屬蜂窩夾層結(jié)構(gòu)在高速沖擊載荷作用下的動態(tài)響應，進一步提高其抗沖擊性能有著重要的現(xiàn)實意義和需求。

國內(nèi)外學者廣泛研究了金屬蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的抗沖擊力學性能[9-14]及損傷對力學性能影響[15-19]，然而防撞設(shè)計一般多針對膠接蜂窩結(jié)構(gòu)[20-22]。對釬焊金屬蜂窩夾層板的抗高速沖擊研究還不夠全面，特別是針對高精度、高可靠性的高溫合金蜂窩夾層板高速沖擊下?lián)p傷容限研究。本文采用有限元分析結(jié)合試驗研究的方法，研究不同沖擊參數(shù)對金屬蜂窩夾層板抗沖擊性能的影響規(guī)律；分析高速沖擊損傷對蜂窩夾層板力學性能的影響。研究成果可為金屬蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的抗沖擊性能設(shè)計及含損傷蜂窩夾層板的性能預測提供研究方法及預測數(shù)據(jù)。

1 蜂窩夾層板沖擊動態(tài)響應有限元模型

本節(jié)主要開展直徑為6 mm剛性小球單點垂直沖擊蜂窩夾層板過程的有限元模擬。分析彈丸高速沖擊下，蜂窩夾層板的響應及其損傷過程。

1.1 幾何建模、單元類型及網(wǎng)格劃分

對模型進行簡化處理，采用mm-g-ms單位制，模型如圖1所示，具體設(shè)置如下：

1）面板和蜂窩芯壁部分較薄，均采用S4R殼單元；彈丸采用C3D8R單元。

2）蜂窩芯壁分為單層壁以及焊接后的雙層壁。在高速沖擊過程中，面板與蜂窩芯一般不會發(fā)生分離，在兩者連接處單元采用共節(jié)點設(shè)置。

3）根據(jù)模型的對稱性，采用1/4模型，其對稱面為、面，設(shè)置為對稱邊界條件。設(shè)置長度方向單邊固支，其節(jié)點采用全約束。

圖1 蜂窩夾層板高速沖擊模型

4）采用局部種子控制網(wǎng)格大小，設(shè)置彈丸直徑方向上劃分16個單元，面板長度方向上設(shè)置54個單元、寬度方向上設(shè)置30個單元，蜂窩芯壁高度方向上劃分6個單元。在沖擊區(qū)域內(nèi)進行3倍局部網(wǎng)格細化，其細化范圍為彈丸尺寸2.5倍區(qū)域。

5）設(shè)置彈丸與迎/背彈面板、蜂窩芯體的接觸為自動雙向接觸；迎彈面板沖擊后飛片與蜂窩芯壁及背彈面板接觸為自動單向接觸。

1.2 材料參數(shù)

蜂窩芯及面板采用彈性-塑性損傷材料模型。彈性-塑性損傷材料模型一般用于描述大應變、高應變率下金屬材料的強度極限及其失效過程，屈服強度由應變、應變率共同決定。彈丸采用線彈性材料模型，具體材料選用GCr15工具鋼。軟件中材料的具體設(shè)置參數(shù)如表1所示。

1.3 沖擊點設(shè)置

當彈丸直徑小于蜂窩芯格內(nèi)接圓直徑時，沖擊點位置將決定彈丸是否直接沖擊蜂窩芯壁，由此會產(chǎn)生不同的沖擊響應過程。蜂窩夾層板典型沖擊點位置可分為蜂窩芯節(jié)點處、雙層壁中心、單層壁中心、面板中心。面板中心為蜂窩夾層板的最薄弱處，其抗沖擊能力最弱。本文模擬中，彈丸沖擊點均設(shè)置為迎彈面板中心處。

2 蜂窩夾層板高速沖擊試驗

2.1 蜂窩夾層板試驗件制備

試驗件為自行研制的釬焊GH4099蜂窩夾層板，由0.5 mm厚的GH4099面板與高度4 mm、壁厚為0.07 mm、芯格邊長為4 mm的GH4099蜂窩芯體組成。工藝流程：通過輥壓+校形組合工藝成型瓦楞板；利用微電阻點焊工藝連接瓦楞板組成蜂窩芯；采用飛秒激光拋光完成蜂窩芯的釬焊前表面處理；最后選擇真空釬焊完成蜂窩芯與面板的冶金焊合。

