陳東方，王潤唐，許巍，蔡良才

(空軍工程大學(xué)航空工程學(xué)院，陜西西安，710038)

蜂窩鋁結(jié)構(gòu)具有輕質(zhì)、高強(qiáng)度的優(yōu)良工程特 性，在航空航天、機(jī)械工程、建筑與交通領(lǐng)域有廣泛的應(yīng)用[1?2]。蜂窩鋁道面板易于運(yùn)輸和拼接，在簡易機(jī)場部署中有很高的利用價值[3]，但是其在加工和運(yùn)輸過程中不可避免地產(chǎn)生先天缺陷且投入使用后長時間承受循環(huán)荷載[4]，因而有必要對帶有先天缺陷的蜂窩鋁道面板進(jìn)行抗疲勞特性研究。劉金龍[5]對鋁蜂窩復(fù)合材料進(jìn)行基本力學(xué)實(shí)驗(yàn)，研究鋁蜂窩復(fù)合材料的平拉、平壓、剝離強(qiáng)度和彎曲性能，發(fā)現(xiàn)鋁蜂窩復(fù)合材料的力學(xué)性能優(yōu)越，輕量化效果較好。賈培奇等[6]研究了鋁板高度對鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)在垂直軸向荷載作用下壓縮性能的影響，發(fā)現(xiàn)抗壓荷載峰值和平臺應(yīng)力與結(jié)構(gòu)高度沒有直接關(guān)系；而彈性模量及應(yīng)變卻會因鋁板高度改變而受影響。蔡茂等[7]通過仿真試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)減少芯子邊長或增加壁厚會明顯提高結(jié)構(gòu)的質(zhì)量比吸能率。金迪等[8]發(fā)現(xiàn)增加芯子高度能提高結(jié)構(gòu)的屈服荷載，但剩余承載力減少。辛亞軍等[9?10]對蜂窩鋁夾芯板進(jìn)行靜態(tài)局壓和動態(tài)沖擊試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)面板厚度對承載力的影響較大，而壓頭類型對承載力沒有影響，落錘低速沖擊時承載力比準(zhǔn)靜態(tài)時的更高。AI等[11?12]對帶缺陷的蜂窩鋁結(jié)構(gòu)進(jìn)行了力學(xué)仿真并分析了破壞模型。ALONSO 等[13]通過ANSYS 有限元軟件對釬焊蜂窩鋁板進(jìn)行建模，從而對材料進(jìn)行了平壓、側(cè)壓和三點(diǎn)彎曲仿真試驗(yàn)，分析芯壁厚度、芯胞直徑、面層厚度3種因素對結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響。ABBADI等[14?15]在損傷發(fā)展理論基礎(chǔ)上，利用得到的剛度退化方程建立了蜂窩夾層板的非線性損傷累積模型，發(fā)現(xiàn)蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)缺陷的存在對結(jié)構(gòu)靜態(tài)行為并沒有影響，而長度向的影響要大于寬度向的影響。趙錢[16]對帶缺陷的蜂窩鋁進(jìn)行了仿真試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)缺陷對結(jié)構(gòu)壽命影響較大。LU 等[17]基于Goodman 應(yīng)力修正算法，給出了疲勞壽命為定值時蜂窩板的剩余壽命和安全系數(shù)。本文作者通過設(shè)計(jì)蜂窩鋁道面板平壓疲勞試驗(yàn)，研究不同損壞類型對面板疲勞壽命的影響，并記錄疲勞試驗(yàn)過程中試件的形態(tài)變化，依此分析蜂窩鋁道面板的失效模式和疲勞過程。

1 試驗(yàn)設(shè)備及試樣概述

1.1 材料選擇

試驗(yàn)采用的蜂窩芯子為規(guī)則正六邊形蜂窩，經(jīng)查閱資料并結(jié)合工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)確定選用3X鋁合金箔材，單個蜂窩體邊長為6 mm，壁厚為0.2 mm。通過對靜力平壓試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)夾芯道面板使用6X 材料的面層比使用3X 材料的面層力學(xué)性能更優(yōu)異，穩(wěn)定性更高，所以試件均選用6X鋁合金作為面層材料，面層厚度分別為3.0和3.5 mm。

