馬銘澤，姚衛(wèi)星，陳炎,3

(1.南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016) (2.南京航空航天大學(xué) 飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京 210016) (3.成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所 強(qiáng)度部，成都 610092)

0 引 言

蜂窩夾芯板由上下面板、蜂窩芯和膠膜組成。其中，上下面板主要承受拉壓載荷，是主要的承力部分；蜂窩芯起支撐面板的作用，同時(shí)還承擔(dān)剪切載荷；膠膜的作用則是保證載荷在面板和芯子之間傳遞的連續(xù)性。蜂窩夾芯板具有比強(qiáng)度高、比剛度大、耐久性和加工成型性能好等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天、船舶、汽車等領(lǐng)域都具有廣泛應(yīng)用。在航空領(lǐng)域，按照浸潤(rùn)面積計(jì)算，波音747客機(jī)中夾芯結(jié)構(gòu)的使用率達(dá)到了36%，最新的波音787客機(jī)上夾芯結(jié)構(gòu)的使用率則超過了80%；我國(guó)自主研發(fā)的直九直升機(jī)中也使用了大量蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)。在航天領(lǐng)域，火箭整流罩、儀器倉(cāng)、衛(wèi)星主體結(jié)構(gòu)、太陽能電池板等部位也都應(yīng)用了蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)。

航空飛行器在使用過程中由于承受振動(dòng)載荷、突風(fēng)載荷及地-空-地循環(huán)載荷等而產(chǎn)生疲勞問題，且疲勞問題已經(jīng)成為航空飛行器所面臨的嚴(yán)重問題。蜂窩夾芯板作為飛行器的重要結(jié)構(gòu)，不可避免地也會(huì)受到疲勞載荷的影響。目前，針對(duì)蜂窩夾芯板的研究主要集中于其靜力學(xué)性能和動(dòng)力學(xué)性能。由于蜂窩夾芯板的組成成分多樣以及疲勞試驗(yàn)周期長(zhǎng)、成本高等缺點(diǎn)，目前國(guó)內(nèi)外對(duì)蜂窩夾芯板的疲勞問題研究很少。已有的關(guān)于蜂窩夾芯板疲勞性能的研究主要以特定材料為主，研究結(jié)果缺乏廣泛的適用性。

本文主要回顧國(guó)內(nèi)外對(duì)蜂窩夾芯板疲勞的研究進(jìn)展，并指出該領(lǐng)域仍需深入研究的問題。

1 蜂窩夾芯板疲勞試驗(yàn)方法

按照試驗(yàn)?zāi)康目蓪⒎涓C夾芯板疲勞試驗(yàn)方法分為兩大類：一類是針對(duì)蜂窩芯子的疲勞試驗(yàn)，另一類是針對(duì)膠膜的疲勞試驗(yàn)。針對(duì)蜂窩芯子的疲勞試驗(yàn)，按照加載方式的不同可以分為三類：彎曲試驗(yàn)、面外拉壓試驗(yàn)和面內(nèi)剪切試驗(yàn)。針對(duì)膠膜的疲勞試驗(yàn)主要為雙懸臂梁試驗(yàn)。

1.1 彎曲試驗(yàn)

在測(cè)試蜂窩夾芯板的疲勞性能時(shí)，彎曲試驗(yàn)方法應(yīng)用最為廣泛。按照夾芯板有效試驗(yàn)段載荷形式的不同可以將彎曲試驗(yàn)分為兩類：一類是三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)[1-3]，另一類是四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)[4-8]。李家駒等[9]討論了兩者的優(yōu)劣，相比三點(diǎn)彎曲，四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)在試驗(yàn)段上只有彎矩作用而沒有剪切力，因此四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)是測(cè)試夾芯板彎曲性能的理想方法。

在標(biāo)準(zhǔn)四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)[10]的基礎(chǔ)上，K.Olsson[11]設(shè)計(jì)了四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)裝置(如圖1所示)，并且有效地測(cè)試了夾芯板的疲勞性能。與傳統(tǒng)四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)相比，如圖1所示的試驗(yàn)裝置具有兩個(gè)優(yōu)點(diǎn)[12]：(1) 不會(huì)出現(xiàn)局部應(yīng)力集中的現(xiàn)象；(2) 可以實(shí)現(xiàn)雙向加載。

