含初始缺陷的蜂窩夾芯板疲勞行為

蘆頡，鄒廣平，曹揚，劉寶君

(哈爾濱工程大學(xué)航天與建筑工程學(xué)院，黑龍江哈爾濱150001)

蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)由面層和芯子通過粘接或釬焊技術(shù)制造而成.在合理選用面層、芯子材料的前提下，可以獲得輕質(zhì)、高強、隔聲、吸能等優(yōu)異的結(jié)構(gòu)，因此夾芯結(jié)構(gòu)在航空航天、船舶制造、建筑等領(lǐng)域獲得廣泛地關(guān)注和應(yīng)用［1］.夾芯結(jié)構(gòu)通常在實際工程中承受循環(huán)載荷作用，疲勞行為研究受到國內(nèi)外學(xué)者的廣泛關(guān)注.Burman等［2-3］研究了四點彎曲PVC泡沫夾芯梁的疲勞強度;Harte等［4］在考慮應(yīng)力比對泡沫鋁夾芯梁壽命的影響下，發(fā)現(xiàn)結(jié)構(gòu)疲勞強度隨著應(yīng)力比的降低而降低;Kulkarni等［5］設(shè)計了一種新的試驗夾具，并對PVC芯子玻璃纖維環(huán)氧樹脂面層構(gòu)成的夾芯結(jié)構(gòu)進行疲勞行為研究;Liu等［6］借助拉－拉、拉－壓疲勞試驗，研究了Inconel 617鎳基蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的疲勞裂紋擴展問題，結(jié)果表明薄層面板的裂紋擴展是導(dǎo)致整體結(jié)構(gòu)失效的主要原因;Belingardi等［7］借助四點彎曲實驗裝置，研究鋁蜂窩芯碳纖維面層夾芯梁的彎曲疲勞行為，得到面層撕開、蜂窩芯子壁壓潰等失效模式;欒旭等［8］研究了用于熱防護系統(tǒng)的釬焊鎳基合金蜂窩夾芯板三點彎曲疲勞行為.Belouettar等［9］研究了分別由芳綸纖維和鋁作為芯子，鋁面層夾芯復(fù)合材料的四點彎曲疲勞行為，局部芯子壁屈曲、面板起皺等失效模式表明載荷作用點和支撐的距離對結(jié)構(gòu)失效過程有影響.

在有關(guān)粘接性蜂窩夾芯板［10-12］和我們前期有關(guān)釬焊蜂窩夾芯板［13-14］的實驗研究中發(fā)現(xiàn)，表觀未發(fā)現(xiàn)異常的蜂窩夾芯試件，往往由于內(nèi)部存在微缺陷或蜂窩芯子和面層局部未焊透、脫焊等情況，顯著影響其疲勞行為.而目前關(guān)于帶缺陷的蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)疲勞行為及失效模式，還沒有系統(tǒng)地實驗研究.為此，本文的主要目的是研究帶有初始界面脫焊缺陷的蜂窩夾芯板彎曲疲勞性能，分析缺陷尺寸對結(jié)構(gòu)性能的影響關(guān)系.

1 實驗材料及方法

實驗用蜂窩夾芯板面層和芯子材料均為普通低碳鋼，通過堆疊釬焊形成.作為標準的商業(yè)蜂窩產(chǎn)品，結(jié)構(gòu)中某些芯子壁具有雙層厚度，這些雙層厚度一般是平行于試件的縱軸方向采用真空釬焊技術(shù)焊接而成.芯子具有規(guī)則的正六邊形結(jié)構(gòu)，按照芯子不同排列方向，可以區(qū)分為L向及W向試件(圖1).試件長 l=120 mm，寬 b=24 mm，面層厚 tf=0.50 mm;芯子胞元尺寸 lc=3.20 mm，芯子高 hc=8.00 mm、壁厚 tc=0.10 mm.與試驗機配套的四點彎曲裝置，中跨s=50 mm，去除支撐部位的影響，試件實際有效跨度為100 mm.貫穿寬度方向預(yù)制芯面間的脫焊缺陷，預(yù)制脫焊區(qū)位于下支座附近，并且脫焊的面層承受彎曲引起的拉應(yīng)力，缺陷長度a分別取為40、30、20 和15 mm.

