復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)低速沖擊后的滲漏性能

陳琪，關(guān)志東，何為，冀趙杰，田承志

復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)低速沖擊后的滲漏性能

陳琪1，關(guān)志東1，何為1，冀趙杰1，田承志2

(1.北京航空航天大學(xué)，北京100191;2.錦州漢拿電機有限公司，遼寧錦州121013)

對復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)進行低速沖擊試驗，并測試沖擊后貯箱結(jié)構(gòu)的滲漏性能。試驗結(jié)果表明，當(dāng)層板內(nèi)部的基體損傷和分層損傷構(gòu)成貫穿的通路后即導(dǎo)致貯箱滲漏，并且貯箱結(jié)構(gòu)的沖擊能量滲漏門檻值介于23～25J之間。在試驗基礎(chǔ)上建立了有限元模型以分析沖擊后貯箱結(jié)構(gòu)的內(nèi)部損傷情況，并判斷結(jié)構(gòu)是否滲漏，計算結(jié)果與試驗吻合良好。在計算模型的基礎(chǔ)上對曲面貯箱結(jié)構(gòu)的沖擊滲漏性能進行分析。

復(fù)合材料;貯箱;低速沖擊;滲漏;有限元分析

先進復(fù)合材料與傳統(tǒng)金屬材料相比，具有比強度和比剛度高、可設(shè)計性強、疲勞性能好、耐腐蝕等許多優(yōu)異特性，將其用于飛行器結(jié)構(gòu)上，可使結(jié)構(gòu)減重20%～30%［1］。早在上世紀(jì)80年代末，美國Delta，DC-X/DC-XA系列航天器的生產(chǎn)廠家McDonnell Douglas Aerospace就開始了對石墨纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料貯箱的研究［2］，現(xiàn)階段我國航天領(lǐng)域的推進劑貯箱結(jié)構(gòu)大都由金屬材料制備而成。研究表明［3］，相比于鋁鋰合金材料，碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料可使液氧貯箱減重27%，因此復(fù)合材料貯箱具有巨大的應(yīng)用前景。

對于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，層內(nèi)基體開裂與層間分層是主要的損傷形式，特別是在遇到面外小能量沖擊時，表面無明顯損傷，但內(nèi)部卻出現(xiàn)了分層。這是制約復(fù)合材料應(yīng)用的重要因素。目前，國內(nèi)外很多學(xué)者對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的低速沖擊問題展開研究［4～8］。具體到貯箱結(jié)構(gòu)，其承受低速沖擊后可能會在內(nèi)部形成沖擊損傷，這些損傷有可能構(gòu)成貫穿通路導(dǎo)致貯箱滲漏，針對以上問題，國外學(xué)者已經(jīng)開展了一定的研究［9－11］。本工作對復(fù)合材料平板貯箱結(jié)構(gòu)進行低速沖擊試驗，并對沖擊后結(jié)構(gòu)的滲漏性能進行測試，在試驗基礎(chǔ)上建立三維有限元模型分析貯箱結(jié)構(gòu)的沖擊后滲漏性能，為運載器復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)設(shè)計提供理論指導(dǎo)。

1 試驗

1.1低速沖擊試驗

試驗件為內(nèi)部空心的箱體結(jié)構(gòu)，受沖擊面為箱體的上表面，與側(cè)肋板采用螺釘連接的方式，受沖擊面的外廓尺寸為300mm×500mm，使用材料為CCF300-QY8911，鋪層順序為［45/0/-45/90］4s，總厚度4.5mm。在試件表面確定四個區(qū)域幾何中心為沖擊點，試驗過程中使用不同的能量完成沖擊。試驗件及沖擊點位置如圖1中所示。

圖1 貯箱試驗件及沖擊點位置Fig.1 Tank specimen and the positions of impact

低速沖擊試驗按照ASTM D7136標(biāo)準(zhǔn)［12］，在落錘式?jīng)_擊試驗機上完成。試驗機半球形鋼制沖頭直徑為16mm，沖頭質(zhì)量為5.36kg。正式試驗前，對沖擊試驗機進行標(biāo)定，以消除摩擦等因素的影響。試驗過程中將貯箱結(jié)構(gòu)放在試驗臺上對中，并將其固定，如圖2右圖所示。記錄此時沖頭指針指示的初始位置，根據(jù)沖擊能量，沖頭質(zhì)量，確定重錘提升高度;然后根據(jù)沖頭指針初始高度，計算提升到的高度，準(zhǔn)備試驗。提升重錘到指定的高度，釋放重錘，對試樣進行沖擊，并防止重錘對試樣的二次沖擊。為檢查沖擊后試件的內(nèi)部損傷情況，采用超聲速C掃描方法對試驗件進行檢測，并對其滲漏性能進行檢測。

