成李南 陳向明 汪遠

摘 要 本文開展了帽型加筋壁板完好試件和損傷試件的壓縮穩(wěn)定性試驗，獲得壓縮載荷下帽型加筋壁板的屈曲載荷、破壞載荷和破壞模式。同時基于有限元軟件ABAQUS，采用內聚力模型（CZM）技術模擬復合材料加筋壁板結構筋條-蒙皮粘接界面。模擬結果和試驗結果吻合性良好，表明完好試件屈曲后結構仍具有極大地承載能力，膠層脫粘會導致快速的損傷演化，破壞載荷峰值幾乎與界面起裂載荷相等；低速沖擊損傷試件筋條-蒙皮脫粘極大地降低了壁板結構的屈曲載荷和破壞載荷，并導致結構失效位置發(fā)生變化。進一步研究發(fā)現(xiàn)截止端斜削角度從10°增加到30°，結構屈曲載荷和破壞載荷均逐漸增加。

關鍵詞 復合材料；內聚力模型；后屈曲；加筋板；界面脫粘

ABSTRACT Non damage and with low-velocity impact damage specimen under uniaxial compression of stiffened composite panel was conducted to study the buckling load， failure load and failure modes. The interface de-bonding between stringer and skin was simulated by using the Cohesive Zone Model（CZM） in the commercial software ABAQUS. The numerical result is in good agreement with experimental one. The results indicate that： non damage specimen has comparatively large load capacity of the structure after buckling， and the interface de-bonding leads to damage evolution quickly， the load of crack initial occurred equal to failure load. Low-velocity impact damage has significant influence on the buckling load ， failure load， and failure mode. This study further shows that from 10°to 30°angles of stringer run-out， the buckling load and failure load gradually increases.

KEYWORDS composite；cohesive zone model；post-buckling；panel-stiffener；interface de-bonding

1 引言

碳纖維復合材料因比強度高、比模量大、抗疲勞性能好等優(yōu)點，已成為航空、航天、船舶等領域廣泛應用的先進材料，結構整體化現(xiàn)已成為實現(xiàn)復合材料結構輕質、高效、低成本的重要途徑[1]。作為一種典型的復合材料整體化結構，復合材料加筋壁板通過對層板粘接不同類型的筋條，實現(xiàn)其設計性強、高承載效率、輕結構重量等優(yōu)點。

目前復合材料壁板大量應用于航空航天等輕量化要求較為“苛刻”的結構（例如機身、機翼和尾翼）上，而機身結構的安全性直接影響飛機的安全。受制造工藝和裝配操作影響，在蒙皮和筋條界面處可能存在局部缺陷，成為開裂發(fā)生的起始部位，對其承載能力和失效行為具有顯著影響，是結構完整性評估的重要內容。

復合材料結構的沖擊由于其突出的工程實際應用價值，一直是國內外學術關注的熱點，蒙皮和筋條之間的膠接界面通常是加筋結構的薄弱環(huán)節(jié)，其脫粘起始載荷是壁板結構設計最為關心的載荷，它的大小直接影響結構的設計載荷水平。飛機服役過程中，壁板結構在面外載荷作用下，蒙皮-筋條粘接界面的脫粘缺陷極易發(fā)生擴展，引起粘接界面大面積脫粘和層壓板分層，迫使結構提前失效，對結構完整性構成威脅。研究脫粘缺陷對加筋壁板結構的破壞過程、破壞形式及其承載能力的影響，對于確保飛機安全、改進加筋壁板的結構設計以及損傷修補具有重要意義。已有的研究表明，在筋條終止端采取斜削設計的方法可以改善筋條與蒙皮的脫膠起始載荷[1-x]，但很少有對帽型加筋壁板截止端斜削角度的研究。

本文首先對沖擊試件引入沖擊損傷，并開展了帽型加筋壁板完好試件和損傷試件的壓縮穩(wěn)定性試驗，獲得壓縮載荷下帽型加筋壁板的破壞形式、加載曲線，觀測到長桁-蒙皮粘接界面的脫粘以及層合板表層的分層。同時基于有限元軟件ABAQUS，采用內聚力模型（CZM）技術模擬復合材料加筋壁板結構筋條-蒙皮的脫粘，得到筋條-蒙皮的脫粘對結構失效載荷和失效模式的影響，并研究了截止端斜削角度對結構屈曲載荷和破壞載荷的影響。

