左建華，楊書儀，譚毅，郭小軍，孫要兵

1.湖南科技大學(xué)，湖南 湘潭 411201

2.中國(guó)航發(fā)湖南動(dòng)力機(jī)械研究所，湖南 株洲 412002

3.中國(guó)航發(fā)南方工業(yè)有限公司，湖南 株洲 412002

目前在軍用、民用飛機(jī)上應(yīng)用最為廣泛的航空發(fā)動(dòng)機(jī)為燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)，其主要由壓氣機(jī)、機(jī)匣、渦輪、燃燒室、尾噴管等組成[1]。機(jī)匣是航空發(fā)動(dòng)機(jī)的保護(hù)外殼和主要承力部件，航空發(fā)動(dòng)機(jī)工作環(huán)境惡劣，受外物沖擊、高周疲勞、過(guò)熱和材料缺陷等因素影響，發(fā)動(dòng)機(jī)輪盤、葉片等旋轉(zhuǎn)部件不可避免地會(huì)出現(xiàn)失效破壞，破壞產(chǎn)生的高能碎片會(huì)沖擊機(jī)匣，若機(jī)匣強(qiáng)度不夠，碎片飛出機(jī)匣將嚴(yán)重影響飛行安全，因此國(guó)內(nèi)外學(xué)者開(kāi)展了許多關(guān)于機(jī)匣抗沖擊機(jī)理的研究。機(jī)匣結(jié)構(gòu)有泡沫夾芯結(jié)構(gòu)、鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)、纖維纏繞增強(qiáng)結(jié)構(gòu)等。鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)因具有質(zhì)量輕、吸能性好、比強(qiáng)度高等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于航空航天、船舶、汽車、高鐵以及建筑等領(lǐng)域[2-3]。

目前，關(guān)于機(jī)匣抗沖擊機(jī)理的研究主要從沖擊試驗(yàn)及數(shù)值仿真方面開(kāi)展。Liu[4]、吳軻[5]、宋曼麗[6]通過(guò)彈道沖擊試驗(yàn)研究彈體沖擊靶板過(guò)程的動(dòng)態(tài)響應(yīng)和破壞模式。Stahlecker[7]采用數(shù)值仿真與試驗(yàn)相結(jié)合方法分析機(jī)匣受葉片沖擊的損傷形式及能量吸收模式。張溫馨[8]通過(guò)仿真模擬研究復(fù)合材料層合板在不同預(yù)載荷作用下的抗沖擊機(jī)理。辛亞軍[9]、張笑宇[10]、He[11]開(kāi)展常溫狀態(tài)下蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣的抗沖擊性能研究。航空發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)，渦輪前溫度可高達(dá)1630～1770℃[12]。溫度相對(duì)較低的壓氣機(jī)機(jī)匣內(nèi)，溫度也可達(dá)20～400℃[13]。當(dāng)失效破壞的轉(zhuǎn)子部件撞擊機(jī)匣時(shí)，機(jī)匣結(jié)構(gòu)將同時(shí)承受溫度載荷、沖擊載荷，若沖擊應(yīng)力過(guò)大，就會(huì)引起機(jī)匣材料的失效破損。目前，國(guó)內(nèi)外學(xué)者考慮溫度對(duì)于機(jī)匣抗沖擊性能影響的研究甚少。

本文擬以工作溫度為0～300℃的鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣為研究對(duì)象，開(kāi)展其溫度效應(yīng)下的抗沖擊性能分析。首先搭建溫度可調(diào)沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)，開(kāi)展考慮溫度影響的彈道沖擊試驗(yàn)，分析靶板的損傷情況；然后開(kāi)展尖頭彈沖擊鋁蜂窩夾芯板有限元仿真分析，對(duì)試驗(yàn)與仿真中鋁蜂窩夾芯板損傷情況和應(yīng)力-時(shí)間曲線進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證仿真模型可靠性；最后開(kāi)展不同溫度下鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣抗沖擊性能仿真分析[14]。