由于蜂窩芯的取向不同，蜂窩夾層板表現(xiàn)出明顯的各向異性。定義平行于瓦楞板方向、垂直于瓦楞板方向分別為方向、方向，如圖2所示。完成真空釬焊后，在整塊的蜂窩板上通過電火花線切割出最終沖擊試件。參考夾層結(jié)構(gòu)側(cè)壓性能試驗方法[23]，確定蜂窩夾層板試樣尺寸：寬度為30 mm，長度為54 mm；沖擊后損傷的蜂窩夾層板將會直接作為側(cè)壓試件用于測量剩余強度。

2.2 高速沖擊試驗

2.2.1 單級輕氣炮裝置

高速沖擊試驗在單級輕氣炮上進行，裝置如圖3所示。采用99.9%的氬氣作為高壓氣源，可將直徑6 mm的GCr15鋼球彈丸加速至10～600 m/s。受制于設(shè)備條件，彈丸的速度難以精準控制，其控制精度為±10 m/s。

表1 GH4099、GCr15材料性能參數(shù)

Tab.1 Property parameters of GH4099 and GCr15 materials

圖2 蜂窩夾層板沖擊試樣實物

圖3 單級輕氣炮實物

2.2.2 試驗設(shè)置

采用直徑6 mm的GCr15鋼球沖擊靶板，并在不同速度下進行沖擊試驗，以研究沖擊強度對蜂窩夾層板沖擊損傷的影響。在高速沖擊中，侵徹過程通常不受靶板邊界影響，因此靶板的約束方式對沖擊過程并無明顯影響。為了試驗及模擬過程的一致性，參考蜂窩夾層板側(cè)壓約束方式，對靶板長度方向上兩端各2 mm內(nèi)進行全約束，如圖4所示。沖擊點設(shè)置為靶板中心處，沖擊角度設(shè)置為90°垂直沖擊。為了研究蜂窩芯層對夾層板沖擊響應的影響，進行了0.5 mm+0.5 mm雙層均質(zhì)GH4099板的高速沖擊對比試驗，其試樣如圖5所示。

圖4 高速沖擊靶板裝夾方式

圖5 GH4099板高速沖擊對比試驗

2組試驗具體方案如表2所示，每組試驗重復3～5次。采用激光三維顯微鏡KEYENCE VHX-1000來測量蜂窩夾層板的損傷三維形貌，并確定損傷的大小。

表2 高速沖擊試驗設(shè)計

Tab.2 High speed impact test design

2.3 沖擊后壓縮試驗

根據(jù)夾層結(jié)構(gòu)側(cè)壓性能試驗方法[23]，對無損傷及沖擊后含損傷蜂窩夾層板進行側(cè)壓強度測試。采用萬能試驗機CMT7000進行側(cè)壓試驗，加載速率設(shè)置為0.5 mm/min。當出現(xiàn)最大載荷，蜂窩夾層板出現(xiàn)破壞后，停止側(cè)壓并記錄夾層板破壞形式。針對無損傷蜂窩夾層板，其側(cè)壓試驗重復3次。由于實際沖擊速度在一定范圍內(nèi)波動，沖擊后試樣的具體損傷并不完全相同，因此在每種損傷模式下取3個試樣進行測試，取其平均值作為該損傷模式下的剩余壓縮強度。

3 結(jié)果與討論

3.1 典型模擬結(jié)果與分析

圖6顯示了直徑6 mm彈丸沖擊蜂窩夾層板的典型過程。彈丸在侵徹蜂窩夾層板中，迎彈面板首先發(fā)生塑性變形至斷裂（圖6b），在25 μs左右，彈丸穿透迎彈面板，同時形成面板飛片；此后彈丸、面板飛片穿透蜂窩芯層，因為彈丸尺寸較小且其沖擊位置避開了蜂窩芯壁，因此在此過程中蜂窩芯壁的變形較??；在45 μs左右，彈丸、面板飛片與背彈面板開始接觸，背彈面板開始發(fā)生塑性變形直至斷裂（圖6c～d）；最后，剩余彈丸部分穿透蜂窩夾層板完成侵徹過程（圖6e）。

