摘 要：研究機(jī)翼前緣蜂窩夾層結(jié)構(gòu)在上翼面均布?xì)鈩?dòng)載荷作用下的力學(xué)性能。首先給出蜂窩夾層結(jié)構(gòu)芯層等效彈性參數(shù)，用修正后的Gibson模型，將離散蜂窩芯結(jié)構(gòu)按照力學(xué)等效的原則轉(zhuǎn)化為均質(zhì)的三維正交各向異性材料；然后用內(nèi)聚力單元對(duì)蜂窩芯和面板之間的膠接界面進(jìn)行建模，用殼單元對(duì)碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料面板進(jìn)行建模；最后，利用有限元方法，對(duì)整個(gè)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行力學(xué)性能分析，顯示了蜂窩芯和復(fù)合材料面板之間的剝離過程，對(duì)蜂窩芯和面板剝離破壞模式以及復(fù)合材料面板損傷破壞模式進(jìn)行了分析。

關(guān)鍵詞：蜂窩夾層結(jié)構(gòu)；等效彈性常數(shù)；破壞模式；有限單元法；內(nèi)聚力單元

中圖分類號(hào)：V214.6" " " " " " " 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A" " " " " " "文章編號(hào)：1007 - 9734 （2024） 05 - 0013 - 07

DOI：10.19327/j.cnki.zuaxb.1007-9734.2024.05.002

0 引 言

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)與一般的層合板結(jié)構(gòu)相比，具有抗彎剛度高、熱膨脹系數(shù)小、吸音、吸波、氣動(dòng)表面光滑等諸多優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于機(jī)翼前緣、機(jī)艙地板、輕型通用飛機(jī)的主次承力結(jié)構(gòu)、衛(wèi)星結(jié)構(gòu)和高速列車制造中[1-3]。對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析時(shí)，現(xiàn)在常用的大型商業(yè)有限元軟件中沒有蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的材料庫(kù)。必須對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行等效處理，即將夾層結(jié)構(gòu)中離散的蜂窩折算成等效的連續(xù)體，將夾芯層等效成一層三維各項(xiàng)異性材料，把它看作層合板的一個(gè)特殊單層。

早在1969年，Allen等人[4]對(duì)夾層結(jié)構(gòu)早期的試驗(yàn)和分析方法做出了巨大貢獻(xiàn)。對(duì)于蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的宏觀力學(xué)行為，很多國(guó)內(nèi)外學(xué)者提出了各種簡(jiǎn)化模型和計(jì)算理論。在常用的計(jì)算模型中，位移模型理論應(yīng)用最廣[5-7]。Gibson 等[8]在1982年利用等壁厚正六邊形蜂窩模型，建立了在剪切載荷和面內(nèi)拉壓載荷作用下蜂窩結(jié)構(gòu)的變形模式，并給出了各等效彈性參數(shù)的計(jì)算公式。王穎堅(jiān)等[9]通過對(duì)Gibson的方法進(jìn)行修正，建立了滿足平衡條件的等壁厚蜂窩和非等壁厚蜂窩結(jié)構(gòu)在面內(nèi)剪力作用下的變形模式，并根據(jù)新建立的變形模式導(dǎo)出了新的計(jì)算公式，計(jì)算結(jié)果與實(shí)測(cè)結(jié)果相符。由于Gibson公式忽略了蜂窩壁板伸縮變形的剛度，導(dǎo)致對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值分析時(shí)夾芯層材料的彈性矩陣表現(xiàn)出不確定性。針對(duì)這一問題，富明慧等[10]考慮了蜂窩壁板的彎曲變形和伸縮變形對(duì)面內(nèi)剛度的影響，對(duì)Gibson公式進(jìn)行了修正。所得結(jié)果不但克服了Gibson公式面內(nèi)等效泊松比不合理的缺陷，同時(shí)還提出了考慮夾芯層面內(nèi)剛度的一種簡(jiǎn)化方案。