滲漏測試設(shè)備主要由真空泵和密封頭組成，密封頭上有玻璃窗可以觀察滲漏情況。進行滲漏測試時，將試件放在試驗臺上，并在沖擊表面涂上適量濃度肥皂水，將密封頭與試件上表面緊密貼合。然后，開啟真空泵，抽取試件上表面的空氣，使密封頭里接近真空，而試件下表面的空氣壓力仍為一個大氣壓。若試件發(fā)生滲漏，則會在密封頭的玻璃視窗中觀察到在上下表面壓力差的作用下產(chǎn)生的持續(xù)不斷冒出的肥皂泡。

1.2試驗結(jié)果

表1中為復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)不同沖擊點的沖擊能量及滲漏性能測試結(jié)果。沖擊后的試驗件照片如圖2中左圖所示，從圖中可見沖擊后試件表面并未出現(xiàn)明顯損傷，并且沖擊后形成的凹坑也不明顯，最大凹坑深度僅為0.35mm。

表1 低速沖擊及滲漏性能試驗結(jié)果Table 1 Results of low-velocity impact and leakage test

圖2各點沖擊后照片及各點沖擊后C掃描結(jié)果Fig.2 Photos of impact locations with different impact energy

圖2 右圖比較了不同沖擊位置的C掃描結(jié)果，圖中藍色區(qū)域表示在該處層合板已出現(xiàn)分層損傷。因此，雖然沖擊后試件表面未出現(xiàn)明顯損傷，但在層合板內(nèi)部已經(jīng)出現(xiàn)了一定程度的基體損傷以分層損傷，并且損傷面積隨沖擊能量的增加而增大。當(dāng)基體損傷及分層損傷擴展到一定程度后，層合板中出現(xiàn)滲漏。

綜合表1和圖4中的試驗結(jié)果可知，存在沖擊能量滲漏門檻值，只有當(dāng)沖擊能量高于門檻值后，貯箱結(jié)構(gòu)才出現(xiàn)滲漏，對于本文中的復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)，其沖擊能量滲漏門檻值介于23～25J之間。

2 有限元模擬

2.1復(fù)合材料低速沖擊損傷過程及滲漏原理

復(fù)合材料層板損傷模式包括纖維斷裂、纖維屈曲、基體開裂、基體壓潰、劈裂和層間分層等，這些損傷模式的相互作用則在宏觀層面上使得層板呈現(xiàn)出不同破壞形式。在低速沖擊過程中，層板在纖維斷裂、基體開裂和分層損傷三種損傷模式共同作用下，主要表現(xiàn)為基體開裂、纖維斷裂和分層損傷。沖擊過程中首先出現(xiàn)的損傷是層板內(nèi)鋪層的基體開裂。層板內(nèi)某鋪層出現(xiàn)基體開裂裂紋后，該裂紋立即導(dǎo)致這一鋪層上下界面產(chǎn)生分層損傷。層間縱向剪應(yīng)力和鋪層內(nèi)的橫向正應(yīng)力促使鋪層上界面的分層損傷大面積擴展;層間橫向剪應(yīng)力促使鋪層下界面的分層損傷大面積擴展。分層損傷的發(fā)生進一步引起相鄰鋪層的基體開裂損傷，從而導(dǎo)致分層損傷在不同鋪層的擴展。

對沖擊滲漏問題，當(dāng)沖擊能量不太高時，沖擊后層合板中未出現(xiàn)纖維損傷，沖擊表面也無目視明顯可見損傷出現(xiàn)，但此時層板內(nèi)部已經(jīng)出現(xiàn)了一定程度的基體損傷與分層損傷，當(dāng)這兩類損傷擴展至一定程度后，在厚度方向上層板基體開裂和分層之間有可能形成貫穿通路，如圖3中所示，進而在加壓過程中出現(xiàn)滲漏。因此，為分析復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)沖擊后的滲漏性能，必須對沖擊過程中層合板內(nèi)部的基體損傷和分層損傷進行正確的模擬。