將彈丸侵徹蜂窩夾層板的過程劃分為4個階段：第1階段，迎彈面板沖擊區(qū)域發(fā)生塑性變形至破壞；第2階段，彈丸穿透蜂窩芯層；第3階段，背彈面板沖擊區(qū)域發(fā)生塑性變形至破壞；第4階段，剩余彈丸部分穿透破孔，完成侵徹過程。當彈丸直徑小于蜂窩夾層板厚度時，可能只存在第1至第3階段。

圖6 直徑6 mm彈丸沖擊蜂窩夾層板過程模擬圖（沖擊速度為350 m/s）

3.2 損傷模式

圖7顯示了模擬大尺寸彈丸（大于蜂窩外接圓直徑）高速沖擊蜂窩夾層板的損傷破壞形貌，其中彈丸直徑為12 mm、沖擊速度為350 m/s。各部分結(jié)構(gòu)在彈丸侵徹過程中先后發(fā)生破壞。其中迎/背彈面板受沖擊區(qū)域由于拉伸作用發(fā)生塑性變形；變形超過極限值后，迎彈面板開始發(fā)生斷裂最終呈現(xiàn)出孔洞。而蜂窩芯壁因為受壓首先發(fā)生塑性失穩(wěn)；其后在彈丸持續(xù)沖擊過程中，蜂窩芯壁被進一步壓潰，直至部分區(qū)域發(fā)生斷裂形成飛片。

圖7 大尺寸彈丸高速沖擊蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)破壞模擬圖

圖8顯示了模擬小尺寸彈丸（小于蜂窩外接圓直徑）高速沖擊蜂窩夾層板的損傷破壞形式，其中彈丸直徑為6mm、沖擊速度為350m/s。迎/背彈面板主要由于塑性變形超過極限發(fā)生斷裂破壞，形成破孔；而蜂窩芯的破壞主要是由于迎/背彈面板傳遞的應力導致塑性失穩(wěn)，并無明顯的斷裂破壞。

高速沖擊試驗和模擬中觀測到了3種不同的典型損傷模式，即壓痕損傷、侵入損傷及貫穿損傷，如圖9所示。

圖8 小尺寸彈丸高速沖擊蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)破壞模擬圖

1）壓痕損傷：彈丸被彈回。迎彈面板局部區(qū)域內(nèi)發(fā)生明顯塑性變形，部分位置超過其變形極限，產(chǎn)生裂紋；而背彈面板未發(fā)現(xiàn)明顯損傷。

2）侵入損傷：彈丸對蜂窩夾層板發(fā)生了侵徹。迎彈面板發(fā)生撕裂破壞，形成孔洞。在不同沖擊速度下，背彈面板的破壞形式表現(xiàn)不同。為了方便，將背彈面板從無損傷至產(chǎn)生裂紋而未完全撕裂均定義為侵入損傷，分別記作侵入損傷I、侵入損傷Ⅱ。

3）貫穿損傷：隨著沖擊速度的提高，彈丸完全貫穿蜂窩夾層板。迎彈面板、背彈面板均發(fā)生明顯撕裂破壞，蜂窩夾層板產(chǎn)生貫穿孔。

圖9模擬結(jié)果表明，可以按照沖擊過程的截止階段來劃分最終蜂窩夾層板損傷模式，即當?shù)?階段完成前，蜂窩夾層板的損傷為壓痕損傷；第1階段完成至第2階段，蜂窩夾層板損傷為侵入損傷I；當沖擊進入第3階段至第4階段完成前，其損傷為侵入損傷Ⅱ；當?shù)?階段完成時，蜂窩夾層板損傷屬于貫穿損傷。蜂窩夾層板的高速沖擊損傷模式符合前文有限元模擬結(jié)果。