1.2 試件制備

選擇釬焊法作為面芯連接方式，使用噴砂法對蒙皮表面進(jìn)行處理。試驗(yàn)采用的試件分完好試件和帶缺陷試件2類，其中帶缺陷試件又分面芯脫焊缺陷和板底裂紋缺陷2種。

1.2.1 結(jié)構(gòu)面芯脫焊缺陷

在進(jìn)行面層與芯子釬焊的準(zhǔn)備過程中，將蜂窩夾層結(jié)構(gòu)預(yù)設(shè)的尺寸范圍內(nèi)的釬焊料去掉，然后用在預(yù)定位置涂抹阻焊劑填補(bǔ)釬料的位置。通過CT掃面檢查模擬缺陷的位置是否正確，然后按照預(yù)先設(shè)定的程序進(jìn)行切割得到不同尺寸的含面芯脫焊缺陷試件，如圖1所示。

圖1 含面芯脫焊缺陷試件Fig.1 Specimens with surface and core debonding defects

1.2.2 板底裂紋缺陷

預(yù)先針對不同尺寸的預(yù)制裂紋編好切割程序，并對切割深度加以設(shè)定，鑒于常見疲勞造成的板底裂紋深度不超過1.0 mm，本文將切割深度設(shè)定為0.8 mm；然后啟動切割機(jī)，按照程序在蜂窩板特定位置進(jìn)行裂紋切割，最后將整塊板切割成不同尺寸的試驗(yàn)試件，成品如圖2所示。

試件分組及規(guī)格如表1所示。

1.3 試驗(yàn)裝置及方法

圖2 帶板底裂紋缺陷試件Fig.2 Specimens with bottom crack of plate

使用MTS-810電液伺服萬能試驗(yàn)機(jī)(下面簡稱MTS 試驗(yàn)機(jī))進(jìn)行平壓疲勞試驗(yàn)，創(chuàng)建1個Cyclic command 程序，然后選擇正弦波加載方式，設(shè)定疲勞加載參數(shù)：加載模式為力控制，頻率為5 Hz，最高循環(huán)數(shù)為100 萬次，應(yīng)力變程(全幅)為6 kN。平壓疲勞試驗(yàn)所用加載壓頭為MTS 試驗(yàn)機(jī)原配軸線加載壓頭。該壓頭具有自動水平校準(zhǔn)功能，并且由上壓頭與試驗(yàn)機(jī)連接，通過位移與壓力傳感器反饋試驗(yàn)過程中的實(shí)時位移和荷載數(shù)據(jù)。

對表1中6種不同規(guī)格和帶不同缺陷的試件組進(jìn)行平壓疲勞試驗(yàn)，載荷比r分別為0.60，0.65，0.70，0.75，0.80，0.85和0.90，每種載荷比對應(yīng)1個試件，因而每組試件中均有7個試件依次在不同載荷比的面外循環(huán)壓力下完成平壓加載。

對于疲勞試驗(yàn)，第一步是要設(shè)定應(yīng)力范圍S，通常用載荷比r來表征，其中r=FSFmax，F(xiàn)S和Fmax分別為試驗(yàn)荷載和極限荷載。r的選擇關(guān)系到試驗(yàn)效率與成果。在平壓過程中會出現(xiàn)一個平臺期，該平臺載荷大致在極限載荷的60%左右，結(jié)合文獻(xiàn)[18]可知：當(dāng)疲勞荷載小于60%最大承載力時疲勞壽命往往能高達(dá)100萬次，意味著只有當(dāng)疲勞荷載高于60%最大承載力時才會產(chǎn)生疲勞損害。在進(jìn)行壓縮疲勞試驗(yàn)時，r從0.60開始，每次增幅為0.05，直至0.90，即每組需進(jìn)行7 次試驗(yàn)。疲勞失效的標(biāo)準(zhǔn)為試件發(fā)生20%形變，即上表面下降位移10 mm；當(dāng)疲勞壽命達(dá)到100萬次時為無限壽命。在試驗(yàn)過程中，當(dāng)面板臨近疲勞壽命時可觀察到位移開始大幅度變化，因此，本文選擇10 mm作為疲勞失效判斷準(zhǔn)則是合理的。