2.2有限元模型及損傷準(zhǔn)則

基于ABAQUS軟件建立三維有限元模型，對復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)的沖擊過程進行模擬。計算模型尺寸與材料均與試驗件相同。為對層合板中的沖擊損傷情況進行準(zhǔn)確的模擬，研究中將復(fù)合材料層合板的失效區(qū)分為層內(nèi)失效和層間失效。

圖3 含沖擊損傷層合板的滲漏路徑Fig.3 The leak path in laminate with impact damage

在此基礎(chǔ)上，采用逐漸損傷分析方法，針對層間和層內(nèi)部分分別選用不同的失效和損傷演化準(zhǔn)則，建立復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)的三維漸進損傷模型分析結(jié)構(gòu)的沖擊性能。

為了節(jié)省計算量，以沖擊點為中心，建立尺寸為75mm×50mm的矩形區(qū)域進行網(wǎng)格細化，僅在該網(wǎng)格細化區(qū)域內(nèi)判斷單元的損傷。其中層內(nèi)部分使用減縮積分三維實體單元(C3D8R)進行模擬，層間界面部分使用基于內(nèi)聚力的零厚度粘性單元(COH3D8)進行模擬。同時基于計算效率的考慮，將原結(jié)構(gòu)鋪層［45/0/-45/90］4S簡化為［454/04/-454/904］S，此方法在文獻［13］和［14］中都有介紹。簡化后的沖擊區(qū)域由有7層單層與6層界面共同構(gòu)成，如圖4a圖中所示。貯箱結(jié)構(gòu)的其余部分受沖擊的影響較小，故不進行損傷判斷并使用減縮積分連續(xù)殼單元(SC8R)對其進行模擬以減小計算規(guī)模。使用綁定約束將網(wǎng)格細化區(qū)域與貯箱其余部位合為一體，得到圖4b右圖中的貯箱結(jié)構(gòu)三維有限元模型。

對于復(fù)合材料層內(nèi)部分，使用三維Hashin準(zhǔn)則［15］分析損傷的起始與擴展。該準(zhǔn)則將復(fù)合材料單向帶的層內(nèi)失效區(qū)分為纖維失效與基體失效，并使用單層內(nèi)應(yīng)力來判斷其是否失效。其失效表達式如下:

(1)纖維失效:

(2)基體失效:

圖4 貯箱結(jié)構(gòu)三維有限元模型Fig.4 The 3D finite element model of composite tank

式中下標(biāo)1，2表示坐標(biāo)方向，1為纖維方向，2為單層面內(nèi)垂直于纖維的方向;σii表示層內(nèi)相應(yīng)方向上的正應(yīng)力，τij表示相應(yīng)方向上的剪切應(yīng)力;X，Y分別表示單層在1，2方向上的強度，下標(biāo)T表示拉伸強度，C表示壓縮強度;Sij表示相應(yīng)面內(nèi)的剪切強度;FT1和FT23分別表示失效函數(shù)表達式的值，當(dāng)該值大于1時，即認為單層在對應(yīng)方向出現(xiàn)損傷。

當(dāng)纖維失效時，與單層纖維方向相關(guān)的模量與泊松比均折減為原來的1%;當(dāng)基體失效時，與單層基體方向相關(guān)的模量與泊松比折減為原來的50%;當(dāng)纖維與基體均失效時，同時執(zhí)行單獨折減時的方案。通過編寫有限元軟件ABAQUS用戶自定義場變量子程序VUSDFLD實現(xiàn)復(fù)合材料單層失效后的性能退化。

模型中使用基于內(nèi)聚力的粘性單元模擬界面層。粘性單元基于牽引力-位移關(guān)系建立連續(xù)損傷機制，其主要作用是連接上下兩個界面層。粘性單元中的作用力有3個，即法向正應(yīng)力tn及切向剪應(yīng)力ts和tt。在線彈性-線性軟化本構(gòu)模型中，粘性單元作用力定義如式(3)中所示:

式中Kii(i=n，s，t)為粘性單元中三個應(yīng)力分量對應(yīng)的剛度系數(shù);εi(i=n，s，t)為粘性單元中的三個應(yīng)變，當(dāng)單元厚度為T時，ε=，ε=，ε=

0nst;其中δ(i=n，s，t)分別表示粘性單元三個方向i

上的位移。

圖5中顯示了粘性單元損傷后的雙線性本構(gòu)關(guān)系，從圖中可見，粘性單元使用強度判別式作為分層起始判據(jù)，能量釋放率判別式作為分層擴展的依據(jù)，因此定義強度和韌性這兩個參數(shù)就可以同時分析粘性單元中的損傷起始及損傷擴展問題。

