蜂窩拼接對夾層結(jié)構(gòu)整體強度和剛度影響研究

門坤發(fā) 何龍龍 王久龍 李宏亮

摘 要 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)廣泛應(yīng)用于航空飛行器上，但由于受到蜂窩尺寸的限制，在夾層結(jié)構(gòu)大部件中，需要利用膨脹膠膜對蜂窩拼縫進(jìn)行粘接，從而形成完整的蜂窩結(jié)構(gòu)。對典型的鋁蒙皮蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，研究蜂窩有拼縫以及對拼縫粘接后對夾層結(jié)構(gòu)強度和剛度的影響，按照ASTM C393標(biāo)準(zhǔn)對試樣進(jìn)行四點彎曲試驗，試驗結(jié)果表明，典型的鋁蒙皮蜂窩夾層結(jié)構(gòu)蜂窩3mm拼縫以及對拼縫粘接后對夾層結(jié)構(gòu)的整體強度和剛度無影響，利用有限元仿真進(jìn)一步確認(rèn)了夾層結(jié)構(gòu)在四點彎曲情況下應(yīng)力分布情況以及蜂窩芯子的具體破壞位置，從試驗和仿真分析結(jié)果表明，典型夾層結(jié)構(gòu)的蜂窩的3mm拼縫以及對拼縫用膨脹膠膜粘接對夾層結(jié)構(gòu)強度和剛度無影響，并可基于試驗驗證的有限元模型對其它面板形式的夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行可靠的強度仿真分析。

關(guān)鍵詞 夾層結(jié)構(gòu)；拼接；四點彎曲；仿真

Research on the Influence of Honeycomb Splicing on

the Strength and Stiffness of Sandwich Structure

MEN Kunfa¹， HE Longlong¹，WANG Jiulong¹，LI Hongliang²

（1.Harbin Aircraft Industry Group Co.，Ltd.，Harbin 150066;

2.The Military Representative office of the Representative Bureau of

Army Armament Department in Harbin Region，Harbin 150066）

ABSTRACT Honeycomb Sandwich structures are widely used in the aircraft， due to the limitations in honeycomb size， and need to splice the honeycomb of sandwich， using the expansion adhesive film bonding the splice of honeycomb， for aluminum skin honeycomb sandwich structure， Study the strength and stiffness of the effect of honeycomb splice and bonding splice， Perform four points bending test according the ASTM C 393， The tests result show that the aluminum skin honeycomb structure strength & stiffness has no effect for the splice is 3mm and bonding the splice. Using finite element simulation analysis further confirm the stress distribution and the honeycomb exact location of the damage， from the test and simulation analysis， The sandwich structure strength & stiffness have no effect for the honeycomb splicing is 3mm and bonding the splice with the expansion film， The finite element based on the experimental verification that reliable strength & stiffness simulation analysis for another skin type of honeycomb.

KEYWORDS sandwich structure; splice; four points bending; simulate

通訊作者：門坤發(fā)，研究員，高級工程師。研究方向為疲勞設(shè)計與試驗驗證。E-mail： menkunfa@163.com

1 引言

夾層結(jié)構(gòu)具有較高的強度、較大的彎曲剛度和較高的抗疲勞性能，結(jié)構(gòu)的表面平整光滑，同時在生產(chǎn)制造中能夠減少費用，因此在飛機和直升機結(jié)構(gòu)上都有大量的應(yīng)用^［1-2］。但由于受到蜂窩尺寸的限制，在航空器夾層結(jié)構(gòu)大結(jié)構(gòu)件成型過程中，往往需要對蜂窩芯子進(jìn)行拼接，拼接的方式是采用膨脹膠膜對拼縫位置進(jìn)行粘接^［3-4］，使蜂窩芯子完整，從而構(gòu)成了大構(gòu)件的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)。

