張云鵬,王 吉,王雪飛,劉冠一,韋 迎,楊 康

(1. 沈陽飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限公司 數(shù)據(jù)中心,沈陽 110000;2. 遼寧通用航空研究院 設(shè)計部,沈陽 110136;3. 沈陽航空航天大學(xué) 遼寧省通用航空重點實驗室,沈陽 110136)

電動飛機(jī)具有環(huán)境友好、便于維修、運(yùn)行成本低等不可替代的優(yōu)點,代表了先進(jìn)飛機(jī)技術(shù)的發(fā)展方向與趨勢[1]。與油動飛機(jī)相比,電動飛機(jī)在最大航程和最大航時方面還有很多不足,對先進(jìn)材料及結(jié)構(gòu)設(shè)計的需求更為迫切[2]。泡沫夾層復(fù)合材料具有比強(qiáng)度高、質(zhì)量輕、隔聲隔熱性能及抗碰撞吸能性能優(yōu)良,成為飛機(jī)輕量化的一種有效途徑,在航空領(lǐng)域中得到了廣泛的應(yīng)用[3-5]。在服役和維修過程中,飛機(jī)蒙皮常常會受到冰雹、維修工具等外物的低能量沖擊而出現(xiàn)損傷,造成性能的大幅度減退,因此對碳纖維泡沫夾層結(jié)構(gòu)低速沖擊后的損傷情況進(jìn)行研究是非常有必要的。國內(nèi)外學(xué)者針對復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行了諸多研究,張東健等[6]提出一種計算面板與芯體之間、筋條與板之間的橫向剪切應(yīng)力模型,來分析加筋的復(fù)合材料屈曲性能,通過數(shù)值算例驗證了該模型具有較高的準(zhǔn)確性。楊康等[7]就泡沫夾層厚度對復(fù)合材料泡沫夾層板沖擊性能的影響進(jìn)行研究,結(jié)果表明泡沫夾層厚度越大,對沖擊能量的展向引導(dǎo)越強(qiáng),損傷深度越小。王安文等[8]開展了復(fù)合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的低速沖擊試驗,結(jié)果表明,低速沖擊將嚴(yán)重降低蜂窩泡沫夾層板的抗拉、抗壓能力,造成面芯層間的分層擴(kuò)展。于志強(qiáng)等[9-12]分別從不同鋪層方式、不同沖擊方式及不同纖維層面對復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)的沖擊損傷進(jìn)行研究,試圖尋找具有較高抗沖擊載荷能力的結(jié)構(gòu)。楊文棟等[13]歸納了不同復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)低速沖擊下的力學(xué)性能,并總結(jié)了相應(yīng)泡沫夾層板的失效形式,展望了未來復(fù)合材料泡沫夾層板的重點研究方向。

基于Hashin失效準(zhǔn)則建立碳纖維泡沫夾層板低速沖擊有限元等效模型,將試驗結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果作對比,結(jié)果表明該等效模型可以準(zhǔn)確地預(yù)測復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)受沖擊后的損傷情況;然后,利用該等效模型對某型電動飛機(jī)的機(jī)身蒙皮進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化,使得相同鋪層數(shù)量下的機(jī)身蒙皮具有更高的抗沖擊損傷力學(xué)性能,旨在為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計人員提供一定的參考依據(jù)和數(shù)據(jù)支持。

1 試樣制備與沖擊試驗

1.1 試樣制備

試驗材料為碳纖維面板和泡沫夾層組成的復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)。其中上下面板使用牌號為W-3021FF的碳纖維預(yù)浸料,單層厚度為0.125 mm;芯材使用牌號為H60的泡沫材料,泡沫夾層厚度為4 mm;采用手糊真空壓縮袋工藝對泡沫夾層板進(jìn)行成型,經(jīng)水切割機(jī)切割成尺寸為150 mm×100 mm(長×寬)的標(biāo)準(zhǔn)試樣,試樣尺寸和沖擊位置如圖1所示。

圖1 試樣尺寸和沖擊位置示意

1.2 試驗方法

試驗按照標(biāo)準(zhǔn)ASTM D7136—2015 《用于測量纖維增強(qiáng)聚合物基質(zhì)復(fù)合材料對跌落沖擊事件的抗損傷性的標(biāo)準(zhǔn)測試方法》 執(zhí)行,引入鋼制落錘來對復(fù)合材料泡沫夾層板進(jìn)行低能量沖擊,泡沫夾層板支撐平臺的尺寸為125 mm×75 mm(長×寬),中間鏤空方便沖頭與面板向下移動,選擇鋼質(zhì)半球柱型沖頭作為試驗所用沖擊物,沖頭的直徑為20 mm,整個沖頭的質(zhì)量為5.5 kg。通過調(diào)整沖頭的初始沖擊位置可以等效代替不同的沖擊能量。試驗中沖擊能量設(shè)置為10.58,21.17,31.75,42.34 J,分別對不同鋪層方式的試樣進(jìn)行沖擊試驗。試樣基本信息與標(biāo)號如表1所示。為降低試驗誤差,每組試驗檢測4個試樣,試驗結(jié)果取其平均值。