1 試驗(yàn)研究

1.1 試驗(yàn)裝置及步驟

圖1為溫度可調(diào)沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)，主要由氣源控制閥、高壓氣源、Hopkinson壓桿沖擊試驗(yàn)臺(tái)、發(fā)射裝置、控溫加熱裝置以及Synergy 數(shù)據(jù)采集儀組成。控溫加熱裝置主要由氣動(dòng)閘門、電阻絲爐膛（功率5kW，內(nèi)腔尺寸160mm×160mm）、保溫石棉、空氣壓縮機(jī)、溫控箱、熱電偶組成。

圖1 溫度可調(diào)沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.1 Adjustable temperature impact test system

將控溫加熱裝置固定在Hopkinson壓桿沖擊試驗(yàn)臺(tái)上，鋁蜂窩夾芯板置于溫控加熱裝置內(nèi)夾緊，利用空氣壓縮機(jī)控制氣動(dòng)閘門閉合。溫控箱可控制電阻絲爐膛啟停，且可通過(guò)置于電阻絲爐膛內(nèi)部的熱電偶實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)和調(diào)控爐膛內(nèi)溫度。采用溫控箱將鋁蜂窩夾芯板加熱至設(shè)定溫度后保溫3min，打開(kāi)氣動(dòng)閘門，通過(guò)氣源控制閥啟動(dòng)高壓氣源，驅(qū)動(dòng)發(fā)射裝置射出子彈，中溫應(yīng)變片貼附于試件表面，連接Synergy數(shù)據(jù)采集儀獲取試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

1.2 試件材料與試驗(yàn)內(nèi)容

圖2 為試件實(shí)物圖，其中，圖2（a）為尖頭彈，圖2（b）為鋁蜂窩芯層，圖2（c）為鋁蜂窩夾芯板。鋁蜂窩夾芯板由上下兩塊鋁合金板及中間的鋁蜂窩芯層構(gòu)成。單鋁蜂窩芯形狀為六邊形，其內(nèi)徑為3mm，鋁箔厚度為0.05mm，試件的具體參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 試件具體參數(shù)Table 1 Specific parameters of specimen

圖2 試件實(shí)物圖Fig.2 Actual drawing of specimen

鋁蜂窩夾芯板表面粘貼的中溫應(yīng)變片型號(hào)為BAB350-3AA250(23)，使用溫度范圍為-269～250℃，貼附方法為高溫膠水加溫加壓粘貼，采用四分之一橋路接法接入Synergy 數(shù)據(jù)采集儀。受應(yīng)變片使用溫度范圍限制，本文僅進(jìn)行了25℃、100℃及200℃溫度下的彈道沖擊試驗(yàn)，選用的沖擊氣壓為0.7MPa，對(duì)應(yīng)尖頭彈初始沖擊速度v0=60m/s。

1.3 試驗(yàn)結(jié)果

圖3 為相同沖擊速度下，鋁蜂窩夾芯板在不同溫度下的沖擊前后對(duì)比圖。

由圖3可知，25℃、100℃及200℃下尖頭彈沖擊機(jī)匣后均出現(xiàn)反彈現(xiàn)象，100℃及200℃下鋁蜂窩夾芯板的表面損傷相較于25℃下較小，受試驗(yàn)設(shè)備限制，未測(cè)得尖頭彈的剩余速度。圖4 為25℃、100℃及200℃下鋁蜂窩夾芯板的損傷情況。

圖3 沖擊試驗(yàn)前后對(duì)比Fig.3 Comparison before and after impact test

由圖4（a）可知，25℃時(shí)，試驗(yàn)中鋁蜂窩夾芯板的上鋁合金板呈花瓣?duì)畛淙冃?，下鋁合金板呈不規(guī)則撕裂損傷，撕裂處材料翹起，鋁蜂窩芯層向四周擠壓，出現(xiàn)剪切失效；由圖4（b）可以看出，100℃時(shí)，試驗(yàn)中鋁蜂窩夾芯板的上鋁合金板出現(xiàn)穿孔破壞，穿孔處周圍出現(xiàn)裂紋，呈花瓣?duì)畎枷?，下鋁合金板呈波紋狀撕裂，鋁蜂窩芯層向四周擠壓破裂；由圖4（c）可知，200℃時(shí)，試驗(yàn)中鋁蜂窩夾芯板的上鋁合金板出現(xiàn)穿孔破壞，穿孔處無(wú)裂紋產(chǎn)生，后鋁合金板呈不規(guī)則撕裂破壞，鋁蜂窩層出現(xiàn)較大范圍的剪切破壞。