2 試驗(yàn)結(jié)果

2.1 r-N曲線分析

表1 中共有6個試件組，每組7個試件分別進(jìn)行7次試驗(yàn)，得到應(yīng)力范圍與疲勞壽命之間的關(guān)系曲線。第1組試件的r?N曲線如圖3所示。

其余5 組試件均得到了與第1 組試件相似的r?N曲線。對6 條r?N曲線進(jìn)行線性擬合，結(jié)果如表2所示。

由表2可知：無缺陷試件組直到荷載比上升至0.80時，仍能達(dá)到10 000次以上的疲勞壽命，說明選材的結(jié)構(gòu)形式有較好的抗疲勞性。脫焊缺陷對結(jié)構(gòu)整體的抗疲勞性能沒有明顯的影響，而板底裂紋缺陷對結(jié)構(gòu)抗疲勞性能有較大的影響。

考慮到疲勞試驗(yàn)結(jié)果的離散性，而試驗(yàn)數(shù)據(jù)有限，需要對試驗(yàn)數(shù)據(jù)載荷比與疲勞壽命進(jìn)行對數(shù)擬合。試件組1和試組件2的面外壓縮r?N曲線對比如圖4所示。

由圖4可以看出：當(dāng)面板厚度增大時試件壓縮疲勞性能有所降低，但總體趨勢近乎相同，均在載荷比達(dá)到0.675 左右時發(fā)生明顯的疲勞壽命變化，其原因是當(dāng)載荷比達(dá)到0.675以上時，芯層內(nèi)部存在的部分細(xì)微缺陷會成為裂紋源得到擴(kuò)展，而這些裂紋成核后仍然有充足的擴(kuò)展能量發(fā)生亞臨界擴(kuò)展，最終導(dǎo)致材料的破壞。由于2組試件均不含預(yù)制的面芯脫焊和裂紋缺陷，最終疲勞行為均是芯子內(nèi)部細(xì)微裂紋源被擴(kuò)展造成的。當(dāng)面板強(qiáng)度達(dá)到要求時，平壓疲勞性能也將主要由芯層結(jié)構(gòu)決定，芯層厚度增加可以提高結(jié)構(gòu)整體的平壓疲勞性能。

表1 各組試件規(guī)格Table 1 Specifications of each group of specimens

圖3 試件組1面外壓縮r?N曲線Fig.3 Out-of-plane compression r?N curve of specimen group 1

表2 r?N曲線擬合公式Table 2 Fitting formula of r?N curve

圖4 試件組1和試件組2面外壓縮r?N 曲線對比Fig.4 Comparison of out-of-plane compression r?N curves between specimen group 1 and specimen group 2

試件組3和試件組4的r?N曲線如圖5所示。

圖5 試件組3和試件組4面外壓縮r?N曲線對比Fig.5 Comparison of out-of-plane compression r?N curves between specimen group 3 and specimen group 4

由圖5 可以看出：2 組試件試驗(yàn)結(jié)果擬合曲線相近，趨勢基本一致；同時，2種規(guī)格試件疲勞壽命產(chǎn)生差別的分界線都在r=0.675 左右，說明面芯脫焊面積對結(jié)構(gòu)平壓疲勞性能基本沒有影響。在進(jìn)行循環(huán)荷載的面外壓縮時，上面層與芯子間的脫焊缺陷逐漸被壓實(shí)緊密，脫焊縫隙在多次循環(huán)壓縮后基本不再存在了，因此蜂窩芯子的有效承載面積并沒有因?yàn)槿毕莸拇嬖诙l(fā)生實(shí)質(zhì)性的改變。

試件組5和試件組6的r?N曲線如圖6所示。

圖6 試件組5和試件組6的面外壓縮r?N曲線對比Fig.6 Comparison of out-of-plane compression r?N curves between specimen group 5 and specimen group 6