圖1 改進(jìn)的四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)裝置

三種彎曲試驗(yàn)方法的優(yōu)缺點(diǎn)對(duì)比如表1所示。

表1 彎曲試驗(yàn)裝置對(duì)比

1.2 面外拉壓試驗(yàn)

盡管夾芯板最常承受的是彎曲載荷，但是在實(shí)際工程應(yīng)用中，夾芯板或多或少會(huì)承受面外拉壓載荷。柴子龍[13]研究了蜂窩夾芯板在面外壓-壓載荷作用下的疲勞性能。ASTM給出了蜂窩夾芯板面外拉伸和壓縮試驗(yàn)的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)[14-15]，具體試驗(yàn)裝置如圖2所示[14]。

圖2 面外拉壓試驗(yàn)示意圖

1.3 面內(nèi)剪切試驗(yàn)

面內(nèi)剪切試驗(yàn)方法主要有兩種，包括單側(cè)加載試驗(yàn)和雙側(cè)加載試驗(yàn)，如圖3所示[16]。

(a) 單側(cè)加載 (b) 雙側(cè)加載

圖3 面內(nèi)剪切試驗(yàn)示意圖

Fig.3 In plane shear test method

S.Kelsey等[17]討論了兩種加載方式的優(yōu)缺點(diǎn)，發(fā)現(xiàn)單側(cè)加載試驗(yàn)的試驗(yàn)值更加準(zhǔn)確，但是試驗(yàn)結(jié)果會(huì)受到面板彎曲的影響；雙側(cè)加載試驗(yàn)在理論上不受面板彎曲的影響，但在實(shí)際試驗(yàn)中試驗(yàn)結(jié)果存在較大誤差。G.Bianchi等[18]研究了單側(cè)加載情況下蜂窩夾芯板的疲勞行為。ASTM C394/C394M-16給出了單側(cè)加載情況下夾芯板面內(nèi)剪切疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)[19]。

1.4 雙懸臂梁試驗(yàn)

C.K.Berkowitz等[20]通過雙懸臂梁試驗(yàn)研究了疲勞裂紋增長(zhǎng)與循環(huán)數(shù)之間的關(guān)系，具體試驗(yàn)裝置如圖4所示[21]。

圖4 雙懸臂梁試驗(yàn)示意圖

蜂窩夾芯板疲勞試驗(yàn)方法較為多樣，彎曲試驗(yàn)方法在實(shí)際使用中最為廣泛。在三種彎曲試驗(yàn)方法中，三點(diǎn)彎試驗(yàn)最為簡(jiǎn)便，容易實(shí)現(xiàn)；但是三點(diǎn)彎試驗(yàn)中，試驗(yàn)段同時(shí)受到彎剪載荷，試件容易受到橫向剪切載荷的影響而得不到正確的破壞模式。與三點(diǎn)彎試驗(yàn)相比，四點(diǎn)彎試驗(yàn)中試驗(yàn)段不會(huì)受到剪切載荷的影響，可以得到更加準(zhǔn)確的試驗(yàn)結(jié)果。K.Olsson等設(shè)計(jì)的改進(jìn)的四點(diǎn)彎試驗(yàn)裝置降低了局部應(yīng)力集中現(xiàn)象，同時(shí)實(shí)現(xiàn)了試件的雙向加載，具有更為廣泛的應(yīng)用前景。其他試驗(yàn)方法，包括面外拉壓試驗(yàn)、面內(nèi)剪切試驗(yàn)和雙懸臂梁試驗(yàn)，由于目前針對(duì)這些試驗(yàn)方法的研究較少，它們的有效性和實(shí)用性還有待商榷。

2 蜂窩夾芯板的失效模式和疲勞損傷發(fā)展過程

蜂窩夾芯板的失效模式多樣，在靜載荷作用下，按照失效部位不同可將蜂窩夾芯板的失效模式分為三類[22-23]：面板失效、面芯脫膠、芯子失效。在疲勞載荷作用下，蜂窩夾芯板主要是芯子剪切失效和芯子壓縮失穩(wěn)失效。