表1 試樣基本信息與標(biāo)號

沖擊試驗結(jié)束后,選用SAM300 Basic型超聲檢測儀進(jìn)行超聲C掃描,用掃描后的圖像表征復(fù)合材料泡沫夾層板的沖擊損傷情況。超聲反射法效果突出,可以檢測到材料深處的損傷情況,不僅可以檢測到復(fù)合材料內(nèi)部損傷的形狀和大小,同時還能檢測出損傷具體所在的位置。

1.3 試驗結(jié)果

采用超聲C掃描對試樣表面深度損傷和表面直徑損傷進(jìn)行檢測。San-A02,San-B02,San-C02,San-D02等4種不同鋪層的試樣在21.17 J能量下的沖擊損傷深度和損傷面直徑超聲C掃結(jié)果如圖2,3所示,可見,各組試樣在相同沖擊能量下沖擊損傷區(qū)域深度與面積的變化與鋪設(shè)預(yù)浸料的層數(shù)及鋪層角度有顯著聯(lián)系。隨著鋪設(shè)預(yù)浸料層數(shù)增加,損傷區(qū)域深度和面積明顯減小;預(yù)浸料層數(shù)相同時,鋪層角度為±45°的層合板損傷區(qū)域深度和面積明顯最小,即抗低速沖擊能力更強(qiáng)。

圖2 4種不同鋪層試樣的沖擊損傷深度超聲C掃結(jié)果

圖3 4種不同鋪層試樣的沖擊損傷面直徑超聲C掃結(jié)果

2 有限元模擬及對比分析

利用ABAQUS有限元模擬軟件建立復(fù)合材料泡沫夾層板的等效模型,模型尺寸與試樣尺寸一致,均為100 mm×150 mm,沖擊位置為模型正中心,中間芯材泡沫的厚度為4 mm。復(fù)合材料面板主要性能參數(shù)為:模型全局坐標(biāo)系中1方向彈性模量E01為147.22 GPa;2方向彈性模量E02為8.05 GPa;12方向的剪切模量G12為4.05 GPa;23方向的剪切模量G23為3.67 GPa;泊松比v12為0.32;泡沫芯材主要性能參數(shù)為:密度為0.06 g·cm-3;剪切強(qiáng)度為0.76 MPa;剪切模量為21 MPa;拉伸強(qiáng)度,1.8 MPa;拉伸模量,75 MPa;泊松比,0.37。使用EXPLICIT模擬類型進(jìn)行顯示分析,通過落錘抵達(dá)面板的速度等效落錘的沖擊能量,沖頭的初速度為1.961,2.775,3.398,3.923 m·s-1,對應(yīng)沖擊能量為10.58,21.17,31.75,42.34 J。將試樣San-D02有限元數(shù)值模擬的模型損傷深度和表面直徑與超聲C掃描測得結(jié)果進(jìn)行對比,其結(jié)果如圖4所示,試樣損傷位置為沖頭直接接觸位置,有限元模型中碳纖維復(fù)合材料上面板直接受到?jīng)_擊,面板損傷也僅處于沖擊位置附近的局部區(qū)域。低速沖擊深度損傷試驗與模擬結(jié)果對比如表2所示,可見沖擊深度模擬值與試驗值之間的誤差在10%以內(nèi),所提復(fù)合材料泡沫夾層板模型以及可壓縮泡沫模型理論可有效模擬碳纖維復(fù)合材料泡沫板在低速沖擊下的損傷過程。

圖4 試樣San-D02損傷區(qū)的有限元模擬與超聲C掃描結(jié)果對比

表2 低速沖擊深度損傷試驗與模擬結(jié)果對比

3 復(fù)合材料泡沫夾層機(jī)身蒙皮的有限元分析

3.1 有限元簡化模型

選擇某型電動飛機(jī)的外機(jī)身為優(yōu)化對象,選取大小為300 mm×200 mm(長×寬)的機(jī)身曲面在ABAQUS軟件中進(jìn)行等效的低速沖擊模擬。蒙皮為復(fù)合材料泡沫夾層結(jié)構(gòu),周邊設(shè)置固支邊界,沖擊位置為曲面板的中心,分析類型為EXPLICIT顯示分析。上下面板為W-3021FF復(fù)合材料層合板,參數(shù)模型選擇Hashin失效準(zhǔn)則,單元類型選擇連續(xù)的殼單元SC8R建模;中間泡沫夾層為H60硬質(zhì)聚氯乙烯材料泡沫,各向同性,單元類型選擇C3D8R實體建模。沖頭模型采用底端半徑為10 mm的半球柱體模型來等效代替機(jī)身蒙皮所受沖擊的沖擊物,沖頭及沖擊試驗幾何模型示意如圖5所示,沖頭質(zhì)量為5.5 kg,沖擊速度設(shè)置為2.7 m·s-1,通過動力學(xué)公式轉(zhuǎn)化,得到接觸面板時的沖擊能量為20 J,由于不考慮沖擊物的變形,筆者選擇鋼性材料并設(shè)置為剛體,模型采用線彈性本構(gòu)。