圖4 鋁蜂窩夾芯板損傷情況Fig.4 Damage of aluminum honeycomb sandwich panel

從試件的破損面積判斷，25℃下的上鋁合金板損傷面積最大，200℃下鋁合金板和鋁蜂窩芯層的損傷程度相對(duì)較大，100℃下鋁蜂窩夾芯板的整體損傷最小。

2 有限元建模

2.1 有限元模型

通過(guò)Creo 建立尖頭彈沿Z軸負(fù)方向水平?jīng)_擊鋁蜂窩夾芯板的幾何模型，模型形狀尺寸與試驗(yàn)試件相同。采用Hypermesh進(jìn)行網(wǎng)格劃分，為了盡量還原鋁蜂窩夾芯板受到?jīng)_擊后的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，應(yīng)將鋁蜂窩夾芯板的網(wǎng)格盡可能地細(xì)化，但考慮到網(wǎng)格越密，求解時(shí)間也會(huì)成倍增加，因此需要在求解時(shí)間適當(dāng)及不影響分析結(jié)果的前提下，選擇適當(dāng)密度的網(wǎng)格。尖頭彈與上下鋁合金板網(wǎng)格類型采用solid 164 實(shí)體單元，為了減少數(shù)值分析時(shí)的誤差，尖頭彈與上下鋁合金板均采用映射網(wǎng)格，尖頭彈劃分為31208 個(gè)單元，上下鋁合金板劃分為6120 個(gè)單元。鋁蜂窩芯層網(wǎng)格類型采用shell 163殼單元，劃分為12624個(gè)單元，網(wǎng)格模型如圖5所示。

圖5 網(wǎng)格模型Fig.5 Mesh model

2.2 材料模型及參數(shù)選擇

上下鋁合金板材料為7075-T651 鋁合金，采用Johnson Cook 本構(gòu)模型及累積損傷準(zhǔn)則，該模型適用于金屬材料各種應(yīng)變率條件，且充分考慮了材料的應(yīng)變率硬化、溫度軟化等因素，廣泛應(yīng)用于沖擊及材料損傷領(lǐng)域，其數(shù)學(xué)模型表達(dá)式如下

式中：A為屈服應(yīng)變；B、C、n為硬化系數(shù)；m為熱軟化系數(shù)；σ為材料等效應(yīng)力；ε·和ε·0為材料的應(yīng)變率和參考應(yīng)變率；T為材料變形溫度，Tm為材料熔點(diǎn)，Tr為參考溫度。式（1）括號(hào)內(nèi)三項(xiàng)分別代表等效塑性應(yīng)變、應(yīng)變率以及溫度對(duì)流應(yīng)力的影響[15]。對(duì)于鋁合金前后面板采用JC累積損傷準(zhǔn)則，則損傷參數(shù)D為

其中：

式中：σ*=σm/σ，σm為平均應(yīng)力，D1～D5為JC 失效模型參數(shù)，當(dāng)D=1時(shí)材料發(fā)生失效。

鋁蜂窩芯層材料為薄殼狀5052 鋁箔，采用*MAT_PLASTIC_KINEMATIC 模型，該模型適用于考慮應(yīng)變率效應(yīng)和帶有失效的彈塑性材料的殼體元件，上下鋁合金板及中間鋁蜂窩芯層的材料模型參數(shù)見(jiàn)表2、表3[16-18]。

表2 上下鋁合金板材料模型參數(shù)Table 2 Material model parameters of upper and lower aluminum alloy plates

表3 鋁蜂窩芯層材料模型參數(shù)Table 3 Aluminum honeycomb core layer material model parameters