由圖6 可以看出：隨著下面板裂紋面積增大，結(jié)構(gòu)整體平壓疲勞性能發(fā)生降低。分析其原因，當(dāng)裂紋增大后，會致使芯子層結(jié)構(gòu)的一部分蜂窩胞壁無法與面板接觸，傳遞外面的壓縮荷載，從而導(dǎo)致整個蜂窩芯的有效承力面積減小。雖然因?yàn)榱鸭y寬度很小，減小的承力面積很小，板底裂紋對平壓試驗(yàn)結(jié)果基本沒有影響，但對于成千上萬次的循環(huán)荷載作用，減小的承載面積對結(jié)構(gòu)整體承載能力的影響會不斷累積、放大，最終導(dǎo)致了整體抗壓疲勞性能的降低。

2.2 失效模式分析

從試驗(yàn)現(xiàn)象來看，第1～4組試件均沒有出現(xiàn)上下面板損壞、錯位、變形和分層等現(xiàn)象，而第5和第6組帶下面板裂紋試件最終裂紋沒有進(jìn)一步發(fā)展擴(kuò)張，故推測面板在疲勞過程中可視為剛性體，僅起軸向力的承接傳遞作用。

疲勞試驗(yàn)最終的失效模式為夾芯胞體壁板由側(cè)向凸脹最終發(fā)展成縱向屈曲從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)整體的破壞。第1和第2組試件芯層的屈曲最初發(fā)生在芯子壁板的中部，然后整個芯層的中間位置以上部分逐漸發(fā)生屈曲直至達(dá)到失效標(biāo)準(zhǔn)，如圖7所示。這是釬焊型夾芯結(jié)構(gòu)的普遍屈曲模式，主要是因?yàn)槊姘迮c芯層釬焊處聚集了金屬釬料使得芯子上下端部強(qiáng)度得到提升；而對于第4組試件，因?yàn)楹蓄A(yù)制的脫焊缺陷，釬焊位置部分釬料的缺失使得其強(qiáng)度略有降低，所以內(nèi)脫焊處芯子的屈曲略靠近上面板，如圖8所示。但對于脫焊面積較小的第3組試件，肉眼基本難以觀測到屈曲位置的改變。而第5和第6 組試件的芯層屈曲方式與第1和第2組完好試件的相同，面板在整個抗壓縮過程發(fā)揮著承力和傳遞荷載的作用。在軸向力作用下，下面板裂紋的存在并沒有影響到上面板傳遞荷載。

將失效的蜂窩結(jié)構(gòu)剖開觀察內(nèi)部破壞情況，總結(jié)如下：

1)在長時間循壞荷載作用下，結(jié)構(gòu)邊緣的損壞較為嚴(yán)重，而且根據(jù)切割邊所屬蜂窩胞體位置的不同，其破損情況有所區(qū)別，相應(yīng)的疲勞壽命也不相同，可以推測疲勞壽命與切割工藝和切割面在胞體的位置有關(guān)。

圖7 第1組完好試件壓縮疲勞失效現(xiàn)象Fig.7 Compression fatigue failure of the first group of specimens

圖8 第4組含30%脫焊缺陷試件壓縮疲勞失效現(xiàn)象Fig.8 Compressive fatigue failure of group 4 specimens with 30%debonded defects

2)部分屈曲嚴(yán)重的胞體已經(jīng)發(fā)生了大幅度的側(cè)向變形，甚至以片區(qū)的形式存在(非垂直狀態(tài))，可以推斷出芯子的垂直度對整體壓垮狀態(tài)有一定影響。目前這方面的研究較少，柴子龍[19]在靜態(tài)平壓試驗(yàn)中對面板垂直度進(jìn)行了測量，試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證了不同面板垂直度對整體壓縮性能存在影響。對蜂窩芯子的制備方法進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)在芯子被拉開的過程中會因?yàn)殁F焊涂料的不一致而導(dǎo)致蜂窩胞元在長度向出現(xiàn)不規(guī)則偏差；同時在固化過程中施壓的不均勻又會使得芯子層在寬度方向也出現(xiàn)同樣的不規(guī)則偏差。

3)發(fā)生嚴(yán)重褶皺的胞壁有的是帶有脫焊空隙和細(xì)小裂紋的先天缺陷，這些缺陷常常會引起局部應(yīng)力的升高，從而使得這些小缺陷變成可能的裂紋源而存在，導(dǎo)致最終的疲勞失效。