在6 mm彈丸沖擊下，蜂窩夾層板的極限穿孔直徑（臨界沖擊速度下最小穿孔直徑）的試驗值、模擬值分別為6.03、6.20 mm，如圖10所示，極限穿孔直徑模擬值的誤差僅為3%；侵入損傷彈丸極限速度的試驗值、模擬值分別為220、210 m/s，侵入損傷彈丸極限速度的模擬誤差僅為4.5%；貫穿損傷彈丸極限速度的試驗值、模擬值分別為290、270 m/s，貫穿損傷彈丸極限速度的模擬誤差僅為6.9%。綜上，驗證了模擬結(jié)果的可靠性。

3.3 損傷區(qū)域及影響因素

從迎彈面板損傷區(qū)域的三維形貌圖中提取了3個參數(shù)作為量化指標，即壓痕最大直徑i、壓痕最大深度i、侵入最大深度b。為了測量的統(tǒng)一性，取壓痕深度達到0.1 mm處作為壓痕損傷起始處，其測量示意圖如圖11所示。其中壓痕損傷參數(shù)為i、i，侵入損傷參數(shù)為i、b，貫穿損傷參數(shù)為i。由于實際沖擊速度在一定范圍內(nèi)波動，沖擊后試樣的具體損傷并不完全相同，因此在每種損傷模式下取3個試樣進行測試，取其平均值作為該損傷模式下的損傷參數(shù)。蜂窩夾層板損傷參數(shù)測量值見表3。

由表3可以發(fā)現(xiàn)，在100～110 m/s的沖擊速度范圍內(nèi)，方向及方向蜂窩夾層板均處于壓痕損傷模式，高速沖擊損傷模式與蜂窩夾層板方向無關(guān)。此外，方向及方向蜂窩夾層板的平均實際沖擊速度分別為109.67、106.68 m/s，其對應的沖擊強度（∝2）相對差值為5.3%。在此沖擊強度下，方向及方向蜂窩夾層板的壓痕損傷寬度（∝i2）相對差值為5.7%，方向及方向蜂窩夾層板的壓痕損傷深度（∝i）相對差值為5.7%；高速沖擊損傷大小與蜂窩夾層板方向并無明顯關(guān)聯(lián)。在210～220、240～250及290～300 m/s的沖擊速度范圍內(nèi)，也可以得出類似結(jié)論。

圖9 蜂窩夾層板典型沖擊損傷模式

圖10 侵入、貫穿損傷極限速度試驗、模擬對比

此外，蜂窩夾層板發(fā)生侵入損傷、穿孔損傷極限彈道速度也與蜂窩夾層板的方向無關(guān)，分別為220、290 m/s。因此蜂窩夾層板高速沖擊損傷與蜂窩板方向無關(guān)。這是因為在高速沖擊下，沖擊影響范圍主要集中在彈丸與靶板接觸的局部區(qū)域，其覆蓋區(qū)域僅為一個蜂窩芯格。蜂窩芯排列方向不同帶來的整體性能差異并不明顯。

為研究彈丸尺寸與沖擊速度對蜂窩夾層板損傷破壞影響規(guī)律，選用不同彈丸尺寸、不同沖擊速度下開展了沖擊試驗，圖12顯示了在不同沖擊彈丸下，沖擊速度對歸一化穿孔直徑的影響；其中歸一化直徑為穿孔直徑與沖擊彈丸直徑的比值。

可以發(fā)現(xiàn)在12、6 mm彈丸沖擊下，歸一化穿孔直徑隨著沖擊速度的提高而增加。當沖擊速度從300 m/s提高到400 m/s時，12 mm彈丸沖擊下歸一化穿孔直徑從1.078增加至1.318；6 mm彈丸沖擊下歸一化直徑從1.033增加至1.075。因為隨著沖擊速度的增加，蜂窩夾層板所面臨的沖擊能量隨之提高，其迎/背彈面板的塑性變形區(qū)域也由此擴大；最終造成了穿孔直徑的增大。在直徑6 mm彈丸沖擊下，其歸一化穿孔直徑增加緩慢；而12 mm彈丸沖擊下，其歸一化穿孔直徑增加較快。這是因為在沖擊速度變化量相同時，彈丸沖擊能量的增加量Δ正比于彈丸質(zhì)量，見式（1）。隨著沖擊速度增加，12 mm彈丸的沖擊能量增加更快，因此造成穿孔直徑的增加速率也更高。