金屬材料在不同溫度下具有不同的熱物性參數(shù)，彈體沖擊鋁蜂窩夾芯板過(guò)程迅速，熱傳導(dǎo)在接觸碰撞傳熱過(guò)程中起主要作用，熱輻射、熱對(duì)流產(chǎn)生的影響較小，因此沖擊過(guò)程產(chǎn)熱由材料的比熱容和導(dǎo)熱系數(shù)決定。因鋁蜂窩芯層和上下鋁合金板材料同為鋁合金，熱物性參數(shù)相差不大，故使用同一種熱物性參數(shù)，尖頭彈和鋁蜂窩夾芯板的材料熱物性參數(shù)見(jiàn)表4、表5。

表4 上下鋁合金板材料熱物性參數(shù)Table 4 Thermal properties of upper and lower aluminum alloy sheet materials

表5 尖頭彈材料熱物性參數(shù)Table 5 Thermal properties of pointed projectile materials

2.3 條件設(shè)置

鋁蜂窩夾芯板兩端設(shè)置全約束，尖頭彈施加沿Z軸負(fù)方向60m/s的初始速度v0，鋁蜂窩夾芯板及尖頭彈施加恒定溫度載荷。鋁蜂窩夾芯層與上下鋁合金板采用固連接觸（TDNS），尖頭彈與鋁蜂窩夾芯板的接觸設(shè)置為*CONTACT_ERODING_SURFACE_TO_SURFACE_THERMAL，其中熱性關(guān)鍵字定義見(jiàn)表6。

表6 熱性關(guān)鍵字定義Table 6 Thermal keyword definition

表6 中，間隙熱導(dǎo)率cf 是指鋁蜂窩芯板與尖頭彈接觸面間氣體的熱導(dǎo)率；接觸熱導(dǎo)率htc 是指鋁蜂窩夾芯板與尖頭彈接觸時(shí)的熱導(dǎo)率；機(jī)械功轉(zhuǎn)熱比例gpt及摩擦功轉(zhuǎn)熱eqheat比例取值參考文獻(xiàn)[19]和[20]；ftoslv 為鋁蜂窩夾芯板與尖頭彈接觸面的熱分配系數(shù)；ftoslv 熱分配系數(shù)計(jì)算公式為

式中：c、ρ、λ為材料的比熱容、密度和導(dǎo)熱系數(shù)。

3 試驗(yàn)與仿真結(jié)論對(duì)比

基于試驗(yàn)下的三種溫度條件，采用LS-DYNA 仿真模擬尖頭彈沖擊鋁蜂窩夾芯板，對(duì)比試驗(yàn)與仿真的結(jié)論。

3.1 損傷情況分析

仿真中25℃、100℃及200℃下鋁蜂窩夾芯板損傷情況如圖6 所示。結(jié)合圖4（a）及圖6（a）可以看出，25℃下試驗(yàn)與仿真中鋁蜂窩芯板均出現(xiàn)穿孔現(xiàn)象，上鋁合金板損傷情況較為相似，均呈現(xiàn)花瓣?duì)畎枷葑冃危幌落X合金板在試驗(yàn)與仿真中均出現(xiàn)裂紋損傷，試驗(yàn)下裂紋延伸情況更為顯著；試驗(yàn)與仿真中的鋁蜂窩芯層均呈現(xiàn)剪切破壞，破壞后的鋁蜂窩結(jié)構(gòu)向四周擠壓變形。對(duì)比圖4（b）、圖4（c）及圖6（b）、圖6（c）試驗(yàn)與仿真結(jié)論，同樣出現(xiàn)類似差異。因試驗(yàn)中存在尖頭彈偏移、試件夾緊程度不一、鋁蜂窩芯層存在工藝缺陷等影響因素，使得試驗(yàn)中鋁蜂窩夾芯板損傷特征與仿真存在偏差，但根據(jù)鋁蜂窩夾芯板的變形區(qū)域和整體破壞情況判斷，試驗(yàn)結(jié)論與仿真結(jié)論較為吻合。