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)在拉壓、剪切載荷作用下的主要失效模式分為總體失效和局部失效。局部失效主要包括蜂窩失效、面板失效和膠接界面失效。賴士洪等[11]在1989年通過一系列的剝離試驗(yàn)分析了膠粘劑的剝離強(qiáng)度與蜂窩夾層結(jié)構(gòu)剝離破壞模式的關(guān)系，提出了蜂窩芯粘接邊強(qiáng)度的概念。張廣成等[12]通過實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，當(dāng)有膠層存在時(shí)，結(jié)構(gòu)的剝離強(qiáng)度明顯增大。當(dāng)蜂窩芯和面板之間無(wú)膠層時(shí)，破壞始終發(fā)生在蜂窩芯和面板的膠接面上。Shen 等[13]以不銹鋼點(diǎn)陣結(jié)構(gòu)為芯材的夾層結(jié)構(gòu)作為研究對(duì)象，通過準(zhǔn)靜態(tài)到動(dòng)態(tài)的加載，研究結(jié)構(gòu)的層間斷裂韌性，通過夾芯梁的三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)測(cè)得結(jié)構(gòu)面板和芯材之間的分層性能。

本論文主要研究蜂窩夾層結(jié)構(gòu)面板和蜂窩芯之間的膠接界面力學(xué)性能和面板失效問題。建立蜂窩、復(fù)合材料面板、粘接界面的有限元模型，應(yīng)用有限元軟件計(jì)算、分析結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度，預(yù)測(cè)面板和蜂窩芯的剝離，復(fù)合材料面板的失效等情況，展示蜂窩夾層結(jié)構(gòu)內(nèi)部的損傷發(fā)展過程。

1 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)芯層彈性參數(shù)

1.1" 蜂窩芯層等效彈性參數(shù)的Gibson模型[8]

對(duì)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)應(yīng)用有限元進(jìn)行分析時(shí)，須對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行力學(xué)等效處理。先將蜂窩芯等效為一層三維正交各項(xiàng)異性層，把它作為層合板的一個(gè)特殊單層處理，將蜂窩芯等效為均質(zhì)的正交各向異性層。對(duì)于二維正交各向異性材料，有如下的應(yīng)力－應(yīng)變關(guān)系：

[σxσyσxy=Dεxεyγxy，" D=E11-μ1μ2E1μ21-μ1μ20E2μ11-μ1μ2E21-μ1μ2000Gxy]（1）

式中，σx，σy為x和y方向的主應(yīng)力，σxy為剪切應(yīng)力，?x，?y為x和y方向的主應(yīng)變，γxy為剪切應(yīng)變，D為彈性矩陣，E1，E2為x和y方向的楊氏彈性模量，m1，m2為x和y方向的泊松比。另外，由于正交各向異性材料彈性矩陣的對(duì)稱性，彈性常數(shù)應(yīng)該滿足關(guān)系式

[E1μ2=E2μ1] （2）

六邊形蜂窩的胞元結(jié)構(gòu)如圖1所示，X軸方向?yàn)?方向，Y軸方向?yàn)?方向。在X-Y平面內(nèi)為面內(nèi)等效模量，而面外的等效模量在Z軸方向，即3方向。

圖中，l為蜂窩胞元斜臂長(zhǎng)度，h為直臂長(zhǎng)度，t為胞壁厚度，θ為蜂窩特征角。

Gibson給出了圖1中的面內(nèi)等效彈性常數(shù)：

[E1=Est3l3cosθβ+sinθsin2θμ1=cos2θβ+sinθsinθE2=Est3l3β+sinθcos3θμ2=β+sinθsinθcos2θG12=Est3l3β+sinθβ22β+1cosθ] （3）

式中，Es為蜂窩基體材料的彈性模量［10］，β=h/l。對(duì)于正六邊形蜂窩，h=l，β=1，θ=30o，則式（3）變?yōu)椋?/p>

[E1=43Est3l3μ1=1E2=43Est3l3μ2=1G12=13Est3l3] （4）

從以上關(guān)系式可以看出，式（3）和式（4）明顯符合式（2），而且兩個(gè)泊松比滿足，因此彈性矩陣D是奇異的，即通過式（3）和式（4）無(wú)法給出確定的彈性矩陣D。導(dǎo)致式（3）和式（4）無(wú)法直接使用，出現(xiàn)這一問題的原因是Gibson只考慮了蜂窩壁板的彎曲變形而未考慮其伸縮變形。由于蜂窩芯層受面板約束，其伸縮變形的剛度并非小到可以忽略。

1.2" 考慮蜂窩壁板伸縮變形的等效彈性參數(shù)

由于Gibson推出的等效公式有上述缺陷，所以無(wú)法為有限元分析提供準(zhǔn)確的數(shù)據(jù)。必須對(duì)上述公式進(jìn)行修正，考慮蜂窩壁板在面內(nèi)力作用下的伸縮變形。對(duì)于正六邊形蜂窩，h=l，β=1，θ=30o，考慮蜂窩壁板伸縮變形之后可以得到如下的等效公式：

