基于ABAQUS的復合材料脫膠分析

葉聰杰

（上海飛機設計研究院，上海 200232）

0 引言

復合材料發(fā)展至今，已成為與金屬材料、無機非金屬材料、高分子材料并列的4大材料體系之一[1]，在航空航天領域得到了廣泛的應用。復合材料以其優(yōu)良的特性，顯著地降低了飛機的結(jié)構(gòu)重量，提高了飛機的維修性，改善了乘客的舒適性[2]。“夢幻客機”Boeing 787作為目前最先進的客機之一，復合材料的用量達到了50%，大大提高了飛機的性能。復合材料也因其特性，存在著與金屬材料不同的損傷類型，例如沖擊的敏感性，分層脫膠損傷等，需要在設計中予以特別考慮。

飛機結(jié)構(gòu)設計中，復合材料蒙皮與長桁的連接主要采用共膠接方式[3]，是不可或缺的組成元件。ABAQUS是目前通用的有限元建模分析軟件，內(nèi)置的粘聚單元被廣泛用來分析層合板的分層以及膠接面的脫膠問題，并被多數(shù)學者所認可[4-6]。本文針對含有不同缺陷的復合材料蒙皮—長桁模型，應用粘聚單元來模擬膠層，進行面外拉伸行為的數(shù)值模擬，從而獲得不同缺陷類型對復合材料蒙皮—長桁拉脫性能的影響。

1 計算模型

1.1 復合材料蒙皮—長桁有限元模型

建立復合材料蒙皮與“工”字型長桁有限元模型，膠層采用粘聚單元模擬脫膠行為如圖1所示。蒙皮與長桁采用S4R殼單元，粘聚層采用COH3D8界面單元，在蒙皮靠近膠接面處簡支約束，在長桁施加垂直向上的載荷。

在有限元模型建立中，考慮了7種不同缺陷，以此分析缺陷對蒙皮—長桁拉脫性能的影響。在粘聚層引入缺陷，缺陷大小及位置如圖2所示。

圖1 有限元模型

圖2 粘聚層不同缺陷

1.2 粘聚區(qū)模型

當施加于復合材料蒙皮與長桁結(jié)構(gòu)的載荷增大到脫膠的臨界點時，膠層的粘聚單元開始失效，剛度減小，當剛度退化為零時單元完全失效，軟件默認刪除失效單元，以此來預測膠層損傷的起始與擴展[6]。本文采用雙線性的本構(gòu)模型來定義粘聚單元損傷起始與演化。選用二次應力判據(jù)來模擬粘聚單元初始損傷，選用基于能量的破壞判據(jù)作為粘聚單元的損傷擴展判據(jù)。

1.3 材料參數(shù)

復合材料為T700/QY8911，材料性能如表1所示。蒙皮鋪層為[±45/02/90]4S，長桁鋪層[±45/02/90]2S。

表1 T700/QY8911材料基本性能

2 結(jié)果與分析

通過仿真模擬獲得復合材料蒙皮及長桁在承受面外拉伸載荷時的力學行為及強度，如圖3所示：（1）加載初期（3kN左右），模型的剛度保持一致，隨著載荷增大，含有缺陷d）的模型剛度明顯降低。（2）含缺陷（e）、（f）模型的破壞載荷與無缺陷（a）模型的破壞載荷基本一致，表明邊緣一定范圍內(nèi)的缺陷對面外拉伸破壞載荷并無影響。（3）從無缺陷（a）模型與含缺陷（b）、（c）模型的破壞載荷對比可以看出，相對比無缺陷模型，含中心缺陷模型的破壞載荷會出現(xiàn)較大幅度的下降。表明，中心缺陷對面外拉伸破壞載荷有決定性的影響。

圖3 含不同缺陷拉脫載荷-位移曲線

圖4給出了無缺陷（a）模型、含缺陷（c）模型以及含缺陷（e）模型的粘聚單元損傷及其演化過程。

從圖4中可以看出，初始損傷始終發(fā)生在模型橫向的對稱線位置，而后損傷向縱向兩側(cè)邊緣擴展，最后發(fā)生脫膠。

3 結(jié)語

本文基于通用的ABAQUS有限元分析軟件，采用粘聚單元模擬膠層的方法，對含有不同缺陷的復合材料蒙皮—長桁在承受面外拉伸載荷下的力學行為進行仿真分析，可得到以下結(jié)論：復合材料蒙皮與長桁在承受面外拉伸載荷時，（1）中心缺陷對復合材料蒙皮與長桁的力學行為有決定性影響；（2）邊緣一定范圍的缺陷對復合材料蒙皮—長桁力學行為基本不產(chǎn)生影響；（3）膠層的初始損傷始終出現(xiàn)在模型橫向的對稱線位置，進而向兩側(cè)邊緣擴展。

圖4 粘聚單元損傷及其演化過程

[1]Stefanie F.Composites foRaerospace application[EB/OL].http://www.msm.cam.ac.uk/phase-trans/2001/stef/img3.htm.

[2]張慶偉，林左鳴.世界民用飛機手冊[M].北京:航空工業(yè)出版社，2009.

[3]陶梅貞，孫秦.現(xiàn)代飛機結(jié)構(gòu)綜合設計[M].西安：西北工業(yè)大學出版社，2001.

[4]崔浩，李玉龍，劉元鏞，等.基于粘聚區(qū)模型的含填充區(qū)復合材料接頭失效數(shù)值模擬[J].復合材料學報，2010（2）.

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