圖11 典型試樣損傷區(qū)域三維形貌測量示意圖

表3 蜂窩夾層板損傷區(qū)域測量值

Tab.3 Damage area of honeycomb sandwich panel

在12 mm彈丸沖擊下，沖擊速度在330、370 m/s左右時，歸一化穿孔直徑突然增加。原因在于，在沖擊過程中穿孔位置附近存在一定范圍的沖塞區(qū)，隨著沖擊能量達到臨界值后，這部分沖塞區(qū)域也在沖擊過程中飛出，造成穿孔直徑增大。

3.4 沖擊能量耗散分析

圖13顯示了6 mm和12 mm沖擊彈丸在這4個階段的速度-時間曲線。彈丸在侵徹過程中速度持續(xù)下降，直至整個彈丸完全穿透蜂窩夾層板。在此過程中，通過迎/背彈面板、蜂窩芯壁的塑性變形、斷裂，彈丸的動能被持續(xù)耗散。

6 mm彈丸沖擊蜂窩夾層板過程中，在彈丸速度-時間曲線中可以發(fā)現(xiàn)2段平臺，分別對應著彈丸前端、彈丸剩余部分穿透蜂窩芯層階段。表明彈丸動能主要耗散在穿透迎/背彈面板的過程，在穿透蜂窩芯層時并無明顯損失。因為在此次模擬彈丸穿透蜂窩芯層過程中，其與蜂窩芯壁并無直接接觸。不同于6 mm彈丸，在12 mm彈丸侵徹過程中，彈丸速度持續(xù)下降，直至整個彈丸完全穿透蜂窩夾層板。12 mm彈丸與蜂窩芯壁始終直接接觸，通過迎/背彈面板、蜂窩芯壁的彈性及塑性變形、斷裂，彈丸的動能被持續(xù)耗散。

圖14顯示了不同沖擊能量（相同6 mm彈丸不同沖擊速度）下蜂窩夾層板的損傷情況。當沖擊速度從0 m/s增加到100 m/s（沖擊能量4.41 J）時，蜂窩夾層板迎彈面開始出現(xiàn)壓痕，但并未出現(xiàn)裂紋。隨著沖擊速度的持續(xù)增加，迎彈面開始出現(xiàn)裂紋；直至速度達到220 m/s時（沖擊能量21.36 J）迎彈面發(fā)生穿孔。當速度達到242 m/s時（沖擊能量25.85 J），彈丸穿透蜂窩芯層，對蜂窩夾層板背彈面造成破壞；當速度超過290 m/s時（沖擊能量37.12 J），彈丸完全貫穿迎/背彈面，造成夾層板孔洞。因此，當迎彈面出現(xiàn)裂紋，沖擊能量需達到4.41 J；從迎彈面出現(xiàn)裂紋至完全穿孔，沖擊能量提高了17 J；穿透迎彈面至背彈面出現(xiàn)損傷，沖擊能量提高了4.5 J；背彈面從出現(xiàn)裂紋至完全穿孔，沖擊能量提高了11 J。

圖13 直徑6 mm（a）和12 mm（b）彈丸沖擊過程中彈丸速度-時間曲線

如3.1節(jié)典型模擬結(jié)果與分析，在彈丸侵徹過程中，彈丸首先與迎彈面發(fā)生接觸，在此過程中載荷通過迎彈面?zhèn)鬟f到了蜂窩芯及背彈面，蜂窩芯及背彈面在載荷作用下將發(fā)生彈性及塑性變形，從而耗散部分沖擊能量；剩余沖擊能量則通過迎彈面的彈性及塑性變形、斷裂耗散。而當彈丸在侵徹背彈面前，已完成迎彈面及蜂窩芯的侵徹過程，因此除高速彈丸外，還將伴隨飛離的板料直接作用于背彈面。此外，彈丸在侵徹背彈面時，沖擊區(qū)域的迎彈面及蜂窩芯局部區(qū)域已發(fā)生完全撕裂，沖擊載荷無法傳遞到迎彈面及蜂窩芯，僅依靠背彈面的彈性及塑性變形、斷裂耗散沖擊能量。因此，迎彈面穿孔所需要的沖擊能量將略高于背彈面穿孔過程所需要的沖擊能量。