2 試驗件

由于壁板長桁通常在翼肋或機身框等部位終止，為模擬結構實際支持條件，本文設計兩長桁終止端對稱布置試驗件，其尺寸如圖1所示，試驗件所用的材料為M21E/IMA，筋條鋪層為[45/0/0/-45/90/-45/0/0/45]，蒙皮鋪層[45/-45/45/90/0/90/-45/0]s，固化后單層理論厚度為0.1867mm。蒙皮長為800mm，寬為240mm，帽型長桁高32mm，共4組8件試驗件，每組的2#件為沖擊損傷試件，4組試件帽底和帽腰之間的夾角分別為10°、20°、25°和30°。

3 沖擊損傷引入

使用落槌式沖擊試驗裝置對每組的2#試驗件引入沖擊損傷，半球形沖頭直徑為16mm。帽型筋條和蒙皮粘接處沖擊能量為35J截止值，沖擊點在蒙皮面；長桁截止端處帽腰位置沖擊能量為3J，沖擊點位于帽腰中心位置；為模擬實際受力情況，本文設計支持框架，對試件實施面外支持，試驗件沖擊具體位置如圖2所示，沖擊損傷后典型無損檢測結果如圖3所示。

無損檢測顯示：截止端斜削區(qū)帽腰的沖擊對筋條帽腰處造成局部分層，分層區(qū)域面積最大在20×10mm2，未見長桁蒙皮脫粘。蒙皮面?zhèn)乳L桁與蒙皮粘接面的沖擊在蒙皮上造成分層，分層面積最大30×25mm2，凹坑深度多0.12mm，沖擊點側凸緣與蒙皮粘接界面的脫粘，脫粘面積最大為140×25mm2，同時引起另一側凸緣與蒙皮粘接的脫粘，脫粘面積最大為83×25mm2。詳細記錄結果如表1所示。

4 帽型加筋壁板壓縮試驗

4.1 試驗方法

在試驗件上的典型位置粘貼應變片，筋條面應變片編號和粘貼位置如圖4所示，粘貼位置分為A、B、C、D四個截面，蒙皮面背靠背對應位置應變片編號+1000。例如，筋條面A截面應變片編號1001，對應蒙皮面應變片編號為2001。

復材帽型加筋壁板在ZWICK Z2000E壓縮試驗機上進行試驗。在壁板蒙皮側邊自由端布置側邊支持夾具，防止側邊出現(xiàn)失穩(wěn)等非預期破壞；同時在截止端對接框處采用專用側向隨動支持夾具模擬框簡支支持。試驗時首先調正壓心，在低載進行調試后完成正式試驗，試驗件安裝支持狀態(tài)如圖5所示。進行壓縮破壞試驗時，以5kN為一級加載，加載至30kN卸載，檢查夾具、加載設備和測量儀表的工作狀態(tài)，然后以5kN為一級加載至80kN，隨后以2kN為一級逐步加載至結構破壞。

4.2 完好試件試驗結果

本文中所有完好試件的試驗現(xiàn)象類似，由于截止端處斜削角度不同導致加筋壁板結構屈曲載荷和承載能力不同，所有完好試件的屈曲載荷和破壞載荷如表2所示，故以Com-A-20-1試件為例，圖6為Com-A-20-1試件試驗過程中載荷-應變曲線，從中可以看出，試驗加載初始階段應變隨載荷線性增大，當加載到55kN時，D截面1408#應變片及背靠背2408X#應變片（位于筋條端部蒙皮部位）斜率發(fā)生變化，表明結構發(fā)生了局部屈曲，波形位于截止端處蒙皮區(qū)域；繼續(xù)加載，未發(fā)現(xiàn)試件出現(xiàn)異常情況，當加載到213kN～217kN時，試驗過程中可聽到清脆響聲，D截面1404#應變片和1412#應變片（位于截止端筋條凸緣上）斜率變?yōu)?，1412#應變片應變反向變化，此處載荷由蒙皮承受，可觀察到截止端處筋條凸緣-蒙皮脫粘，1204#應變片和1212#應變片斜率并沒有發(fā)生變化，說明脫粘只發(fā)生在截止端頭處，脫粘后截止端處蒙皮屈曲波長變大，截止端頭處蒙皮沿試件寬度方向被折斷，結構在高壓縮載荷下迅速發(fā)生失穩(wěn)破壞。