[E1=43Es1-3t2l2t3l3μ12=1-4t2l2E2=43Es1-5t2l2t3l3μ21=1-83t2l2G12=13Est3l3] （5）

考慮面外等效彈性模量時(shí)，則有：

[E1=43Es1-3t2l2t3l3E2=43Es1-5t2l2t3l3E3=2γ3tl3Es，G12=3γ2tl3Gs，G13=3γ2tlGs，G23γ3tlGsμ12=1-4t2l2，μ13=E1E3μs，μ23=E2E3μs] （6）

式中：Gs為蜂窩基體材料的剪切模量；μs為蜂窩基體材料的泊松比；l為蜂窩胞元臂板長(zhǎng)度；t為胞壁厚度；γ為修正系數(shù)，與蜂窩結(jié)構(gòu)的制造工藝有關(guān)，一般取0.4—0.6。

觀察式（6）可以發(fā)現(xiàn)，由于蜂窩結(jié)構(gòu)的胞壁厚度t與蜂窩胞元臂長(zhǎng)h相比尺寸很小，所以t與l的比值遠(yuǎn)小于1，導(dǎo)致蜂窩芯在面內(nèi)具有很弱的正交各向異性。1方向的彈性模量略大于2方向的彈性模量，3方向的彈性模量遠(yuǎn)大于1方向和2方向的彈性模量，面外的剪切模量明顯大于面內(nèi)剪切模量。

1.3" 蜂窩芯層密度計(jì)算方法

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)性能與其密度密切相關(guān)，芯層的密度由蜂窩結(jié)構(gòu)的各個(gè)參數(shù)決定，一般可用如下公式計(jì)算：

[ρ=23tlρs] （7）

式中：ρ為蜂窩芯層等效密度；ρs為蜂窩基體材料的密度。

2 蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的失效模式

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)在載荷作用下會(huì)出現(xiàn)不同形式的損傷破壞，如整體失穩(wěn)、面板皺屈、剪切皺損等[14]。本文只考慮蜂窩芯與復(fù)合材料面板之間的剝離問題，以及復(fù)合材料面板的失效問題，即由于膠黏劑剪切強(qiáng)度不足，導(dǎo)致蜂窩芯和面板脫膠的剪切皺損問題和面板破裂問題。

2.1" 蜂窩芯和復(fù)合材料面板的剝離

在分析蜂窩夾層結(jié)構(gòu)時(shí)，可以將蜂窩芯等效為一層連續(xù)的三維正交各向異性材料，把它看作復(fù)合材料層合板的一個(gè)特殊單層來處理。所以蜂窩芯和復(fù)合材料面板之間的剝離強(qiáng)度問題就轉(zhuǎn)化為層合板兩個(gè)單層板層間強(qiáng)度的問題。本文使用內(nèi)聚力單元來模擬蜂窩芯和復(fù)合材料面板之間的膠層。當(dāng)某一個(gè)或多個(gè)內(nèi)聚力單元滿足特定的應(yīng)力或應(yīng)變條件時(shí)，就可以認(rèn)為在該處膠接界面失效。將失效的單元?jiǎng)h除，即可模擬蜂窩芯和復(fù)合材料面板之間的剝離現(xiàn)象。

用有限元建模時(shí)，在蜂窩芯層和復(fù)合材料面板間定義一個(gè)新區(qū)域，用該區(qū)域模擬膠層，其主要作用是粘接復(fù)合材料面板和蜂窩芯。在這個(gè)粘接面上有三種作用力[15]：一個(gè)法向正應(yīng)力σn和兩個(gè)切向剪應(yīng)力σs、σt。

本文采用雙線性本構(gòu)模型描述膠層界面的損傷擴(kuò)展過程。如圖2所示。

圖中：δ0為單元?jiǎng)偠冉惦A的臨界位移值；δ為當(dāng)前加載過程中的有效位移；δmax為界面單元失效的臨界位移值。

當(dāng)δlt;δ0時(shí)，膠層界面處于線彈性階段，未出現(xiàn)軟化損傷。當(dāng)δ=δ0時(shí)，損傷起始，膠層界面發(fā)生軟化。當(dāng)δ0lt;δlt;δmax時(shí)，膠層界面處于線性軟化階段。當(dāng)δ=δmax時(shí)，層間開裂，材料完全失去承載能力。