圖14 6 mm彈丸不同沖擊能量下?lián)p傷參數(shù)變化曲線

從GH4099板材的高速沖擊對比試驗中，發(fā)現(xiàn)單層板、雙層板的穿孔極限速度分別為225、324 m/s，所對應的沖擊能量分別為22.35 J及46.34 J。蜂窩夾層板的極限沖擊能量反而略有降低，這與蜂窩夾層板具有良好的吸能特性的觀點相矛盾。蜂窩芯層似乎并沒有提高整體結(jié)構(gòu)的抗沖擊性能。圖15為GH4099板材沖擊后的損傷圖，可以發(fā)現(xiàn)單純的GH4099板材在高速沖擊下其損傷區(qū)域及損傷參數(shù)要遠遠大于蜂窩夾層板。在4.41～9.93 J沖擊能量下，GH4099板材壓痕深度達到了3 mm；在23.35 J的沖擊能量下，第1層板發(fā)生穿透，其孔洞等效直徑達到了12 mm，是沖擊彈丸直徑的2倍；當沖擊能量超過4.41 J時，損傷區(qū)域完全覆蓋了整個試樣，僅夾持端無明顯變形。

板材是通過整體大變形來耗散沖擊能量，而蜂窩夾層板在整個沖擊過程中均沒有發(fā)生整體大變形，兩者的抗高速沖擊原理并不相同。蜂窩芯層在高速沖擊過程中將損傷區(qū)域限定在了一定范圍內(nèi)，對維持蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)的完整性起到了重要作用。

3.5 蜂窩夾層板沖擊沖擊后壓縮試驗分析

圖16為蜂窩夾層板沖擊前后試件的典型側(cè)壓載荷-位移曲線?？梢园l(fā)現(xiàn)無論是無損傷還是在其他損傷模式下，蜂窩夾層板方向的側(cè)壓強度都略高于方向的。不同于膠黏蜂窩夾層板，釬焊蜂窩夾層板面板與蜂窩芯層連接強度較高[24]。在側(cè)壓過程中并未發(fā)現(xiàn)明顯的面板與蜂窩芯脫焊，其失效模式主要為塑性屈曲和局部失穩(wěn)[25]。

對于無損傷試件，失效為較為理想的整體塑性屈曲，其失效位置靠近夾持端（圖17a）；而對于含沖擊損傷的試件，由于損傷的存在導致其剛性、塑性下降且明顯具有不對稱性，其失效模式為局部失穩(wěn)且多發(fā)生在損傷區(qū)域（圖17b～d）。由于局部失穩(wěn)導致蜂窩夾層板的側(cè)壓強度明顯下降，其中貫穿損傷的強度下降尤其明顯，對整體結(jié)構(gòu)的性能損傷最大。

由表4可以發(fā)現(xiàn)，無損傷試樣的最大側(cè)壓破壞載荷較為穩(wěn)定，、方向極限破壞載荷平均值分別為51.593、49.786 kN。對于含沖擊損傷的蜂窩夾層板試樣，不論何種損傷模式下其最大破壞載荷均大幅降低，降幅分別達到了50.2%（壓痕損傷-）、54%（壓痕損傷-）、66.7%（侵入損傷-）、70.9%（侵入損傷-）、82.4%（貫穿損傷-）、85.4%（貫穿損傷-）。

圖15 直徑6 mm彈丸高速沖擊0.5 mm厚GH4099板及蜂窩夾層板的損傷實物

圖16 典型蜂窩夾層板試樣側(cè)壓載荷-位移曲線

圖17 典型蜂窩夾層板試樣側(cè)壓失效圖

表4 蜂窩夾層板沖擊前后試樣側(cè)壓極限破壞載荷

Tab.4 Ultimate failure load of honeycomb sandwich panel samples before and after impact

4 結(jié)語

利用Abaqus有限元仿真軟件對蜂窩夾層結(jié)構(gòu)高速沖擊過程進行了數(shù)值模擬，分析了不同沖擊強度對蜂窩夾層板的損傷。對釬焊高溫合金蜂窩夾層板進行了高速沖擊試驗及CAI試驗，獲取了含沖擊損傷蜂窩夾層板的剩余強度，并分析了側(cè)壓強度大幅降低的原因。主要結(jié)論如下：