2.1 蜂窩芯剪切失效

當(dāng)蜂窩夾芯板的疲勞失效模式表現(xiàn)為芯子剪切失效時(shí)，疲勞損傷過程一般可以分為三個(gè)階段：損傷萌生、損傷擴(kuò)展和最終破壞?，F(xiàn)有研究表明，在彎曲疲勞載荷的作用下，損傷萌生的時(shí)間占夾芯板疲勞壽命的大約80%，在損傷萌生后，損傷會(huì)迅速擴(kuò)展，最終導(dǎo)致夾芯板破壞[24-25]。

M.Burman等[26]利用改進(jìn)的四點(diǎn)彎試驗(yàn)研究了W向和L向Nomex蜂窩夾芯板的疲勞性能。試驗(yàn)中，通過目視檢測(cè)的方式觀察了自由邊蜂窩壁上的損傷變化過程，如圖5所示。

圖5 彎曲疲勞載荷下的損傷演化圖

在第一個(gè)加載循環(huán)，內(nèi)外夾頭之間的蜂窩壁就出現(xiàn)了明顯的剪切失穩(wěn)現(xiàn)象，但是失穩(wěn)并沒有導(dǎo)致夾芯板的剛度出現(xiàn)明顯的變化；直到大約疲勞壽命80%的循環(huán)次數(shù)時(shí)，蜂窩壁上才開始出現(xiàn)目視可見的細(xì)小裂紋，這些細(xì)小裂紋在蜂窩壁上聚集在一起，如圖6所示。當(dāng)相鄰蜂窩壁上的裂紋連接到一起之后，裂紋會(huì)迅速穿透夾芯板的厚度方向，導(dǎo)致試件失效。試件最終的失效模式表現(xiàn)為芯子剪切失效。

(a) 微裂紋示意圖 (b) 試驗(yàn)中觀察到的裂紋

圖6 蜂窩壁上的剪切疲勞裂紋

Fig.6 Shear fatigue cracks on honeycomb core walls

W向試件和L向試件具有類似的失效模式，但是與W向試件相比，L向試件會(huì)更早出現(xiàn)微裂紋，并且破壞會(huì)更加突然。

柴子龍[13]研究了三點(diǎn)彎試驗(yàn)中Nomex蜂窩夾芯板的疲勞行為。試驗(yàn)采用標(biāo)準(zhǔn)的半圓柱壓頭施加疲勞載荷。通過對(duì)試件側(cè)壁板的觀察發(fā)現(xiàn)，在經(jīng)歷多次循環(huán)載荷后，蜂窩側(cè)壁板開始出現(xiàn)褶皺，然后褶皺會(huì)迅速向兩側(cè)擴(kuò)展，導(dǎo)致試件最終失效。試件的破壞位置位于壓頭和支座之間，失效模式同樣表現(xiàn)為蜂窩芯子的剪切破壞。除此之外，在達(dá)到疲勞壽命時(shí)，上面板還出現(xiàn)了一定程度的分層現(xiàn)象。

2.2 蜂窩芯壓縮失穩(wěn)失效

柴子龍[13]還研究了Nomex蜂窩夾芯板在壓-壓載荷下的疲勞性能。通過對(duì)蜂窩側(cè)壁的觀測(cè)，可以將壓-壓疲勞載荷下的疲勞失效過程分為四個(gè)階段，如圖7所示。

圖7 壓-壓疲勞載荷下的損傷演化圖

從圖7可以看出：第一個(gè)加載循環(huán)，蜂窩壁就萌生了初始損傷，部分壁板出現(xiàn)褶皺現(xiàn)象；隨著循環(huán)數(shù)的進(jìn)一步增加，褶皺在橫向迅速擴(kuò)展，并且在壁板邊緣停滯；第三階段主要發(fā)生在褶皺的蜂窩壁附近，新的蜂窩壁開始出現(xiàn)褶皺；第四階段，大量的褶皺連接到一起，芯子迅速失效，最終導(dǎo)致整體失效。