由于較大缺陷尺寸將引起試件在加載下剛度不對稱，所以對于40 mm和30 mm缺陷，只考慮了L向彎曲疲勞(文獻［7］研究結(jié)果表明:L向更易于承受大的靜力載荷并且疲勞極限較W向高);而對于較小的缺陷尺寸，分別考慮芯子排列方向(L及W向)對于疲勞性能的影響.

采用Instron8801電液伺服疲勞試驗機進行靜態(tài)彎曲和疲勞實驗研究.靜態(tài)彎曲實驗采用位移控制加載模式，速度為0.50 mm/min，測得L及 W向無缺陷試件的彎曲靜強度極限載荷分別為1 971 N和1 464 N.疲勞實驗采用載荷控制模式，載荷以正弦波的形式施加在試件上，加載頻率f=10 Hz.載荷水平r定義為循環(huán)中的最大載荷與靜強度實驗得到的極限承載力之比，取值范圍在15% ～90%之間;載荷比R定義為循環(huán)中施加的最小載荷與最大載荷的比值，取為0.20.

圖1 初始缺陷的蜂窩夾芯試件(L及W向)Fig.1 Honeycomb sandwich specimens with initial defects(L and W directions)

2 結(jié)果與討論

2.1 疲勞壽命

圖2給出了具有初始缺陷鋼質(zhì)蜂窩夾芯板的室溫四點彎曲疲勞壽命S-N曲線.圖中參數(shù)n表示循環(huán)次數(shù)，圖示中符號a40L表示脫焊缺陷為40 mm的L向蜂窩夾芯試件.

試驗結(jié)果表明:在貫穿寬度方向的脫焊缺陷長度為40 mm時，試件的疲勞壽命較低，說明整體夾芯結(jié)構(gòu)承載能力較差.尤其是在較高載荷水平，如60%≤r≤90%，蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)幾乎瞬間破壞，失效是由循環(huán)載荷作用下缺陷部位與完好部位的承載強度相差較大造成的.對于較低載荷水平20%≤r≤30%，雖然結(jié)構(gòu)暫時恢復(fù)承載能力，但耐久性較差，循環(huán)次數(shù)較低.在所考慮的所有載荷水平下，40 mm缺陷試件與30 mm缺陷試件疲勞壽命接近，破壞形式也較相似，說明夾芯板在脫焊缺陷長度約為總長度的1/4及以上時，耐久性是極不穩(wěn)定的，如果以104次作為疲勞壽命閾值，則40 mm與30 mm缺陷試件對應(yīng)的載荷水平分別為26.48%和28.29%(按擬合曲線外推得到).試驗中還發(fā)現(xiàn)，雖然在較低載荷下，結(jié)構(gòu)可以繼續(xù)承載，但由于壓輥下左右部位的剛度相差懸殊，整體結(jié)構(gòu)承載的形式均由最初的四點彎曲退化為偏心的三點彎曲形式，只是退化的速度隨著載荷的下降而下降.由此也說明結(jié)構(gòu)在大的芯面脫粘或開焊情況下是不利于承載的.

對于較小芯面缺陷尺寸的試件疲勞S-N曲線分析發(fā)現(xiàn):芯子W向排列的缺陷試件似乎更易于承擔(dān)循環(huán)載荷，疲勞閾值對應(yīng)的載荷水平也較L向試件高.圖2(b)及(c)有類似的規(guī)律，即:載荷較大時，接近靜強度極限，試件迅速破壞.載荷水平在70%及以下時，結(jié)構(gòu)穩(wěn)定承載.對于15 mm缺陷試件，L向和W向壽命曲線在r=80%以上幾乎重合，在低于75%時分岔，且相同載荷水平下W向壽命都要明顯高于L向.對于20 mm缺陷試件，分岔點有所降低，發(fā)生在載荷水平為75%附近.蜂窩夾芯板試件總長度120 mm，而下部支撐間的有效跨距約為100 mm，所以支座也分擔(dān)了一部分缺陷對結(jié)構(gòu)壽命的影響.如果以10萬次作為疲勞壽命閾值，15 mm缺陷L向試件的載荷水平約比20 mm L向試件提高17%，W向提高10%.