2.2" 復(fù)合材料面板的損傷破壞

Hashin失效準(zhǔn)則[16]可以準(zhǔn)確預(yù)測(cè)各種不同的失效模式，包括纖維拉伸破壞、壓縮破壞，基體拉伸破壞、壓縮破壞等。對(duì)于本文中的復(fù)合材料面板的破壞，忽略其層間應(yīng)力的影響，用二維Hashin準(zhǔn)則對(duì)其損傷進(jìn)行判定。二維Hashin失效準(zhǔn)則如下：

纖維受拉破壞（[σ11≥0]）：

[Ftf=σ11Xt2+ατ12SL2] （8）

纖維受壓破壞（[σ11lt;0]）：

[Fcf=σ11XC2] （9）

基體拉伸破壞（[σ22≥0]）：

[Ftm=σ22Yt2+τ12SL2] （10）

基體壓縮破壞（[σ22lt;0]）：

[Fcm=σ222ST2+Yc2ST2-1σ22Yc+τ12SL] （11）

式（8）-（11）中：SL為縱向剪切強(qiáng)度；ST為橫向剪切強(qiáng)度；α為系數(shù)，表征剪應(yīng)力對(duì)纖維拉伸破壞的貢獻(xiàn)程度；[σ11，σ22，τ12]為有效應(yīng)力分量。只要各應(yīng)力分量滿足式（8）-（11）中的任意一個(gè)，就認(rèn)為材料發(fā)生了相應(yīng)的破壞。

3 蜂窩夾層機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)力學(xué)性能有限元分析

3.1 機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)有限元建模

圖3為蜂窩夾層機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)示意圖，該結(jié)構(gòu)由外側(cè)復(fù)合材料面板、蜂窩芯和內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板三部分組成，復(fù)合材料面板和蜂窩芯由膠層粘接在一起。

結(jié)構(gòu)有限元模型中，面板由T300/5208碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料單向板鋪設(shè)而成，蜂窩材料參數(shù)參考文獻(xiàn)[17]選取。表1為T300/5208碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的彈性性能參數(shù)，表2為T300/5208的強(qiáng)度性能參數(shù)。

蜂窩材料的主要性能參數(shù)如表3所示：

商業(yè)有限元軟件對(duì)蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行力學(xué)性能分析時(shí)，由于軟件中沒有蜂窩結(jié)構(gòu)的材料庫(kù)，所以必須對(duì)蜂窩進(jìn)行力學(xué)等效處理，將其等效成一層特殊的、均勻的、各向異性的單層材料。將表3中的值帶入式（6），可得蜂窩芯層的等效彈性參數(shù)，如表4所示：

本文采用ABAQUS中的孤立網(wǎng)格技術(shù)，先對(duì)蜂窩芯層劃分網(wǎng)格，將其劃分為三維8節(jié)點(diǎn)線性實(shí)體單元C3D8R，共計(jì)1782個(gè)單元。然后在已經(jīng)劃分單元的蜂窩芯內(nèi)外側(cè)各偏移出一層8節(jié)點(diǎn)三維內(nèi)聚力單元COH3D8。這兩層實(shí)體單元模擬蜂窩芯和復(fù)合材料層合板之間的粘接膠層，厚度均為0.1mm。

圖4為蜂窩芯層等效材料及有限元網(wǎng)格示意圖。將蜂窩芯等效為三維正交各向異性實(shí)體材料，將表4中的蜂窩材料工程常數(shù)賦給這一單層，這樣就將整個(gè)蜂窩芯層看作由一層單向板鋪設(shè)而成的鋪層。采用離散坐標(biāo)系，材料的3方向?yàn)榉涓C芯層曲面的外法線方向，1方向?yàn)檠刂鴻C(jī)翼前緣蜂窩芯的長(zhǎng)度方向，于是2方向可按右手螺旋法則確定。

圖5為外側(cè)面板的鋪層信息及有限元網(wǎng)格。覆蓋在蜂窩芯層上的外側(cè)碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料面板的鋪層信息為[0/45/90/0/90/-45/0]，共7層，單層厚度為0.25mm，每一層材料的參數(shù)如表1和表2所示。

圖6為內(nèi)側(cè)面板的鋪層信息及有限元網(wǎng)格。內(nèi)側(cè)碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料面板的鋪層信息為[0/90/90/0]，共4層，單層厚度為0.25 mm，每一層材料的參數(shù)如表1和表2所示。鋪層同樣采用離散坐標(biāo)系，材料的3方向?yàn)閮?nèi)側(cè)面板的外法線方向，1方向?yàn)殚L(zhǎng)度方向。