總之，在疲勞載荷作用下，蜂窩夾芯板的失效位置較為單一，主要集中于蜂窩芯。蜂窩夾芯板的疲勞失效模式如表2所示，其疲勞損傷過程與最終的失效模式密切相關(guān)。當(dāng)蜂窩夾芯板出現(xiàn)芯子剪切失效時(shí)，疲勞損傷過程可以分為三個(gè)階段；當(dāng)出現(xiàn)芯子壓縮失穩(wěn)失效時(shí)，疲勞損傷過程可以分為四個(gè)階段。在疲勞損傷的各個(gè)階段之間都能觀測(cè)到明顯的特征狀態(tài)。損傷一般都是從單個(gè)芯格開始萌生，由于蜂窩壁之間的不連續(xù)性，損傷會(huì)離散分布于各個(gè)蜂窩壁中，當(dāng)不同芯格的損傷連接到一起后，試件會(huì)迅速失效。

表2 蜂窩夾芯板疲勞失效模式和失效準(zhǔn)則

3 蜂窩夾芯板疲勞壽命預(yù)測(cè)方法

累積損傷理論是疲勞壽命預(yù)測(cè)的基礎(chǔ)。任何一種累積損傷模型都包括三個(gè)要素[28]：損傷定義、損傷累積方式和損傷臨界值。文獻(xiàn)[29-30]對(duì)復(fù)合材料的疲勞累積損傷模型進(jìn)行了總結(jié)。但關(guān)于蜂窩夾芯板的疲勞累積損傷理論的研究仍鮮見報(bào)道。

K.Boualem[31]提出了三種夾芯板疲勞損傷的表征方法。式(1)定義的損傷與Miner線性累積損傷理論中對(duì)損傷的定義類似，損傷表示為循環(huán)次數(shù)與疲勞壽命的比值；式(2)選取夾芯板的剩余剛度作為損傷參量，將損傷定義為剛度降和初始剛度的比值；式(3)定義了一個(gè)非線性損傷，選取的損傷參量和式(1)相同。

(1)

式中：nif為損傷萌生后的循環(huán)數(shù)；Nf為疲勞壽命。

(2)

式中：G0為初始模量；Gf(n)為當(dāng)前模量；Gf(NR)為失效時(shí)模量；NR為疲勞壽命。

(3)

S.D.Clark等[32]在研究?jī)刹捷d荷下夾芯板的疲勞壽命時(shí)，認(rèn)為疲勞損傷是線性累積的并且損傷

臨界值為1。

(4)

式中：D為總損傷；n為循環(huán)數(shù)；ΔDi為第i級(jí)載荷下的損傷。

目前關(guān)于蜂窩夾芯板的疲勞累積損傷模型發(fā)展并不完善，損傷定義、損傷累積及損傷臨界值主要參照了Miner線性損傷理論。模型中并未考慮到各級(jí)載荷譜之間的相互影響和載荷加載順序的影響，因此關(guān)于蜂窩夾芯板的疲勞累積損傷模型仍然需要進(jìn)一步研究。

4 蜂窩夾芯板疲勞曲線的變化規(guī)律

疲勞壽命、剩余剛度等都可以用來表征蜂窩夾芯板的疲勞損傷，S-N曲線和剩余剛度曲線等是研究夾芯板疲勞的必備要素。

4.1 S-N曲線

S-N曲線描述了疲勞強(qiáng)度和疲勞壽命之間的關(guān)系。A.Abbadi等[33]通過四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)獲得了蜂窩夾芯板的S-N曲線，如圖 8所示，應(yīng)力S定義為四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)中施加的載荷。在半對(duì)數(shù)坐標(biāo)系中，蜂窩夾芯板的疲勞壽命與應(yīng)力呈線性關(guān)系。

圖8 彎曲載荷作用下蜂窩夾芯板的S-N曲線

圖8中的區(qū)域可以劃分為兩個(gè)部分，區(qū)域Ⅰ為高應(yīng)力水平區(qū)，區(qū)域Ⅱ?yàn)榈蛻?yīng)力水平區(qū)。從圖8可以看出：當(dāng)試件承受的應(yīng)力水平位于區(qū)域Ⅰ時(shí)，L向試件的疲勞壽命高于相同應(yīng)力水平下W向試件的疲勞壽命；當(dāng)試件承受的應(yīng)力水平位于區(qū)域Ⅱ時(shí)，L向試件的疲勞壽命低于W向試件。

不同芯子密度試件的S-N曲線如圖9所示，可以看出：在相同的應(yīng)力水平下，蜂窩芯子的密度越高，蜂窩夾芯板的疲勞壽命越長(zhǎng)；同時(shí)，隨著芯子密度的提高，密度對(duì)疲勞壽命的影響逐漸減弱。

