莊偉　康民

摘 要：文章以蜂窩夾層結(jié)構(gòu)鑲嵌件為研究對象，使用RADIOSS對其拉伸承載能力進行了仿真分析。首先介紹了RADIOSS的顯式動力學計算方法。然后建立了鑲嵌件、蜂窩夾層結(jié)構(gòu)及發(fā)泡膠的有限元模型，模擬了鑲嵌件以0.5m/s的速度從蜂窩夾層結(jié)構(gòu)中拉脫的全過程，并對計算結(jié)果進行了分析，得出了相關結(jié)論。

關鍵詞：蜂窩夾層結(jié)構(gòu)；鑲嵌件；RADIOSS

中圖分類號：V215 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）21-0001-04

Abstract： Taking honeycomb sandwich structure mosaic as the research object， the tensile bearing capacity of honeycomb sandwich structure is simulated and analyzed by using RADIOSS in this paper. Firstly， the explicit dynamic calculation method of RADIOSS is introduced. Then the finite element models of mosaic honeycomb sandwich structure and styrofoam are established and the whole process of mosaic pulling out from honeycomb sandwich structure at the speed of 0.5m/s is simulated. The calculation results are analyzed and the relevant conclusions are drawn.

Keywords： honeycomb sandwich structure； mosaic； RADIOSS

1 概述

由于重量輕，具有大的彎曲剛度及強度，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)在航空飛行器上得到了廣泛應用。夾層結(jié)構(gòu)由薄面板和軟夾芯組成，傳遞集中載荷的能力較差，但由于夾層結(jié)構(gòu)與其他設備連接及其本身之間連接的需要，傳遞集中載荷又是不可避免的，這就需要對夾層結(jié)構(gòu)連接部位進行合理設計。最常用的方式是采用各種形式的金屬鑲嵌件進行局部加強，使連接產(chǎn)生的集中載荷擴散出去。鑲嵌件固定于蜂窩夾層結(jié)構(gòu)中，它使蜂窩夾層結(jié)構(gòu)與其他結(jié)構(gòu)件或儀器設備之間形成一種可拆卸的連接結(jié)構(gòu)[1]，航空飛行器上的很多設備都是通過鑲嵌件固定在蜂窩夾層結(jié)構(gòu)上的。一架航空飛行器通常有上千個鑲嵌件，因此鑲嵌件承載能力的大小是十分重要的。

雖然蜂窩夾層結(jié)構(gòu)鑲嵌件已經(jīng)得到了廣泛應用，但與之相應的研究工作卻開展得尚不充分，且主要集中在對鑲嵌件的試驗研究方面。Byoung Jung Kim等通過靜力拉伸及動力拉伸試驗，研究了鑲嵌件形狀對于鑲嵌件拉伸承載力的影響[2]；N.G.Tsouvalis等試驗研究了鑲嵌件引起的應變集中[3]；林有材與何玉梅通過試驗分析了鑲嵌件對玻璃鋼蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的增強效應[4]。

目前研究鑲嵌件主要采用試驗方法。試驗方法不僅周期長，且耗費大量的人力、財力、物力。本文通過RADIOSS顯式動力學分析對蜂窩夾層結(jié)構(gòu)鑲嵌件承受拉伸載荷作用時的承載能力進行了計算，并與試驗結(jié)果進行對比，給出了相關的結(jié)論。

2 計算方法

整個計算過程采用顯式時間積分的方法。

3 有限元模型及相關參數(shù)

有限元模型主要由以下幾個部件組成：鑲嵌件、發(fā)泡膠、蜂窩、上面板及下面板，具體模型如圖1所示。

3.1 材料與屬性

有限元模型中模擬的鑲嵌件為標準件，其牌號是DHS-443-152-22，螺紋直徑為5mm，采用六面體單元模擬，其屬性為P14_SOLID，材料為碳素鋼；發(fā)泡膠采用六面體單元模擬，其屬性為P14_SOLID，材料為DG-18；對于蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，將上面板、下面板和蜂窩分別用shell單元和solid單元建模，并采用共節(jié)點的方式，其中蜂窩由P14_SOLID單元模擬，材料為NH-1-2.75-32，蜂窩厚度為15mm，面板由P1_SHELL單元模擬，材料為2A12。

碳素鋼和2A12的材料本構(gòu)關系均使用M2_PLAS_JOHNS_ZERIL，即彈塑性材料，材料構(gòu)型自帶失效準則，只需在材料參數(shù)里面輸入相應的失效判定參數(shù)即可（失效塑性應變？著，塑性最大應力？滓max0），當計算時單元的等效應力或應變達到失效應力或應變時，單元即被判定失效并從模型中刪除。