1）針對不同尺寸彈丸，蜂窩夾層板高速沖擊模擬過程有著明顯差異。當彈丸尺寸大于蜂窩芯內(nèi)接圓直徑后，彈丸在侵徹過程中將與蜂窩芯壁直接接觸，蜂窩芯層對整體結(jié)構(gòu)的抗高速沖擊作用變得更加明顯。

2）彈丸高速沖擊蜂窩夾層板時，其蜂窩夾層板方向?qū)_擊損傷無明顯影響。在6 mm的GCr15鋼球高速沖擊GH4099蜂窩夾層板試驗中，當沖擊速度在100～300 m/s內(nèi)時，蜂窩夾層板主要表現(xiàn)為3種損傷模式：壓痕損傷、侵入損傷、貫穿損傷。

3）在高速沖擊過程中，面板、蜂窩芯層對沖擊能量耗散都起到了重要作用。蜂窩芯在沖擊過程中對迎/背彈面板起到了較強的支撐作用，將結(jié)構(gòu)損傷區(qū)域限制在了彈丸沖擊點附近，遠離沖擊區(qū)域的蜂窩夾層板在結(jié)構(gòu)上并無明顯損傷。

4）高速沖擊過程中貫穿損傷的影響面積最大，其損傷區(qū)域歸一化穿孔直徑為1.8。6 mm的GCr15鋼球貫穿蜂窩夾層板的極限穿孔直徑模擬值、試驗值分別為6.20、6.03 mm，其誤差僅為3%。侵入損傷彈丸極限速度的模擬值、試驗值分別為210、220 m/s，侵入損傷彈丸極限速度的模擬誤差僅為4.5%；貫穿損傷彈丸極限速度的模擬值、試驗值分別為270、290 m/s，貫穿損傷彈丸極限速度的模擬誤差僅為6.9%。

5）由于沖擊損傷，蜂窩夾層板側(cè)壓失效模式由整體塑性屈曲轉(zhuǎn)變?yōu)榫植渴Х€(wěn)。沖擊后含損傷蜂窩夾層板試樣的側(cè)壓極限破壞載荷大幅降低，降幅分別達到了50.2%（壓痕損傷-）、54%（壓痕損傷-）、66.7%（侵入損傷-）、70.9%（侵入損傷-）、82.4%（貫穿損傷-）、85.4%（貫穿損傷-）。

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Dynamic Response of Brazed Honeycomb Sandwich Panel under High-speed Impact Load

CHEN Feng1*, YUAN Yibin2,LIU Yang2,SUN Xuechao3

(1. School of Mechanical and Electrical Engineering, Soochow University, Jiangsu Suzhou, 215131, China; 2. AVIC Chengdu Aircraft Design & Research Institute, Chengdu 610041, China; 3. School of Aeronautics, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China)

The work aims to analyze the mechanical properties of the brazed high temperature alloy honeycomb sandwich panel under the high-speed impact of projectile. The dynamic response and failure of the honeycomb sandwich panel under different impact strength were studied through the light-gas gun test combined with FE simulation. The lateral compression experiment of the honeycomb sandwich panel with high-speed impact damage was carried out to study the effect of damage modes on the residual strength of the sandwich panel. Results showed that the impact strength had obvious influence on the failure process and failure mode of the sandwich panel. When the impact strength was not enough to penetrate the front face, the failure mode of the sandwich panel is indentation damage. With the increase of impact strength, different degrees of local core compression appeared. When the impact strength was greater than the critical value, front face and rear face were penetrated, the sandwich panel had intrusion damage and penetration damage. The high-speed impact damage causes the lateral compression failure mode of the honeycomb sandwich panel to change from ideal plastic buckling to local instability, and the limit load of lateral compression is greatly reduced.

honeycomb sandwich structure; dynamic property; impact damage; residual strength; superalloy

TB34

A

1001-3563(2024)09-0250-11

10.19554/j.cnki.1001-3563.2024.09.032

2024-02-26

國家自然科學基金（52102425）