圖5 沖頭及沖擊試驗幾何模型示意

沖頭的形變不做考慮,沖頭開始垂直于受沖擊面的中心,設(shè)垂直向下的初速度為2.7 m·s-1,等效模擬20 J的沖擊能量。沖擊結(jié)構(gòu)之間接觸定義為面面接觸,摩擦系數(shù)設(shè)為0.2。從碳纖維的鋪層結(jié)構(gòu)上對機(jī)身蒙皮抗沖擊性能進(jìn)行優(yōu)化,基于上文的試驗與模擬結(jié)果,通過改變上下面板的鋪層角度以及比例來降低夾層件所受的沖擊損傷,對優(yōu)化前后的沖擊結(jié)果進(jìn)行比較分析,證明優(yōu)化的合理性,優(yōu)化前后的機(jī)身蒙皮鋪層方案如表3所示。

表3 優(yōu)化前后的機(jī)身蒙皮鋪層方案

3.2 沖擊損傷分析結(jié)果

從有限元數(shù)值計算的結(jié)果來看,泡沫夾層板出現(xiàn)損傷的位置主要是在接觸沖頭的周邊區(qū)域,因此重點研究沖擊點附近區(qū)域的損傷狀況。4種損傷情況分別為纖維拉伸破壞(DAMAGEFT)、纖維壓縮破壞(DAMAGEFC)、基體拉伸破壞(DAMAGEMT)和基體壓縮破壞(DAMAGEMC)。

優(yōu)化前后4種鋪層結(jié)構(gòu)上面板各鋪層的損傷狀況如表4～7所示,表中不同顏色代表損傷的分布區(qū)域及損傷狀況,其中代表的藍(lán)色表示未發(fā)生損傷,未滿足損傷法則,損傷因子為0;紅色表示滿足損傷法則,發(fā)生了損傷,損傷因子為1;其余顏色則表示不完全的損傷情況,損傷因子為0～1。由表4～7可以明顯看出沖擊過程中上面板復(fù)合材料的損傷形式主要是纖維拉斷與基體拉斷。纖維壓縮破壞主要發(fā)生在與泡沫最接近的兩層即第五層與第六層上,損傷面積較小,損傷形狀呈長條狀沿著鋪層方向?qū)ΨQ分布在沖擊區(qū)域兩側(cè)?；w壓縮破壞主要發(fā)生在與沖頭直接接觸的第一層以及與泡沫接觸的第六層,損傷面積亦較小,分布規(guī)則也與纖維壓縮破壞的一致。纖維拉伸破壞在0°或90°鋪層的形狀為長條狀,沿著鋪層方向分布在沖擊點兩側(cè),而±45°方向鋪層的纖維拉伸破壞形狀不規(guī)則。基體拉伸破壞是復(fù)合材料面板損傷的最主要形式,損傷面積最大,貫穿整個上面板的各個鋪層,損傷面積從上到下依次遞減,靠近沖擊物的最上層所受到的基體拉伸破壞最嚴(yán)重。從表4～7中的損傷對比可以看出,在相同能量沖擊下,優(yōu)化前的YHR面板表面破壞較為嚴(yán)重,而優(yōu)化后的3種方案中增加了±45°鋪層結(jié)構(gòu)以及鋪層比例,且隨著±45°鋪層比例的上升,面板所受的損傷也逐漸減小,YH3方案中采用全±45°的對稱鋪層結(jié)構(gòu),沖擊后上面板的沖擊損傷最小,因此該鋪層方案下的抗沖擊性能效果最佳。

表4 YHR上面板各鋪層損傷狀況

表5 YH1上面板各鋪層損傷狀況

表6 YH2上面板各鋪層損傷狀況

表7 YH3上面板各鋪層損傷狀況

4 結(jié)論

(1) 對于鋪層數(shù)量相同的泡沫夾層板,在鋪層中增加(0°,90°)角度的鋪層順序會增大泡沫夾層板的深度損傷,降低沖擊性能,而在鋪層中增加±45°的鋪層順序能大大減小夾心板的深度損傷和表面損傷范圍,提高泡沫夾層板的沖擊性能。

(2) 建立復(fù)合材料泡沫夾層板低速沖擊有限元等效模型,將試驗結(jié)果與有限元數(shù)值計算結(jié)果進(jìn)行對比,結(jié)果表明,兩者之間的誤差在合理范圍內(nèi), 證明了沖擊等效模型的有效性。

(3) 對某型號飛機(jī)機(jī)身蒙皮夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行低速沖擊數(shù)值模擬,沖擊損傷主要集中在接觸沖頭的區(qū)域,纖維拉斷損失形狀主要為長條狀,基體拉斷損傷形狀為橢球形,均沿著沖擊區(qū)域?qū)ΨQ分布。

(4) 某型號飛機(jī)機(jī)身蒙皮夾層結(jié)構(gòu)優(yōu)化前的上面板損傷較重,隨著面板±45°鋪層結(jié)構(gòu)比例增大,上面板的損傷情況減小,結(jié)構(gòu)的沖擊性能整體提高,全鋪±45°對稱鋪層損傷最小,沖擊性能最好。