對(duì)機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)的各個(gè)部分分別給定材料屬性之后，按照?qǐng)D7所示施加載荷和邊界條件。載荷作用區(qū)域共有374個(gè)節(jié)點(diǎn)，在每個(gè)節(jié)點(diǎn)上施加Y軸正方向的力，用以模擬施加在機(jī)翼前緣的均布?xì)鈩?dòng)載荷。

3.2" 蜂窩芯和面板剝離破壞分析

蜂窩芯層和復(fù)合材料面板之間膠接界面的損傷過程分為損傷起始和損傷擴(kuò)展兩個(gè)階段。本文采用二次名義應(yīng)變準(zhǔn)則[18]，判斷膠接界面內(nèi)聚力單元損傷的起始。當(dāng)界面的損傷積累到一定程度，界面處將發(fā)生分層。分層導(dǎo)致微裂紋尖端處產(chǎn)生應(yīng)力集中，結(jié)構(gòu)應(yīng)力的重新分布使分層逐漸擴(kuò)大。連續(xù)的分層會(huì)導(dǎo)致界面處裂紋不斷產(chǎn)生和擴(kuò)展。有限元分析中引入了損傷因子D來表征內(nèi)聚力單元的損傷累積程度。其表達(dá)式為：

[D=δmaxδ-δ0δδmax-δ0] （12）

當(dāng)D=0時(shí)，表示膠接界面層還未屈服或剛開始屈服。當(dāng)0lt;Dlt;1時(shí)，表示材料內(nèi)部出現(xiàn)損傷，膠層開始軟化，D=1時(shí)材料發(fā)生破壞。本文用內(nèi)聚力單元形心處的損傷因子D表征單元的損傷程度。

通過有限元逐步施加載荷，當(dāng)總的氣動(dòng)力Flt;1346N時(shí)，連接內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板和蜂窩芯的內(nèi)側(cè)膠層處于線彈性階段，D=0。當(dāng)氣動(dòng)載荷F=1346N時(shí)，內(nèi)側(cè)膠層開始屈服，發(fā)生軟化損傷，屈服部位的單元損傷因子D=8.36?10-4。而外側(cè)面板和蜂窩芯之間的外側(cè)膠層依然保持完好，材料仍處于線彈性階段，D=0。此時(shí)機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)變形如圖8所示，可見結(jié)構(gòu)的最大位移（毫米）出現(xiàn)在前緣結(jié)構(gòu)上翼面位置。

圖9為當(dāng)F=1346N時(shí)，結(jié)構(gòu)中連接內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板和蜂窩芯的內(nèi)側(cè)膠層的軟化損傷區(qū)域示意圖。

觀察圖9可知，內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板和蜂窩芯之間的膠接區(qū)域最先出現(xiàn)損傷。損傷區(qū)域出現(xiàn)在A、B面的交接處。在這一區(qū)域膠層的上表面與蜂窩芯相連，下表面與內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板相連。由于兩者的剛度相差很大，導(dǎo)致在外力作用下蜂窩芯和復(fù)合材料面板之間的膠層受到較強(qiáng)的剪切作用。當(dāng)單元的應(yīng)變滿足二次名義應(yīng)變準(zhǔn)則時(shí)，材料開始發(fā)生屈服。雖然該膠層局部區(qū)域發(fā)生屈服（軟化），但是還未發(fā)生破壞。因此結(jié)構(gòu)仍保持完好，可繼續(xù)承載。

隨著載荷進(jìn)一步增大，內(nèi)側(cè)面板和蜂窩芯之間的損傷區(qū)域?qū)⒅饾u增大。當(dāng)氣動(dòng)載F=1507N時(shí)，單元的應(yīng)變能達(dá)到內(nèi)聚力單元應(yīng)變能釋放率的臨界值，內(nèi)側(cè)膠層開始出現(xiàn)破壞。破壞面積SD=302mm2，約占內(nèi)側(cè)膠層總面積的0.72%。內(nèi)側(cè)面板和蜂窩芯出現(xiàn)剝離現(xiàn)象，如圖10所示。