圖2 芯面脫焊缺陷試件的四點彎曲疲勞壽命Fig.2 Four-point bending fatigue life of specimens with different brazing debonding sizes

2.2 臨界缺陷尺寸

取疲勞壽命閾值為105次，可以得到鋼質(zhì)蜂窩夾芯板各載荷水平與初始界面缺陷尺寸的關(guān)系，如圖3所示.

圖3 界面缺陷尺寸與載荷等級的關(guān)系(室溫，L及W向，疲勞壽命閾值定為105次)Fig.3 Debonding defect length vs.load level(room temperature，L and W directions，threshold of fatigue life is 105)

圖中L向數(shù)據(jù)的擬合曲線具有如下的形式:

式中:r為載荷等級，a為缺陷長度，k1和k2為擬合參數(shù)，與試件材料、幾何尺寸及加載頻率等因素有關(guān).室溫下，對于測試的蜂窩夾芯缺陷試件，可以近似取:

利用外推法，可以確定試件在高載荷水平(如靜態(tài)極限載荷)下循環(huán)105次不發(fā)生破壞的最小允許界面脫粘或開焊長度，圖中約為7.04 mm，近似為2個芯格長度，且缺陷位于試件端部.

2.3 失效模式分析

本節(jié)關(guān)于鋼蜂窩夾芯試件疲勞失效過程的討論依據(jù)是破壞照片.圖4列出了不同初始缺陷長度對應(yīng)的試件失效模式.可以看出:無論是L向還是W向試件，最終破壞均是由于剪切力引起的沿著試件夾芯高度方向裂紋擴展造成.斷裂起始于初始缺陷的端部，并沿著長度方向斜向上方擴展，大致沿著芯子胞元的對角線方向(55°～70°左右)或指向上部加載輥.也有少部分試件沿著長度方向繼續(xù)開焊.當(dāng)缺陷尺寸較大時，例如a=40 mm，在載荷水平為60% ～90%時，試件耐久性較差，由于缺陷區(qū)強度及剛度不足，整體試件趨向于直接發(fā)生破壞，沿寬度方向，芯子斷裂(如圖4(a));對于a=30 mm的缺陷，失效模式與圖4(a)類似.

圖4 鋼質(zhì)蜂窩夾芯試件疲勞失效模式(L及W向)Fig.4 Failuremodes of steel honeycomb sandwich specimens(L and W directions)

當(dāng)缺陷尺寸為20 mm及15 mm時，在所考慮的載荷水平下，L和W向試件臨近缺陷一側(cè)，由循環(huán)載荷引起的剪切裂紋均斜向上擴展.對于缺陷尺寸為20 mm的L向試件，其結(jié)構(gòu)相對完整的右部分，試驗中還發(fā)現(xiàn)有少量試件由于內(nèi)部缺陷嚴重而導(dǎo)致芯面脫焊或局部芯子壓潰等失效模式(圖4(c))，而其余測試的試件則未發(fā)生完整部位的破壞;大部分的缺陷為15 mm的L向試件，完好的部位無論在高載荷作用還是低載荷作用，均未發(fā)生破壞.對于芯子W向排列，2種較小缺陷尺寸的試件，除左側(cè)缺陷部位產(chǎn)生剪切裂紋外，右部完整區(qū)還發(fā)生了因芯壁皺曲而產(chǎn)生的撕裂裂紋，大致沿水平方向(圖4(b))，這些連續(xù)裂紋產(chǎn)生及發(fā)展也顯著影響了總體試件的疲勞承載能力.

3 結(jié)論

針對帶有初始芯面脫焊缺陷的鋼質(zhì)蜂窩夾芯板開展了彎曲疲勞行為研究，得到疲勞壽命S-N曲線和結(jié)構(gòu)不同的失效模式，研究結(jié)果表明:

1)芯面脫焊尺寸為40和30 mm時，夾芯結(jié)構(gòu)在高載荷水平下的耐久性極不穩(wěn)定，發(fā)生瞬間斷裂破壞;在較低載荷水平時2種尺寸對應(yīng)的疲勞閾值較為接近.