由于Nomex蜂窩具有較高機械性能、低密度和良好的穩(wěn)定性，因此被大量應(yīng)用于直升機的結(jié)構(gòu)當(dāng)中，其中，在航空器大結(jié)構(gòu)件中應(yīng)用鋁蒙皮Nomex蜂窩夾層結(jié)構(gòu)是一種典型的成熟應(yīng)用案例，從文獻(xiàn)［5-6］可知，國內(nèi)的直升機型號的尾梁結(jié)構(gòu)采用了鋁蒙皮蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)減重效果非常明顯，并且具有良好的應(yīng)用經(jīng)驗。選取某直升機結(jié)構(gòu)中一種典型的鋁蒙皮Nomex蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，對完好結(jié)構(gòu)、蜂窩帶拼縫以及對拼縫利用膨脹膠膜粘接后進(jìn)行四點彎曲試驗驗證，并利用有限元仿真分析對以上三種結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行強度和剛度的分析，基于試驗驗證和仿真分析確認(rèn)了這種典型的蜂窩拼縫尺寸以及對蜂窩拼縫粘接后的強度和剛度影響情況。

2 夾層結(jié)構(gòu)的力學(xué)分析

2.1 夾層結(jié)構(gòu)試驗件尺寸設(shè)計

根據(jù)經(jīng)驗表明，夾層結(jié)構(gòu)主要用于承受拉伸、壓縮和彎曲等載荷，主要的破壞形式包括面板破壞、蜂窩芯子破壞和面板與蜂窩芯子之間的界面破壞，其中蜂窩芯子的破壞主要有壓縮破壞、拉伸破壞和剪切破壞。在設(shè)計某型號直升機蜂窩夾層結(jié)構(gòu)件時，當(dāng)蜂窩芯尺寸大于1m時允許拼接，蜂窩芯子允許拼接1次，芯子的拼縫間隙不大于3.0mm，拼接后的所有蜂窩方向應(yīng)一致，拼接用的膨脹膠膜應(yīng)與該產(chǎn)品選用的固化體系相一致，為了驗證蜂窩芯子的拼接對結(jié)構(gòu)的強度影響情況，選定一種常用的典型的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，對比蜂窩芯子完好、有拼縫和對拼縫處利用膨脹膠膜拼接三種夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行強度和剛度測試。

為了驗證夾層結(jié)構(gòu)不同蜂窩芯子連接形式對夾層結(jié)構(gòu)整體強度和剛度的影響，按照標(biāo)準(zhǔn)^［7］對夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行四點彎曲試驗驗證。通過夾層結(jié)構(gòu)的彎曲試驗?zāi)軌虼_定夾層結(jié)構(gòu)的整體彎曲剛度、蜂窩芯子的剪切強度、剪切模量、面板的壓縮和拉伸強度；也可以用于評估芯子和和面板的粘接強度。夾層結(jié)構(gòu)四點彎曲試驗件試樣的形狀和尺寸按照標(biāo)準(zhǔn)^［7］確定，其中試驗件的上下面板厚度為0.6mm；材料為2024的鋁板，蜂窩為厚度15mm材料DHS251.142 Nomex紙蜂窩，其中蜂窩芯子的內(nèi)切圓半徑為4.76mm（3/16英寸），將本次彎曲試驗的試驗件設(shè)計成60mm×170mm的矩形形狀，一共設(shè)計了三種試驗件類型，分別是：

（1）完好的試驗件，目的用于確定夾層結(jié)構(gòu)強度和剛度的基準(zhǔn)值；

（2）夾層結(jié)構(gòu)的蜂窩芯子中間部位是未進(jìn)行拼接的試驗件，在試驗件的中間位置設(shè)置拼縫，拼縫的尺寸是3mm，目的是確定蜂窩3.0mm拼縫對夾層結(jié)構(gòu)的強度或剛度的降低情況；

（3）利用膨脹膠膜對蜂窩的拼縫進(jìn)行拼接，用于研究將蜂窩芯子拼縫拼接后對夾層結(jié)構(gòu)強度和剛度的恢復(fù)情況。

2.2 夾層結(jié)構(gòu)材料的力學(xué)性能

夾層結(jié)構(gòu)上下面板的材料為0.6mm的2024鋁合金板材，參考材料標(biāo)準(zhǔn)^［8］，主要的力學(xué)性能如表1所示。

夾層結(jié)構(gòu)為的夾芯為15mm的Nomex蜂窩，牌號為DHS251.142，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)^［9］可知：蜂窩的內(nèi)切圓直徑4.76mm，蜂窩壁厚0.125mm，其中10mm～12.7mm厚度的蜂窩的主要力學(xué)性能如表2所示。