完好試件承受軸壓載荷后破壞形式如圖7所示，完好試件試驗中首先會在截止端蒙皮面處觀察到蒙皮屈曲，試件蒙皮向長桁反方向鼓包，屈曲失穩(wěn)后試件沒有立即發(fā)生破壞，并且能夠繼續(xù)承載，說明復合材料加筋板存在后屈曲過程；隨著載荷繼續(xù)增大，裂紋首先發(fā)生在筋條-蒙皮粘接面截止端頭處，并沿筋條擴展，脫粘后截止端處局部抗彎模量降低，原來筋條承受的載荷逐步轉移到蒙皮，蒙皮繼續(xù)屈曲變形，隨后，截止端處蒙皮在很小的載荷范圍內快速發(fā)生坍塌破壞，完好試件截止端處膠層徹底脫粘如圖8所示。

4.3 損傷件試驗結果

本文中所有損傷件的試驗現(xiàn)象類似，屈曲載荷和破壞載荷基本相同，所有損傷件的屈曲載荷和破壞載荷如表3所示。故以Com-A-30-2試件為例，圖9為無損件試驗過程中載荷-應變曲線，從圖中可以看出，試驗加載初始階段應變隨載荷線性增大，當加載到30kN時，D截面1408#應變片及背靠背2408#應變片（位于筋條底部蒙皮中心）和C截面1215#應變片及背靠背2215#應變片（位于蒙皮部位）出現(xiàn)拐折，表明結構發(fā)生了局部屈曲，波形位于截止端到沖擊引起的脫粘處的蒙皮區(qū)域；在加載到90kN后，C截面1215#應變片及背靠背2215#應變片（位于蒙皮部位）斜率出現(xiàn)突變，試件發(fā)出連續(xù)響聲，發(fā)現(xiàn)應變片附近緣條與蒙皮間膠接界面出現(xiàn)脫粘損傷。加載到97kN，試驗過程中可聽到連續(xù)清脆響聲，A截面1001#應變片及背靠背2001#應變片（位于蒙皮面）和B截面1101#應變片及背靠背2101#應變片（位于蒙皮面）斜率突然變大，發(fā)現(xiàn)脫粘損傷沿長桁擴展至應變片附近緣條與蒙皮間膠接界面；筋條徹底失去承載能力，灌封端處蒙皮在高壓縮載荷下迅速發(fā)生失穩(wěn)。

沖擊損傷試件承受軸壓載荷后破壞形式如圖10所示，加載到一定載荷后，觀察到含損傷試件在從截止端到沖擊引起的脫粘位置處蒙皮屈曲，試件蒙皮向長桁反方向鼓包，隨著載荷繼續(xù)增大，筋條緣條-蒙皮脫粘逐漸向加載端擴展，并伴隨著連續(xù)的清脆響聲，蒙皮承載繼續(xù)增大，筋條凸緣與蒙皮徹底脫粘失效后，筋條和蒙皮分開，原來筋條和蒙皮共同承載的高穩(wěn)定性結構被破壞，加筋壁板承載能力迅速下降，并最終發(fā)生破壞。

總結發(fā)現(xiàn)，不論是無損件還是沖擊損傷件，試驗件的破壞載荷遠遠大于屈曲載荷，說明本文研究的帽型加筋壁板結構具有較強的后屈曲承載能力，在工程應用時應充分利用該種結構的優(yōu)勢。

5 影響因素分析

5.1 沖擊損傷影響

完好試件和含損傷件試驗和有限元計算載荷-位移曲線如圖11所示，可以看出，含損傷件剛度小于完好試件，主要原因是蒙皮面沖擊損傷引起了截止端處筋條凸緣-蒙皮粘接面一定范圍的脫粘，該脫粘導致結構彎曲剛度降低，與完好試件相對比，蒙皮屈曲波長增大至筋條-蒙皮脫粘處，初始屈曲載荷降低了約53%，筋條凸緣-蒙皮粘接面面外剝離應力增大，致使結構彎曲剛度下降，限制了結構后屈曲承載能力，使結構平均破壞載荷降低了43%。