圖5 粘性單元雙線性本構(gòu)模型Fig.5 Bilinear constitutive model of cohesive element

有限元模型中使用式(4)中的二次應(yīng)力準(zhǔn)則作為粘性單元初始損傷判據(jù):

當(dāng)界面層中出現(xiàn)分層損傷后，使用式(5)中基于能量的B-K準(zhǔn)則作為粘性單元損傷擴展判據(jù):

式中Gi(i=n，s，t)為計算得到的各方向能量釋放率，(i=n，s)為粘性單元臨界能量釋放率。使用式(6)對單元中各方向上的剛度進行折減:

式中Kii(i=n，s，t)為粘性單元的初始剛度。δ0，δmax為粘性單元位移參數(shù)，從圖7中可知，δ0可以通過強度參數(shù)及初始剛度確定，δmax通過強度及臨界能量釋放率確定。當(dāng)δ=δmax時，圖8中粘性單元應(yīng)力-位移曲線所圍成的面積即等于粘性單元的斷裂能GC。

界面層剛度的確定原則是不能影響層合板本身的彈性性能，因此粘性單元剛度系數(shù)越大越好，但是剛度過大會引起有限元計算數(shù)值奇異的問題。本文采用式(7)中的粘性單元剛度系數(shù)計算公式:

式中α為遠大于1的一個參數(shù)，本文中的取值為50，E3為復(fù)合材料單層在厚度方向上的彈性模型，t為界面層所連接復(fù)合材料層板子層中的最小厚度值。使用類似的方法可以確定Kss，Ktt的取值。

建模過程中使用的復(fù)合材料及界面層材料屬性如表2中所示。

整個沖擊過程采用ABAQUS/EXPLICIT顯式積分方式進行求解，總時間為6ms，在此階段要分別對判斷復(fù)合材料層內(nèi)及層間損傷進行判斷，并對損傷單元的材料性能進行折減。為模擬沖頭與層合板之間的接觸，沖擊分析步中在沖頭與層合板之間加入接觸算法，為了降低計算成本，定義接觸屬性為無摩擦的硬接觸。

表2 復(fù)合材料單層及界面層材料性能Table 2 Properties of composite layer and int erface

2.3平面貯箱結(jié)構(gòu)計算結(jié)果

圖6和圖7比較了了沖擊能量分別為20J和30J時計算結(jié)果與試驗結(jié)果的接觸力-時間曲線，圖8中將計算得到的兩種沖擊能量下層合板分層投影面積與無損檢測結(jié)果進行了對比。

由圖6-8中可見，計算模型得到的沖擊接觸力-時間曲線與試驗結(jié)果吻合良好，并且通過模型中界面層計算得到的沖擊分層部分的形狀與面積也和試驗現(xiàn)象較為符合，說明模型中的界面層可以對沖擊過程中的層合板的分層損傷起始于擴展進行有效的模擬。

圖6 平板結(jié)構(gòu)沖擊接觸力-時間曲線20JFig.6 Impact force histories for the flat panels 20J

圖8 沖擊后分層投影面積計算與試驗對比Fig.8 Comparison of delamination areas between calculation and test

圖8 不同能量下平板結(jié)構(gòu)沖擊損傷對比Fig.8 Damages in laminates under different impact energies

從計算結(jié)果中可知，貯箱結(jié)構(gòu)沖擊點附近結(jié)構(gòu)在整個沖擊過程中出現(xiàn)了一定程度的基體損傷與分層損傷，但未出現(xiàn)纖維損傷。為研究沖擊損傷對滲透性能的影響，將沖擊后的層合板結(jié)構(gòu)剖開，如圖9中所示。

圖9 沖擊后層板基體損傷與分層損傷逐層對比Fig.9 Matrix damage and delamination in impacted laminate displayed layer by layer

從圖10中可見，層板中沖擊損傷面積隨沖擊能量的增大而增大，對于沖擊能量為20J的試件，其基體損傷和分層損傷僅出現(xiàn)在沖擊點附近，并且各單層或界面之間的損傷面積相差不大;當(dāng)沖擊能量增大到30J時，層板中的沖擊損傷區(qū)域明顯增大，并且損傷區(qū)域面積呈現(xiàn)出從沖擊表面到?jīng)_擊背面逐漸增大的趨勢，特別是最外側(cè)幾個單層中的基體損傷已經(jīng)有了相當(dāng)程度的擴展。為了更直觀地顯示沖擊損傷與貯箱結(jié)構(gòu)滲漏之間的關(guān)系，將層板單層中的基體損傷和界面中的分層損傷逐層顯示，如圖10中所示。