從標(biāo)準(zhǔn)^［9］可知，隨著蜂窩厚度的變化，其剪切強度和模量應(yīng)考慮應(yīng)用不同的修正系數(shù)，其中15mm的蜂窩的剪切強度和模量考慮應(yīng)用0.950的修正系數(shù)。

3 試驗驗證

3.1 試驗以及試驗過程

試驗件的安裝如圖1（a）所示，兩端用于支持試驗件的支持工裝間距是120mm，上部施加壓縮載荷的加載工裝的距離為60mm，加載點和支持點可以自由轉(zhuǎn)動并且有足夠的剛度，為了避免加載工裝有重大變形，試驗的加載速率是6mm/min，夾層結(jié)構(gòu)試驗件的上面板承受壓縮，下面板承受拉伸。

在試驗過程中，隨著載荷的增加，夾層結(jié)構(gòu)試驗件首先出現(xiàn)失效的區(qū)域是在加載和支撐區(qū)域，其現(xiàn)象是蜂窩失效，在夾層結(jié)構(gòu)的中間位置有最大的變形，當(dāng)試驗件蜂窩在加載和支持區(qū)出現(xiàn)失效后，在失效區(qū)域達(dá)到一定尺寸后，夾層結(jié)構(gòu)試驗件不能承載，如圖1（b）所示，說明蜂窩的局部失效是導(dǎo)致整個夾層結(jié)構(gòu)不能承載的主要原因。夾層結(jié)構(gòu)的蜂窩出現(xiàn)局部壓縮屈曲時，說明蜂窩芯子受到的壓縮載荷超過了蜂窩芯子的壓縮或者剪切許用值，導(dǎo)致夾層結(jié)構(gòu)試驗件將不能承受整體彎曲載荷而最終失去承載能力。

兩條典型的試驗曲線如圖2所示，其中1#試驗件，在試驗加載過程中，試驗件初始階段的壓縮載荷和變形保持線性關(guān)系，即在試驗載荷為0～1755N壓縮載荷時，試驗件壓縮載荷和變形是線性關(guān)系，在到達(dá)a點時，夾層結(jié)構(gòu)試驗件開始局部屈曲，說明蜂窩芯子發(fā)生了壓縮屈曲，繼續(xù)加載，緩慢增長到b點后，載荷突然下降，但后續(xù)載荷又能增加，直到載荷增長到C點1833N時，試驗件幾乎不能承載，證明試驗件已經(jīng)失去承載能力。2#試驗件的情況基本一致，在0～1622N壓縮載荷階段，在達(dá)到a點之前，試驗件壓縮載荷和變形是線性關(guān)系，載荷到b點時即壓縮載荷1673N時，試驗件幾乎不能承載。

3.2 試驗數(shù)據(jù)分析

依據(jù)試驗曲線選取試驗件的破壞載荷，對三種結(jié)構(gòu)形式的破壞載荷進(jìn)行匯總，并對每種試驗件類型選取5個有效試驗數(shù)據(jù)，試驗數(shù)據(jù)分析結(jié)果如表3所示。

從表3中可見，試驗數(shù)據(jù)的離散系數(shù)最大的是12.87%，其中蜂窩有拼縫后其壓縮破壞強度與完好試驗件相當(dāng)，說明該夾層結(jié)構(gòu)蜂窩3mm拼縫對強度沒有降低的影響，而拼接后完好結(jié)構(gòu)的強度相當(dāng)。

利用表3的數(shù)據(jù)和試驗件幾何尺寸按照標(biāo)準(zhǔn)^［7］對夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行強度分析，分別進(jìn)行了芯子剪切應(yīng)力、面板彎曲應(yīng)力和夾層結(jié)構(gòu)面板變形數(shù)據(jù)計算工作，分析的結(jié)果如表4所示。

依據(jù)表4的分析結(jié)果，夾層結(jié)構(gòu)面板的應(yīng)力小于材料的拉伸強度，而蜂窩芯子的剪切應(yīng)力均超過材料的剪切許用強度，進(jìn)一步說明了蜂窩芯子的剪切破壞導(dǎo)致整個夾層結(jié)構(gòu)彎曲破壞。