NH-1-2.75-32和DG-18的材料本構(gòu)關系均使用M28_HONEYCOMB，材料構(gòu)型自帶失效準則，當計算時單元的正應變或切應變達到失效應變時（任一達到即判定失效），單元將從模型中刪除。

具體的材料屬性如表1所示。

表1中，E代表彈性模量，G代表剪切模量，σ0.2代表屈服應力，μ代表泊松比，εmax代表失效正應變，γmax代表失效切應變。

3.2 載荷及邊界條件

根據(jù)試驗件加載條件，對鑲嵌件中心點φ80以外的所有節(jié)點約束xyz三個方向的平動自由度。

對鑲嵌件內(nèi)徑所有節(jié)點施加0.5m/s的Z向速度。

具體的載荷及邊界條件如圖2所示。

3.3 計算使用單位

本模型中使用的基本單位為：

時間：ms 長度：mm 質(zhì)量：kg

4 具體計算及分析

4.1 失效模式及破壞載荷

整個模型的失效模式如圖3和圖4所示。

在4.8ms，鑲嵌件與發(fā)泡膠連接的側(cè)邊單元首先發(fā)生剪切破壞。

在6.4ms，鑲嵌件與發(fā)泡膠連接的剩余側(cè)邊單元和底部單元發(fā)生剪切破壞和拉伸破壞。

4.2 與試驗結(jié)果的對比

試驗件的尺寸、材料、加載和約束均與有限元模型一致，試驗件的破壞模式如圖6所示，試驗件典型載荷-時間曲線如圖7所示?？梢钥闯觯邢拊Ｐ偷钠茐哪Ｊ郊拜d荷-時間曲線與試驗件基本一致。

平均破壞載荷為2518N，與有限元模型的破壞載荷基本一致，誤差僅為：（2518-2493）/2518=1%。

4.3 不同尺寸鑲嵌件的破壞載荷

（1）將鑲嵌件牌號改為DHS-443-152-32，其螺紋直徑為6mm，其他相應尺寸也均有所增大；蜂窩厚度仍為15mm，邊界條件及加載維持不變。

計算后載荷隨時間的變化曲線如圖8所示?？梢钥吹剑畲筝d荷出現(xiàn)在7.19ms，其值為3306N。

在原模型中，粘接單元的表面積為：

1.5×3.14×14.2+11.2×3.14×10.2+3.14×（7.12-2.52）=564.3mm2

同理可計算出模型①粘接單元的表面積為730.8mm2，模型②粘接單元的表面積為848.0mm2。三個模型的粘接表面積比值為：564.3：730.8：848.0=1：1.29：1.5。三個模型的破壞載荷比值為：2493：3306：3581=1：1.32：1.44?？梢钥闯觯偳都钠茐妮d荷與粘接面積基本成正比。隨著鑲嵌件自身尺寸的增加，其粘接面積也逐漸增大，破壞載荷也自然逐漸增大。

5 結(jié)束語

通過建模、計算分析以及不同模型之間的對比，我們可以得出以下結(jié)論：（1）鑲嵌件拉伸的破壞載荷與其粘接

表面積成正比，粘接表面積越大破壞載荷越高。（2）鑲嵌件拉伸的破壞模式通常是發(fā)泡膠的剪切破壞，因此使用剪切強度和剪切模量較高的發(fā)泡膠可以提高鑲嵌件拉伸破壞載荷。（3）從表2的試驗數(shù)據(jù)可以看出，鑲嵌件拉伸破壞載荷的分散性較大且絕對數(shù)值較低，因此鑲嵌件不可用于重要的連接處，且安全系數(shù)需取的較高，建議取2.0。

參考文獻：

[1]馮紀生.蜂窩夾層結(jié)構(gòu)后埋件的連接設計[J].航天器工程，

1998，7（2）.

[2]Byoung Jung Kim，Dai Gil Lee.Characteristics of joining inserts for composite sandwich panels [J].Composite Structures，2008（86）.

[3]N.G.Tsouvalis，M.J.Kollarini.Experimental Inves-tigation of strain concentrations caused by inserts in sandwich beams[J].strain，2008（44）.

[4]林有才，何玉梅.預埋件對玻璃鋼蜂窩夾層結(jié)構(gòu)性能的影響[J].玻璃鋼/復合材料，2002，1.

[5]歐賀國，等.RADIOSS理論基礎與工程應用[M].機械工業(yè)出版社，2013.