2.3 疲勞過程分析

由于疲勞試驗(yàn)是一個漫長的過程，破壞不是某一瞬間發(fā)生的，利用硬盤錄像機(jī)對整個疲勞過程進(jìn)行記錄，下面根據(jù)觀察到的第1組完好試件的疲勞試驗(yàn)現(xiàn)象，將整個疲勞失效過程分為以下4個階段。

1)初始褶皺階段。初始褶皺階段是發(fā)生最終疲勞失效的第1步，如圖9所示。該階段受多種因素的影響，比如芯子壁先天存在的細(xì)裂紋、胞壁的不規(guī)則垂直度、胞體之間部分焊接釬料含雜質(zhì)以及結(jié)構(gòu)邊緣切割損傷等等，而且初始褶皺發(fā)生的位置是隨機(jī)的，可能出現(xiàn)在結(jié)構(gòu)中間，也可能靠近面板附近。在通常情況下，初始褶皺一般都很微小，不易用肉眼觀察到。

圖9 初始褶皺階段Fig.9 Initial fold stage

2)褶皺橫向凸脹階段。在發(fā)生初始褶皺的基礎(chǔ)上，隨著疲勞循環(huán)荷載的繼續(xù)進(jìn)行，初始發(fā)生的褶皺進(jìn)一步發(fā)生橫向凸脹，直到失去疲勞能力，這一過程往往進(jìn)行得比較快。褶皺橫向凸脹階段如圖10所示。

圖10 褶皺橫向凸脹階段Fig.10 Lateral convexity fold stage

3)區(qū)域性褶皺階段。此階段表現(xiàn)為在發(fā)生褶皺凸脹的壁板附近，原本沒有出現(xiàn)褶皺的胞壁也開始出現(xiàn)褶皺，而且這種褶皺的發(fā)展延伸是區(qū)域性的。這是因?yàn)樵景l(fā)生褶皺凸脹的胞壁失去疲勞能力后，該區(qū)域附近胞壁需要承擔(dān)的疲勞荷載相對增大，這時便會有新的壁板開始發(fā)生褶皺，然后在疲勞荷載作用下迅速發(fā)展，直至失去疲勞能力。區(qū)域性褶皺階段如圖11所示。

圖11 區(qū)域性褶皺階段Fig.11 Regional fold stage

4)臨近疲勞壽命階段。此階段表現(xiàn)為發(fā)生褶皺的區(qū)域不斷擴(kuò)張，直至眾多失去承受疲勞荷載能力的褶皺壁板連接在一起，這時整個芯層結(jié)構(gòu)就完全失去了對循環(huán)荷載的抵抗能力，整個夾芯板結(jié)構(gòu)會在很短的循環(huán)加載次數(shù)內(nèi)達(dá)到最終的失效模式。臨近疲勞壽命階段如圖12所示。

圖12 臨近疲勞壽命階段Fig.12 Approaching fatigue life

對于不同的疲勞載荷，即載荷比不同時，疲勞試驗(yàn)的階段劃分基本一致，但各個階段中會有細(xì)微區(qū)別。

對于第1 組完好試件，當(dāng)r=0.7 時疲勞試驗(yàn)過程截圖如圖13所示。由圖13 可見：當(dāng)r=0.7，n為5萬次時試件出現(xiàn)明顯褶皺并延伸到整個胞壁。當(dāng)n為20 萬次時在附近其他胞壁上有個別褶皺出現(xiàn)，有的靠近壁板連接處，有的在中部，位置比較隨機(jī)。當(dāng)n為50 萬次時局部的褶皺連接在一起形成了區(qū)域的褶皺。當(dāng)n為70 萬次時，其他胞壁的屈曲已基本都發(fā)展成了褶皺和側(cè)向凸脹，原有的區(qū)域褶皺更加嚴(yán)重，在隨后的循環(huán)加載中，越來越多的褶皺發(fā)生嚴(yán)重側(cè)向凸脹，直到臨近疲勞壽命時每個區(qū)域的褶皺都已經(jīng)連接起來，并且夾芯機(jī)構(gòu)的上面板從直觀上看已經(jīng)有了壓縮沉降趨勢，隨著褶皺一步一步貫穿整個芯子層，結(jié)構(gòu)便會達(dá)到最終的疲勞失效。因疲勞載荷較小，疲勞壽命達(dá)到75 萬次左右，因而，在初始褶皺階段，褶皺小而且數(shù)量少。