圖10 復(fù)合材料曲面貯箱結(jié)構(gòu)有限元模型Fig.10 The finite element model of curved composite tank structures

從圖10中直觀可見，沖擊能量增大時，層板中的沖擊損傷區(qū)域面積明顯增大，當(dāng)沖擊能量達到30J時，層板各單層與界面中的損傷均有了較明顯的擴展，此時層板中各層損傷相連，已經(jīng)形成了自上到下的貫穿滲透通路，因此在加壓情況下層板出現(xiàn)滲漏現(xiàn)象;當(dāng)沖擊能量為20J時，層板各單層與界面中的損傷面積明顯較小，個別單層中的基體損傷面積很小，可以忽略不計，在此情況下各層損傷之間未能連接形成貫穿的滲透通路，因此在進行加壓試驗時層板未出現(xiàn)滲漏現(xiàn)象。以上計算結(jié)果與試驗結(jié)果吻合，說明本文中提出的三維模型可以對沖擊后層板結(jié)構(gòu)的損傷與滲漏問題進行有效的模擬。

2.4曲面貯箱結(jié)構(gòu)計算結(jié)果

現(xiàn)代火箭、導(dǎo)彈等航天運載器貯箱結(jié)構(gòu)多為圓柱形加筋結(jié)構(gòu)，為驗證本文提出分析模型的正確性，使用同樣的方法建立復(fù)合材料曲面壁板三維有限元模型，分析其沖擊后的滲漏性能。模型的材料、鋪層與1.1節(jié)中的試驗件一致，只是沖擊表面變?yōu)橹睆綖?m的圓柱面，為減少計算量，建立整個柱面的1/6模型。沖擊能量為20J，沖擊點位于曲面正中，算例分為曲板及加筋曲板兩類，有限元模型如圖11中所示。

圖11曲板結(jié)構(gòu)沖擊接觸力-時間曲線Fig.11 Impact force histories for the curved panels

圖12 中比較了沖擊能量為20J時曲板及加筋曲板的沖擊接觸力-時間曲線。從圖中可見，加筋曲板由于受到筋條的支撐作用，其沖擊表面面外剛度較大，因此與未加筋曲板相比，其沖擊接觸力峰值較高且出現(xiàn)較早。

圖12 20J沖擊能量下結(jié)構(gòu)損傷對比Fig.12 Damages in tank laminates under 20J impact energy

圖12 中比較了不同貯箱結(jié)構(gòu)的內(nèi)部沖擊損傷。從圖中可見，當(dāng)沖擊能量相同時，平板結(jié)構(gòu)的內(nèi)部沖擊損傷最小，兩類曲板結(jié)構(gòu)內(nèi)部沖擊損傷較嚴重。特別是加筋曲板結(jié)構(gòu)，由于其沖擊接觸力峰值較高，因此其內(nèi)部沖擊損傷面積更大。當(dāng)沖擊能量為20J時，兩曲板結(jié)構(gòu)內(nèi)部均已形成貫穿的滲透通路，說明與平板相比，曲板貯箱結(jié)構(gòu)的沖擊滲漏能量門檻值較低。本文中的模型計算結(jié)果顯示，兩類曲板結(jié)構(gòu)的沖擊能量滲漏門檻值介于15～20J之間，并且加筋曲板結(jié)構(gòu)的滲漏門檻值略低于未加筋曲板結(jié)構(gòu)。

3 結(jié)論

(1)試驗結(jié)果表明，復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)的沖擊能量滲漏門檻值介于23～25J之間。發(fā)生滲漏時層板內(nèi)部并未出現(xiàn)纖維損傷，但此時層內(nèi)基體損傷與層間分層損傷相連，形成貫穿層板厚度方向的通路，從而導(dǎo)致滲漏產(chǎn)生。

(2)通過與試驗結(jié)果對比，證明本文中提出的三維漸進損傷有限元模型可以對復(fù)合材料貯箱結(jié)構(gòu)沖擊后的滲漏性能進行有效的模擬。

(3)計算結(jié)果表明，沖擊能量相同時，曲板貯箱結(jié)構(gòu)中的損傷區(qū)域面積大于平板貯箱結(jié)構(gòu)，因此曲板結(jié)構(gòu)的沖擊能量滲漏門檻值低于平板結(jié)構(gòu)。

［1］杜善義，關(guān)志東.我國大型客機先進復(fù)合材料應(yīng)對策略思考［J］.復(fù)合材料學(xué)報，2008，25(1)1－10.