4 有限元模擬

4.1 夾層結(jié)構(gòu)有限元模型

建立夾層結(jié)構(gòu)的有限元模型，夾層結(jié)構(gòu)的上下面板采用二維平面單元，分別是CQUAD4和CTRIA3單元，蜂窩是Nomex六邊形結(jié)構(gòu)，將其簡化為二維CQUAD4面單元^［10-13］，蜂窩芯子L方向壁厚為W方向厚度的2倍，其中蜂窩拼縫的拼接用3D單元模擬膠膜，根據(jù)試驗結(jié)果，未出現(xiàn)面板與芯子脫膠現(xiàn)象，因此在有限元模型中忽略面板與芯子之間膠層對結(jié)構(gòu)強度的影響結(jié)合表1中的試驗結(jié)果，在每個模型施加的總載荷為1700N，完好夾層結(jié)構(gòu)的有限元模型以及有限元模型的載荷和約束圖如圖3所示，與試驗中的載荷和約束保持一致。

4.2 夾層結(jié)構(gòu)變形結(jié)果

夾層結(jié)構(gòu)四點彎曲結(jié)構(gòu)變形示意如圖4所示，在總1700N的壓縮載荷作用下，蜂窩夾層最大變形如下：完好結(jié)構(gòu)為1.2685mm、有拼縫結(jié)構(gòu)為1.2690mm，拼縫拼接結(jié)構(gòu)為1.2680mm，從對試驗數(shù)據(jù)分析結(jié)果上看，夾層結(jié)構(gòu)蜂窩有3mm的拼縫對典型夾層結(jié)構(gòu)的整體變形無影響，有限元分析的結(jié)果也表明蜂窩3mm的拼縫對結(jié)構(gòu)的整體強度和變形無影響。

4.3 夾層結(jié)構(gòu)應(yīng)力計算結(jié)果

以下是夾層結(jié)構(gòu)的應(yīng)力計算結(jié)果，包括上下面板和芯子的應(yīng)力，如圖5所示。

對于夾層結(jié)構(gòu)上下面板，由于三種結(jié)構(gòu)的變形情況相差不多，因此對于夾層結(jié)構(gòu)的上下面板的應(yīng)力云圖選擇結(jié)構(gòu)帶拼縫結(jié)構(gòu)的進(jìn)行分析，從圖5（a）和圖5（b）應(yīng)力云圖可見，在試驗件的加載工裝和支持工裝與試驗件的接觸區(qū)域為整個試驗件的最大應(yīng)力，在這些區(qū)域的應(yīng)力為127MPa左右，而非接觸區(qū)域的最大應(yīng)力為42.3MPa，與表4中理論計算的面板應(yīng)力接近。

對于蜂窩檢測芯子材料，蜂窩芯子的最大壓縮許用應(yīng)力為0.83MPa，選取帶拼縫芯子的最小主應(yīng)力云圖以及蜂窩芯子超過許用壓縮應(yīng)力的云圖，從超過許用壓縮應(yīng)力的云圖5（c）和5（d）可見，芯子的破壞區(qū)域與試驗芯子出現(xiàn)壓縮屈曲的位置基本一致。

5 結(jié)語

通過對典型夾層結(jié)構(gòu)彎曲試驗和有限元分析，得出如下結(jié)論：

（1）在內(nèi)外面板均是0.6mm鋁合金并且夾層為15mm的Nomex蜂窩夾層結(jié)構(gòu)中，蜂窩芯子有3.0mm的拼縫不會對夾層結(jié)構(gòu)的整體強度和剛度產(chǎn)生影響；

（2）利用有限元方法，將夾層結(jié)構(gòu)的蜂窩芯子采用2D單元方法建模，能夠精準(zhǔn)的對夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行強度和剛度分析；

（3）基于夾層結(jié)構(gòu)的有限元模型，可進(jìn)行其它組合情況下的蜂窩芯子帶有拼縫的強度和剛度預(yù)測，從而能夠減少大量的物理試驗。

參 考 文 獻(xiàn)

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