試驗后對試驗件進行無損檢測，發(fā)現(xiàn)蒙皮面沖擊損傷導致的蒙皮分層未見擴展，截止端帽腰處的沖擊損傷引起的分層未見擴展，說明加筋壁板結構承載能力和剛度下降主要是由界面脫粘引起的，蒙皮處分層和截止端帽腰處分層對結構失效基本沒有影響。

5.2 截止端斜削角度影響

采用單一變量法對截止端斜削角度的影響進行研究，選取4組完好試件，斜削角度分別為10°、20°、25°、30°，完好試件的破壞載荷與筋條-蒙皮脫粘載荷基本相同，因此用破壞載荷代替脫粘載荷，破壞載荷隨角度變化如圖12所示。

由于截止端斜削造成斜削截面抗彎模量降低，壓縮載荷下反而會使端頭的局部彎曲加劇，隨著長桁截止端斜削角度從10°到30°，屈曲載荷和破壞載荷隨著斜削角度增加而增大。

6 結語

通過對考慮沖擊損傷和截止端斜削角度復合材料帽型加筋壁板在壓縮載荷下的分析和實驗驗證，得到如下結論：

（1）采用cohesive單元可以很好的模擬復合材料加筋壁板界面脫粘；

（2）翼緣-蒙皮膠層脫粘是導致加筋壁板結構失效的主要原因，并導致加筋壁板快速的損傷演化并失去承載能力；

（3）沖擊損傷引起的截止端處翼緣-蒙皮粘接面的脫粘，極大地降低了壁板結構屈曲載荷和破壞載荷；

（4）隨著截止端斜削角度減小，蒙皮過早屈曲導致翼緣-蒙皮粘接面面外剝離應力增大，同時結構彎曲剛度下降，進而限制了結構后屈曲承載能力；

（5）本文研究對需考慮沖擊損傷的加筋壁板結構設計和截止端結構細節(jié)選型設計具有一定的參考價值。

參考文獻

[1]? 中國航空研究院. 復合材料結構穩(wěn)定性分析指南[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2002：79-86.

[2]? Jeff W.H. Yap，Murray L. Scott，Rodney S. Thomson，Dieter Hachenberg. The analysis of skin-to-stiffener de-bonding in composite aerospace structures. Composite Structures，2002，（57）：425–435.

[3]? 王威力，武海鵬，魏程，王寶瑞，孫遠君，張金波.不同纖維增強的復合材料層板低速沖擊損傷研究[J].纖維復合材料，2020，37（02）：19-21+62.

[4]? 黃凌凱，朱禮寶，章向明，等.復合材料帽型加筋板界面應力與失效模擬.玻璃鋼/復合材料，2017年5月：34-40.

[5]? 孫晶晶，張曉晶，汪海，等.復合材料帽型加筋結構界面脫粘的實驗和數(shù)值分析. 第17屆全國復合材料學術會議論文， 2012，10月12-15日：80-86.

[6]? Krueger R，Minguet R J. Analysis of composite skin-stiffener debond specimens using a shell/3D modeling technique. Composite Structures，2007，81（1）：41-59.

[7]? van Rijn J C F N. Failure criterion for the skin-stiffener interface in composite aircraft panels.NLR-TP-98264，1998.

[8]? 劉從玉，許希武，陳康．考慮脫粘的復合材料加筋板屈曲后屈曲及承載能力數(shù)值分析．復合材料學報，2010，27（6）：158-166.

[9]? Stevens K A， Ricci R，Davies G A O. Buckling and post-buckling of composite structures[J].Composites，1995，26（3）：189-199.

[10]孫啟星， 陳普會. 復合材料壁板筋條斜削區(qū)失效分析[J] . 南京航空航天大學學報： 自然科學版，2008，40（4）：513- 516.

[11] Orifici A C，Shah S A，Herszberg I，Kotler A，Weller T. Failure analysis in post-buckled composite T-sections [J].Composite Structures， 2008， 86（ 1/ 3）：146-153.

[12] Orifici A C，Thomson R S，Herszberg I，Weller T，Degenhardt R，Bayandor J. An analysis methodology for failure in post-buckling skin-stiffener interfaces [J] . Composite Structures，2008，86（1/3）：186-193.