圖9 不同芯子密度下的S-N曲線

G.Bianchi等[18]研究了面內(nèi)剪切載荷作用下蜂窩夾芯板的疲勞行為，并獲得了夾芯板的S-N曲線，如圖10所示，應(yīng)力S定義為試件中的剪應(yīng)力τ。

(5)

從圖10可以看出：在剪切載荷的作用下，蜂窩夾芯板的對(duì)數(shù)疲勞壽命與應(yīng)力呈線性關(guān)系；蜂窩芯子方向?qū)ζ趬勖挠绊懪c四點(diǎn)彎曲試驗(yàn)類似，L向試件的疲勞壽命高于同等應(yīng)力下其他方向芯子的疲勞壽命；45°向試件與W向試件的S-N曲線基本重合。

M.Burman等[26]采用雙參數(shù)Weibull函數(shù)來描述四點(diǎn)彎曲載荷作用下蜂窩夾芯板的S-N曲線。

(6)

試驗(yàn)中τth取經(jīng)歷5×106次循環(huán)仍未出現(xiàn)損傷時(shí)對(duì)應(yīng)的剪應(yīng)力。

試驗(yàn)表明，式(6)可以較好地描述四點(diǎn)彎曲載荷下Nomex蜂窩夾芯板的疲勞壽命，如圖11所示，但該公式對(duì)其他幾何形式或破壞模式的夾芯板的適用性還未得到證明。

圖11 Nomex蜂窩夾芯板的S-N曲線

4.2 剩余剛度曲線

根據(jù)夾芯板不同的失效模式，可以將剩余剛度曲線分為兩類：剪切失效主導(dǎo)下的剩余剛度曲線和壓縮失穩(wěn)主導(dǎo)下的剩余剛度曲線。蜂窩夾芯板在承受彎曲載荷或面內(nèi)剪切載荷時(shí)，芯子通常出現(xiàn)剪切失效主導(dǎo)的破壞模式；承受面外壓-壓載荷時(shí)，出現(xiàn)芯子壓縮失穩(wěn)主導(dǎo)的失效模式。

當(dāng)Nomex蜂窩夾芯板受彎曲載荷的作用時(shí)，典型的剩余剛度曲線如圖 12所示[34-35]。剩余剛度Q一般定義為蜂窩夾芯板的彎曲剩余剛度或剪切剩余模量。對(duì)應(yīng)Nomex蜂窩夾芯板的疲勞損傷過程，可以將剩余剛度曲線分為三個(gè)階段：AB段為損傷萌生階段，在這一階段，蜂窩芯子沒有出現(xiàn)目視可見的疲勞損傷，蜂窩夾芯板的剛度基本保持不變；B點(diǎn)蜂窩壁上開始出現(xiàn)目視可見的微裂紋；從B點(diǎn)開始，蜂窩芯子上的疲勞損傷進(jìn)入快速增長(zhǎng)階段。從蜂窩芯子上出現(xiàn)目視可見的疲勞損傷到夾芯板的最終失效一般只占疲勞壽命的20%。

圖12 彎曲疲勞試驗(yàn)中典型的剩余剛度曲線

在研究夾芯板的剩余剛度時(shí)，K.Boualem[31]利用分段函數(shù)來描述剩余剛度和循環(huán)數(shù)之間的關(guān)系。

(7)

式中：A和C為擬合參數(shù)。

蜂窩夾芯板承受面外壓-壓疲勞載荷時(shí)，剩余剛度曲線如圖13所示，剩余剛度Q定義為蜂窩芯子的面外壓縮模量。

圖13 壓-壓疲勞載荷下的剩余剛度曲線

在壓-壓疲勞載荷的作用下，Nomex蜂窩夾芯板的剩余剛度曲線可以分為三個(gè)階段[13]：AB段為初始損傷的橫向擴(kuò)展階段，在這一階段，試件的剛度會(huì)迅速下降，在7%的壽命中剛度下降到約70%；BC段為損傷的緩慢擴(kuò)展階段，試件的剛度呈現(xiàn)線性下降的規(guī)律，這個(gè)階段剛度下降較少；第三階段是試件的破壞階段，從C點(diǎn)開始，試件剛度呈現(xiàn)指數(shù)衰減的規(guī)律。