(DU S Y，GUAN Z D.Strategic considerations for development of advanced composite technology for large commercial aircraft in China［J］.Acta Materiae Compositae Sinica，2008，25(1):1－10.)

［2］ROBINSON M J.Composite structure on the DC-XA reuseable launch vehicle［C］//28th international SAMPE technical conference，1996:530～541.

［3］于建，晏飛.可重復(fù)使用運載器復(fù)合材料低溫貯箱應(yīng)用研究［J］.火箭推進，2009，35(6):19－22.

(YU J，YAN F.Study on application of composite cryogenic tank for reusable launch vehicle［J］.Journal of Rocket Propulsion，2009，35(6):19－22.)

［4］CHOI H Y，CHANG F K A model for predicting damage in graphite/epoxy laminated composites resulting from low-velocity point impact［J］.Journal of Composite Materials，1992，26:2134－2169.

［5］LAMMERANT L，VERPOEST I.Modeling of the interaction between matrix cracks and delaminations during impact of composite plates［J］.Composite Science and Technology，1996，56:1171－1178.

［6］SCHOEPPNER G A，ABRATE S.Delamination threshold loads for low velocity impact on composite laminates［J］.Composites(A)，2000，31:903－915.

［7］GUAN Z D，YANG C.Low-velocity impact and damage process of composite laminates［J］.Journal of Composite Materials，2002，36:851－871.

［8］AKTAS M，ATAS C，ICTEN B M，KARAKUZU R.An experimental investigation of the impact response of composite laminates［J］.Composite Structures，2009，87:307－313，2009.

［9］NETTLES A T Permeability after impact testing of composite laminates，Composite Materials:Testing and Design［C］//BAKIS C E，14th Volume，ASTM STP 1436，ASTM International，West Conshohocken，PA，USA 2003.

［10］FINDLEY B C，JOHNSON W S.Benefits of Surface Coatings for Impacted Composites for Cryogenic Tankage［J］.Journal of Spacecraft and Rockets，2005，42:804－809.

［11］KUMAZAWA H，AOKI T，SUSUKI I.Analysis and experiment of gas leakage through composite laminates for propellant tanks［J］.AIAA Journal，2003，41:2037－2044.

［12］ASTM D7136/D7136M-07 Standard test method for measuring the damage resistance of a fiber-reinforced polymer matrix composite to a drop-weight impact event［S］.Philadelphia:American Society for Testing and Materials，2007.

［13］HUANG C H，LEE Y J.Experiments and simulation ofthe static contact crush of composite laminated plates［J］.Compo Struct 2003，61:265－70.

［14］NETTLES A T.DOUGLAS M J，ESTES E E.Scaling effects in carbon/epoxy laminates under transverse quasistatic loading.NASA/TM-1999-209103;Washington: NASA，1999.

［15］HASHIN Z.Failure Criteria for Unidirectional Fiber Composites［J］.Journal of Applied Mechanics，1980，47(2): 329－334.

Leakage Performances of Composite Laminate Structure Subjected to Low-velocity Impact

CHEN Qi1，GUAN Zhi-dong1，HE Wei1，JI Zhao-jie1，TIAN Cheng-zhi2
(1.Beihang University Beijing 100191，China;2.Jinzhou Halla Electrical Equipment CO.，LTD.Jinzhou 121013，Liaoning China)

The leakage performances of composite laminates subjected to low-velocity impact were investigated.Results indicate that a path is formed by matrix damage and delamination in the laminate，and the leakage would occur once the whole thickness of the laminate is penetrated by the path，while the leakage critical impact energy of the composite tank is between 23J to 25J.A finite element model was developed to simulate the damage in the laminate after impact，and judgments could be made based on the calculated result to determine whether the leakage happened.The calculated results are in good agreement with the test results.On the basis of the numerical model，the leakage performances of curved composite tanks were studied.Results of the investigation provide insight into the design method on composite tank structures.

composite;tank;low-velocity impact;leakage;finite element analysis

10.11868/j.issn.1005-5053.2015.1.010

TB330.1

A

1005-5053(2015)01-0059-07

2012-12-21;

2014-10-20

陳琪(1984—)，女，博士，(E-mail)chq@buaa.edu.cn。