圖6 仿真中鋁蜂窩夾芯板損傷情況Fig.6 Simulation of aluminum honeycomb sandwich panel damage

通過(guò)測(cè)量可得上鋁合金板的彎曲深度D1及下鋁合金板的裂紋尺寸L1，如圖7 所示。測(cè)量得出的試驗(yàn)數(shù)據(jù)與仿真數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，見(jiàn)表7。

圖7 損傷測(cè)量圖Fig.7 Damage chart

結(jié)合圖4 和表7 可知，25℃下試驗(yàn)與仿真對(duì)比誤差較大，這是由于試驗(yàn)中出現(xiàn)彈體沖擊偏移現(xiàn)象，導(dǎo)致下鋁合金板產(chǎn)生的裂紋向左延伸，除此之外，其余試驗(yàn)與仿真下鋁蜂窩芯板的損傷數(shù)據(jù)相對(duì)誤差較小，仿真模型能夠有效表達(dá)沖擊過(guò)程中鋁蜂窩芯板的損傷特性。

表7 試驗(yàn)與仿真數(shù)據(jù)對(duì)比Table 7 Comparison between experimental and simulation data

3.2 應(yīng)變分析

仿真分析中采用LS-PrePost 軟件進(jìn)行數(shù)據(jù)后處理，獲取與試驗(yàn)中貼附應(yīng)變片相同位置的單元應(yīng)變數(shù)據(jù)，如圖8所示。圖9 為各溫度下試驗(yàn)與仿真的應(yīng)變-時(shí)間曲線對(duì)比圖，表8為各溫度下試驗(yàn)與仿真最大應(yīng)變值對(duì)比。

圖8 位置單元示意圖Fig.8 Position element diagram

從圖9可以看出，試驗(yàn)與仿真得出的應(yīng)變-時(shí)間曲線對(duì)比下并未完全重合，這是由于尖頭彈在發(fā)射過(guò)程中受外界阻力的影響，存在輕微的偏移現(xiàn)象，且試驗(yàn)中鋁蜂窩夾芯板的約束條件無(wú)法在仿真中準(zhǔn)確定義，但從應(yīng)變-時(shí)間曲線的總體變化趨勢(shì)上來(lái)看，試驗(yàn)與仿真的結(jié)論基本一致；由表8可知，試驗(yàn)與仿真最大應(yīng)變值的相對(duì)誤差較小，說(shuō)明試驗(yàn)與仿真結(jié)果較為相似。

圖9 試驗(yàn)與仿真的應(yīng)變-時(shí)間曲線對(duì)比Fig.9 Comparison diagram between strain-time curves between test and simulation

表8 試驗(yàn)與仿真的最大應(yīng)變值對(duì)比Table 8 Comparison between maximum strain values test and simulation

綜上所述，采用數(shù)值仿真分析方法研究彈體沖擊不同溫度下的鋁蜂窩夾芯板具有一定的可靠性，仿真模型能有效表達(dá)沖擊過(guò)程中鋁蜂窩夾芯板的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。

4 不同溫度下鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣抗沖擊性能分析

4.1 有限元建模

本節(jié)依據(jù)某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)機(jī)匣參數(shù)，建立鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣的簡(jiǎn)化模型。利用Creo 三維軟件建立尖頭彈沖擊鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣的實(shí)體模型，尖頭彈和機(jī)匣的材料與試驗(yàn)試件材料相同。機(jī)匣總厚度為5mm，上下機(jī)匣壁厚度為1mm，單鋁蜂窩芯邊長(zhǎng)為6mm，內(nèi)徑為3mm，鋁箔厚度為0.05mm，鋁蜂窩芯層高度為3mm。

采用Hypermesh 進(jìn)行網(wǎng)格劃分，尖頭彈與上下機(jī)匣壁網(wǎng)格類型采用solid 164 實(shí)體單元，尖頭彈劃分為31208 個(gè)單元，上下機(jī)匣壁劃分為11520 個(gè)單元。鋁蜂窩芯層網(wǎng)格類型采用shell 163殼單元，劃分為22536個(gè)單元，網(wǎng)格模型如圖10所示。