圖13 r=0.7時第1組試件疲勞試驗(yàn)過程截圖Fig.13 Screenshots of the fatigue process of group 1 specimen with r=0.7

當(dāng)r=0.9，n≈500 次時個別褶皺已經(jīng)發(fā)生了嚴(yán)重的側(cè)向凸脹；當(dāng)n≈1 200次時逐漸開始有區(qū)域性褶皺貫穿現(xiàn)象，但沒有發(fā)展到整個芯子層全部貫穿；當(dāng)臨近疲勞壽命時，整個芯子層被褶皺貫穿，出現(xiàn)沉降，逐漸達(dá)到整體發(fā)生疲勞失效。通過觀察發(fā)現(xiàn)，第2組試件試驗(yàn)結(jié)果與第1組試件的疲勞過程基本一致，疲勞壽命約為1 500次。在這種疲勞荷載較大的情況下，在初始褶皺階段就出現(xiàn)了數(shù)量較多的褶皺，這些褶皺位置隨機(jī)，有的出現(xiàn)在同一蜂窩胞體壁板的上、下面板，有的出現(xiàn)在臨近的胞壁，但是褶皺之間并沒有出現(xiàn)貫穿現(xiàn)象。

對于含脫焊缺陷的第3和第4組試件，其疲勞壓縮過程也與第1組試件的相似，稍有區(qū)別的地方在于初始褶皺較多靠近上面板。在初始循環(huán)加壓時，上面板與芯子的脫空還未被壓實(shí)，面芯脫焊對面外壓縮性能的影響相當(dāng)微弱，可以將結(jié)構(gòu)的平壓性能看作是與面芯脫焊缺陷尺寸無關(guān)的獨(dú)立函數(shù)形式[20]。

對于第5和第6組試件，通過試驗(yàn)基本觀察不到其與第1組試件的區(qū)別，但通過疲勞試驗(yàn)結(jié)果可以看出下面板裂紋缺陷對結(jié)構(gòu)的抗疲勞壓縮能力有一定程度的削弱作用。分析其原因，一方面，這類缺陷仍然沒有改變結(jié)構(gòu)整體軸向受壓的本質(zhì)，因此在表層蜂窩壁在疲勞壓縮過程中也是按照褶皺出現(xiàn)、褶皺側(cè)向凸脹、區(qū)域性連接再到整體屈曲的過程進(jìn)行；另一方面，由于裂紋存在于結(jié)構(gòu)下面板的正中央位置，發(fā)生應(yīng)力集中的部位應(yīng)該是內(nèi)部的蜂窩壁，內(nèi)部蜂窩壁可能較早出現(xiàn)褶皺并迅速發(fā)展，受觀察范圍的影響，只能從表面的蜂窩壁去直觀觀測，無法看到內(nèi)部蜂窩壁的變化情況。

3 結(jié)論

1)所選用的蜂窩鋁道面板的結(jié)構(gòu)形式有較好的抗平壓疲勞特性。平壓疲勞性能主要由芯層結(jié)構(gòu)決定，芯層厚度的增加會提高結(jié)構(gòu)整體的平壓疲勞性能；芯面脫焊缺陷面積對結(jié)構(gòu)平壓疲勞性能基本沒有影響；隨著下面板裂紋面積的增大，結(jié)構(gòu)整體平壓疲勞性能降低。

2)在疲勞過程中，面板均表現(xiàn)為剛性體，起軸向力的承接傳遞作用；在軸向力作用下，下面板裂紋的存在并沒有影響到上面板傳遞荷載；疲勞壽命與切割工藝和切割面在胞體的位置有關(guān)；平壓疲勞試驗(yàn)最終的失效模式為：夾芯胞體壁板由側(cè)向凸脹最終發(fā)展成縱向屈曲，從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)整體的破壞。

3)整個疲勞失效過程分為初始褶皺階段、褶皺橫向凸脹階段、區(qū)域性褶皺階段、臨近疲勞壽命階段。不同荷載比、不同規(guī)格試件的疲勞過程基本一致，其中第3組和第4組試件的初始褶皺集中于上面板附近。