此外，研究表明，壓-壓疲勞載荷存在一個(gè)閾值，當(dāng)載荷水平低于閾值時(shí)，夾芯板的剛度不會(huì)隨著循環(huán)次數(shù)的增加而下降；當(dāng)載荷水平高于該閾值時(shí)，夾芯板剩余剛度的衰減并不受載荷水平的影響[13]。導(dǎo)致這一現(xiàn)象出現(xiàn)的原因目前尚不清楚，仍需要進(jìn)一步研究。

4.3 小 結(jié)

在中高周區(qū)蜂窩夾芯板的對(duì)數(shù)疲勞壽命與應(yīng)力呈線性關(guān)系。蜂窩芯子的方向和密度都會(huì)影響夾芯板的疲勞壽命，通常L向夾芯板的疲勞壽命高于W向夾芯板的疲勞壽命；夾芯板的疲勞壽命隨著芯子密度的增加逐漸提高并趨于穩(wěn)定。

蜂窩夾芯板的剩余剛度曲線可以分為兩類：一是面內(nèi)剪切失效主導(dǎo)下的剩余剛度曲線，二是壓縮失穩(wěn)主導(dǎo)下的剩余剛度曲線。兩類剩余剛度曲線都包括三個(gè)階段：損傷萌生、損傷擴(kuò)展和最終失效。但是兩類剩余剛度曲線各階段占據(jù)的時(shí)間分?jǐn)?shù)差異較大。當(dāng)夾芯板出現(xiàn)剪切主導(dǎo)的失效模式時(shí)，剩余剛度曲線的絕大部分為損傷萌生階段，在這一階段試件的剩余剛度基本不變，損傷萌生后剩余剛度會(huì)迅速下降直至破壞。當(dāng)夾芯板出現(xiàn)壓縮失穩(wěn)主導(dǎo)的失效模式時(shí)，損傷萌生和橫向擴(kuò)展階段只占很短的時(shí)間，但是這一階段試件剛度會(huì)出現(xiàn)明顯下降，之后試件的剛度基本不變直至試件最終破壞。

5 結(jié)束語

本文回顧了蜂窩夾芯板的疲勞研究進(jìn)展。盡管目前關(guān)于蜂窩夾芯板疲勞問題的研究仍較少，但是國(guó)內(nèi)外已經(jīng)提出了多種測(cè)試蜂窩夾芯板疲勞性能的試驗(yàn)方法。同時(shí)已有研究比較詳細(xì)地描述了蜂窩夾芯板中疲勞損傷的發(fā)展規(guī)律，具有參考意義。蜂窩夾芯板的S-N曲線和剩余剛度曲線也是目前研究中較受關(guān)注的問題，已有研究通過試驗(yàn)給出了一定數(shù)量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，為以后的研究提供了參考。但仍然有許多問題沒有明晰，包括：(1) 疲勞失效模式的判別方法；(2) 內(nèi)部疲勞損傷的發(fā)展過程；(3) 預(yù)測(cè)疲勞壽命的累積損傷方法。

下一步的研究工作可以主要關(guān)注以下三個(gè)方面：

(1) 目前關(guān)于蜂窩夾芯板疲勞的試驗(yàn)都是以整個(gè)夾芯板作為研究對(duì)象，而試驗(yàn)表明試件的破壞部位主要是蜂窩芯子。因此有必要對(duì)蜂窩紙的疲勞行為進(jìn)行深入研究，并找到蜂窩紙的疲勞性能與夾芯板疲勞性能之間的聯(lián)系。

(2) 蜂窩夾芯板的疲勞損傷過程一般是通過自由邊的蜂窩壁進(jìn)行觀察，但是蜂窩芯內(nèi)部的損傷情況目前還不太明晰。在以后的研究中可以通過無損檢測(cè)等方式來確定疲勞過程中蜂窩芯內(nèi)部損傷的發(fā)展過程。

(3) 目前預(yù)測(cè)蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)疲勞壽命的累積損傷的方法還不是很完善，需要進(jìn)一步考慮各級(jí)載荷譜之間的相互影響和載荷加載順序的影響。