圖10 網(wǎng)格模型Fig.10 Mesh model

采用LS-DYNA 設(shè)置機(jī)匣y方向兩端為固定約束。賦予尖頭彈初始沖擊速度v0=60m/s，方向垂直于機(jī)匣壁。對(duì)鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣分別施加25℃、50℃、75℃、100℃、125℃、150℃、175℃和200℃的恒定溫度載荷。

4.2 仿真分析結(jié)果

通過(guò)各溫度下垂直于機(jī)匣壁的尖頭彈速度變化趨勢(shì)，研究25～200℃范圍內(nèi)鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣抗沖擊性變化。各溫度下尖頭彈速度時(shí)間歷程曲線與尖頭彈反彈速度曲線如圖11、圖12所示。

圖11 尖頭彈速度時(shí)間歷程曲線Fig.11 Time history curve of tip projectile velocity

圖12 尖頭彈反彈速度曲線Fig.12 Rebound velocity curve of pointed projectile

由圖11 可知，各溫度下尖頭彈速度變化趨勢(shì)相似，在0～1.2ms 時(shí)間段，尖頭彈與鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣發(fā)生劇烈碰撞，速度急速下降并趨于零；在1.2～5ms 時(shí)間段，各溫度下的彈體均未擊穿鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣，出現(xiàn)反彈現(xiàn)象，不同溫度下尖頭彈反彈速度存在一定差異。由圖12可以看出，由25℃上升至75℃時(shí)，尖頭彈反彈速度發(fā)生細(xì)微增長(zhǎng)；由75℃上升至125℃時(shí)，尖頭彈反彈速度出現(xiàn)較為明顯的增加；由125℃上升至200℃時(shí)，尖頭彈反彈速度呈逐漸下降的趨勢(shì)。

通過(guò)尖頭彈反彈速度隨溫度變化的整體趨勢(shì)可以判斷，在25～75℃范圍內(nèi)，鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣抗沖擊性基本不變；由75℃上升至125℃時(shí)，鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣抗沖擊性有所提升，在125℃時(shí)達(dá)到最佳，鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣強(qiáng)度的增加可能是由于機(jī)匣壁材料7075-T651鋁合金的應(yīng)變硬化和微觀結(jié)構(gòu)上晶粒發(fā)生位錯(cuò)所致；由125℃上升至200℃時(shí)，鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣的抗沖擊性隨溫度增加呈下滑趨勢(shì)，在200℃時(shí)表現(xiàn)最弱。類似現(xiàn)象在參考文獻(xiàn)［21］中也出現(xiàn)過(guò)，其文中通過(guò)7075鋁合金在不同溫度下的準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，7075 鋁合金材料的屈服強(qiáng)度在100℃前先隨著溫度的升高而增加，然后隨著溫度持續(xù)上升而降低，本文結(jié)論與上述已有研究結(jié)論基本吻合。

5 結(jié)論

通過(guò)研究，可以得出以下結(jié)論：

（1）基于傳感測(cè)試技術(shù)，搭建了溫度可調(diào)沖擊試驗(yàn)系統(tǒng)，進(jìn)行了25℃、100℃、200℃下鋁蜂窩夾芯板的彈道沖擊試驗(yàn)，分析了鋁蜂窩夾芯板損傷情況，以及鋁蜂窩夾芯受沖擊過(guò)程的破壞模式。

（2）采用LS-DYNA 建立了尖頭彈沖擊鋁蜂窩夾芯板的有限元模型，進(jìn)行了25℃、100℃、200℃下的鋁蜂窩夾芯板抗沖擊性仿真分析，對(duì)比鋁蜂窩夾芯板仿真與試驗(yàn)中應(yīng)變-時(shí)間曲線和損傷情況，驗(yàn)證了仿真模型的可靠性。

（3）進(jìn)一步開(kāi)展不同溫度下鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣抗沖擊性數(shù)值仿真分析，結(jié)果表明：在25～200℃范圍內(nèi)，尖頭彈沖擊鋁蜂窩芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣均出現(xiàn)反彈現(xiàn)象，通過(guò)對(duì)比各溫度下尖頭彈反彈速度差異可知，鋁蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)機(jī)匣抗沖擊性隨溫度上升呈先增后減的趨勢(shì)。