當(dāng)F=3366N時(shí)，內(nèi)側(cè)膠層A、B面交界段處被徹底破壞。然后破壞區(qū)域迅速向A面擴(kuò)展，蜂窩芯和內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板之間出現(xiàn)大面積剝離，破壞面積達(dá)到SD=18068mm2，占內(nèi)側(cè)膠層總面積的4.61%，如圖11所示。此時(shí)連接外側(cè)復(fù)合材料面板和蜂窩芯的外側(cè)膠層還處于線彈性階段，未出現(xiàn)軟化損傷。

F=9350N時(shí)，外側(cè)膠層在A面靠近固支端的區(qū)域和前緣根部發(fā)生破壞。損傷區(qū)域在整個(gè)外側(cè)膠層的A面擴(kuò)展，如圖12所示。

3.3" 機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)復(fù)合材料面板損傷破壞分析

當(dāng)氣動(dòng)載荷F=4862N時(shí)，機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)外側(cè)復(fù)合材料面板發(fā)生破壞。破壞主要出現(xiàn)在機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)外側(cè)復(fù)合材料面板A面靠近固支端的部位，如圖13所示，該部位鋪層發(fā)生嚴(yán)重的基體拉伸破壞，最先破壞的是第1層即0°纖維鋪層，該鋪層靠近蜂窩芯。而內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板并未發(fā)生破壞。

當(dāng)F=5610N時(shí)，內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板的第4層即0°鋪層出現(xiàn)基體拉伸破壞。損傷出現(xiàn)在內(nèi)側(cè)面板B面靠近A、B面交界的區(qū)域，如圖14所示。

在以上加載過程中，未出現(xiàn)纖維拉伸破壞、纖維壓縮破壞和基體壓縮破壞模式。

4 結(jié) 論

本文主要對(duì)機(jī)翼前緣蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元建模和力學(xué)性能研究，模擬當(dāng)結(jié)構(gòu)上翼面受均布?xì)鈩?dòng)載荷作用時(shí)，蜂窩芯和復(fù)合材料面板之間的剝離現(xiàn)象。

從以上分析可以看出，若不考慮蜂窩芯層的破壞，結(jié)構(gòu)在氣動(dòng)外載荷作用下的損傷主要出現(xiàn)在碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料面板和蜂窩芯之間的膠接界面上。其中蜂窩芯和內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板之間的膠接界面最先出現(xiàn)破壞，結(jié)構(gòu)的完整性被破壞，承載能力開始下降。隨著載荷的增加，損傷區(qū)域擴(kuò)大，外側(cè)復(fù)合材料面板和蜂窩芯之間的膠接界面也出現(xiàn)破壞，結(jié)構(gòu)剛度進(jìn)一步降低。如果再增大載荷，膠接區(qū)域的破壞面積迅速擴(kuò)展，復(fù)合材料面板最終將和蜂窩芯發(fā)生剝離，結(jié)構(gòu)失去承載能力。外側(cè)纖維增強(qiáng)復(fù)合材料面板在載荷作用下先出現(xiàn)的破壞模式主要為基體拉伸破壞。當(dāng)載荷進(jìn)一步增大時(shí)，內(nèi)側(cè)復(fù)合材料面板也出現(xiàn)基體拉伸破壞。

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責(zé)任編校：裴媛慧，陳 強(qiáng)

Analyses of Mechanical Properties of Honeycomb Sandwich Leading Edge of Wing Structures

ZHAO Hui1，WU Xiaoqiang2

（1. School of Aircraft Engineering， Xi’an Aeronautical University， Xi’an 710077， China;

2. School of Aeronautics， Northwestern Polytechnical University， Xi’an 710072，China）

Abstract：The mechanical properties of the whole honeycomb sandwich structure under the uniform aerodynamic loads of leading edge of the wing are studied in this paper.Firstly，the equivalent elastic parameters of the core layer of honeycomb sandwich structure are given，and the discrete honeycomb core in the structure is transformed into a homogeneous three-dimensional orthogonal anisotropic material according to the principle of mechanical equivalence by using the modified Gibson model.Then The bonding interfaces between the honeycomb core and the panels are modeled by the cohesive elements，and the carbon fiber reinforced composite panels are modeled with shell elements.Finally，the mechanical properties of the whole honeycomb sandwich structure are analyzed by using finite element method，showing the delamination process between the honeycomb core and the composite panel and the failure modes of the leading edge structure of the wing are obtained.

Key words：honeycomb sandwich；equivalent elastic constant；failure mode；finite element method；cohesive element

收稿日期：2024-01-25

作者簡(jiǎn)介：趙 慧，山西忻州人，講師，研究方向?yàn)轱w機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。