2)當(dāng)脫焊尺寸較小時(20和15 mm的情況)，芯子排列方向顯著影響缺陷試件的疲勞表現(xiàn)，同載荷水平下W向疲勞壽命普遍高于L向;疲勞閾值對應(yīng)的載荷水平隨缺陷尺寸減小而增加，L向蜂窩夾芯試件提高約17%，W向提高約10%.

3)對于界面缺陷尺寸較大的試件(a=40mm)，疲勞失效模式為沿寬度方向的橫向斷裂;而小缺陷試件的失效模式既有始于缺陷尖端的芯子壁撕裂，也有因結(jié)構(gòu)承載強度不均勻而引起的局部芯壁壓潰和芯面脫焊破壞.

［1］盧天健，何德坪，陳常青，等.超輕多孔金屬材料的多功能特性及應(yīng)用［J］.力學(xué)進展，2006，36(4):517-535.LU Tianjian，HE Deping，CHEN Changqing，et al.The multi-functionality of ultra-light porous metals and their applications［J］.Advance in Mechanics，2006，36(4):517-535.

［2］BURMAN M，ZENKERTD.Fatigue of foam core sandwich beams-1:undamaged specimens［J］.International Journal of Fatigue，1997，19(7):551-561.

［3］BURMAN M，ZENKERTD.Fatigue of foam core sandwich beams-2:effect of initial damage［J］.International Journal of Fatigue，1997，19(7):563-578.

［4］HARTE A M，F(xiàn)LECK N A，ASHBY M F.The fatigue strength of sandwich beams with an aluminum alloy foam core［J］.International Journal of Fatigue，2001，23(6):499-507.

［5］KULKARNIN，MAHFUZ H，JEELANI S，et al.Fatigue crack growth and life prediction of foam core sandwich composites under flexural loading［J］.Composite Structures，2003，59(4):499-505.

［6］LIU L，HOLMESJW.Experimental investigation of fatigue crack growth in thin-foil Ni-base sandwich structures［J］.International Journal of Fatigue，2007，29(8):1452-1464.

［7］BELINGARDIG，MARTELLA P，PERONI L.Fatigue analysis of honeycomb composite sandwich beams［J］.Composites:Part A，2007，38(4):1183-1191.

［8］欒旭，梁軍，王超，等.金屬蜂窩夾芯板疲勞行為的試驗研究［J］.材料工程，2008(suppl):149-152.LUAN Xu，LIANG Jun，WANG Chao，et al.Experimental study on fatigue properties of metal honeycomb sandwich plate［J］.Journal of Material Engineering，2008(suppl):149-152.

［9］BELOUETTAR S，ABBADI A，AZARI Z，et al.Experimental investigation of static and fatigue behaviour of composites honeycomb materials using four point bending tests［J］.Composite Structures，2009，87(3):265-273.

［10］JEN Y M，CHANG L Y.Evaluating bending fatigue strength of aluminum honeycomb sandwich beams using local parameters［J］.International Journal of Fatigue，2008，30(6):1036-1046.

［11］JEN Y M，CHANG L Y.Effect of thickness of face sheet on the bending fatigue strength of aluminum honeycomb sandwich beams［J］.Engineering Failure Analysis，2009，16(4):1282-1293.

［12］JEN YM，KO CHIH-WEI，LINH B.Effectof the amount of adhesive on the bending fatigue strength of adhesively bonded aluminum honeycomb sandwich beams［J］.International Journal of Fatigue，2009，31(3):455-462.

［13］鄒廣平，蘆頡，曹揚，等.鋼質(zhì)蜂窩夾芯板的彎曲疲勞損傷模型［J］.金屬學(xué)報，2011，47(9):1181-1187.ZOU Guangping，LU Jie，CAO Yang，et al.Bending fatigue damage models of steel honeycomb sandwich panels［J］.Acta Metallurgica Sinica，2011，47(9):1181-1187.

［14］蘆頡，鄒廣平，曹揚，等.鋼質(zhì)蜂窩夾芯梁高溫疲勞試驗及壽命預(yù)測研究［J］.哈爾濱工程大學(xué)學(xué)報，2011，32(4):439-444.LU Jie，ZOU Guangping，CAO Yang，et al.Investigation on the fatigue behaviors and life prediction of steel honeycomb sandwich beams［J］.Journal of Harbin Engineering University，2011，32(4):439-444.