先進(jìn)復(fù)合材料薄壁加筋板軸壓屈曲特性及后屈曲承載性能

張浩宇，　何宇廷，　馮　宇，　譚翔飛，　鄭　潔

(1.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院，西安 710038; 2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)

?

先進(jìn)復(fù)合材料薄壁加筋板軸壓屈曲特性及后屈曲承載性能

張浩宇1，何宇廷1，馮宇1，譚翔飛1，鄭潔2

(1.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院，西安 710038; 2.中航工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089)

對(duì)國產(chǎn)先進(jìn)復(fù)合材料薄壁加筋板結(jié)構(gòu)進(jìn)行了軸向壓縮試驗(yàn)。通過監(jiān)測典型位置的應(yīng)變和離面位移，研究了該型加筋板的軸壓屈曲及后屈曲性能。應(yīng)用工程算法對(duì)試驗(yàn)件的蒙皮初始屈曲載荷和屈曲模態(tài)進(jìn)行了預(yù)測，試驗(yàn)結(jié)果表明，該型加筋板的軸壓屈曲形式依次是筋條間蒙皮的初始屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋條的柱屈曲；蒙皮發(fā)生屈曲后，蒙皮承擔(dān)的部分載荷轉(zhuǎn)移至筋條,使筋條成為主要承力部分，當(dāng)筋條發(fā)生斷裂后，試驗(yàn)件迅速整體破壞；其破壞載荷平均值為482.67 kN，屈曲載荷的平均值為204 kN，前者為后者的2.37倍，說明該型結(jié)構(gòu)具有很大的后屈曲承載空間。

復(fù)合材料；加筋壁板；屈曲載荷；屈曲模態(tài)；后屈曲

碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料由于具有比剛度大、比強(qiáng)度高、抗疲勞性能好、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、易于整體成形等諸多優(yōu)點(diǎn)[1]，從20世紀(jì)60年代初開始，在航空航天工程、汽車工程、核工程等領(lǐng)域中得到了廣泛應(yīng)用[2]。在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中，相較于純板結(jié)構(gòu)，加筋板具有提高板結(jié)構(gòu)效能的優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于飛機(jī)的機(jī)翼、尾翼、梁腹板、機(jī)身蒙皮等結(jié)構(gòu)中。

在飛機(jī)實(shí)際服役使用過程中，壓縮載荷是這些部位承受的一種常見的工況載荷[3]，當(dāng)薄壁加筋板結(jié)構(gòu)在承受壓縮作用時(shí)，首先發(fā)生蒙皮的局部屈曲，但是屈曲后的加筋板仍然具有較髙的后屈曲承載能力，具有可觀的后屈曲承載潛力[4-5]，因此可以利用后屈曲承載潛力來提高結(jié)構(gòu)的承載能力從而達(dá)到減重的目的，這在“為減少每一克重量而奮斗”的飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)領(lǐng)域具有重要意義。金屬材料加筋板結(jié)構(gòu)的后屈曲強(qiáng)度已經(jīng)被廣泛應(yīng)用于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中[6]，而復(fù)合材料由于本身具有的較大分散性，加之國內(nèi)生產(chǎn)工藝較國外相比還比較粗獷，因此設(shè)計(jì)人員對(duì)復(fù)合材料加筋板的后屈曲承載能力計(jì)算及驗(yàn)證仍然信心不足，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過程中沒有充分的利用后屈曲承載潛力。所以為了提高結(jié)構(gòu)的減重效益,保證結(jié)構(gòu)的使用安全,充分發(fā)揮結(jié)構(gòu)的使用效率, 為復(fù)合材料加筋板在新型飛機(jī)結(jié)構(gòu)的應(yīng)用提供堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)，當(dāng)前迫切需要研究先進(jìn)復(fù)合材料加筋板的屈曲與后屈曲行為及相關(guān)承載特性。

復(fù)合材料加筋板的屈曲及后屈曲問題一直是國內(nèi)外學(xué)者關(guān)注的重點(diǎn)。Atevens等[7]開展了工字型筋條復(fù)合材料加筋板壓縮試驗(yàn)研究，試驗(yàn)結(jié)果表明，加筋板結(jié)構(gòu)的破壞形式主要是筋條的斷裂與脫粘、壁板的撕裂。加筋板結(jié)構(gòu)有較強(qiáng)的后屈曲承載能力，試驗(yàn)中加筋板的破壞載荷是壓縮屈曲載荷的4倍以上。因?yàn)榻顥l是加筋板的主要承載部位，所以在筋條發(fā)生斷裂與脫粘后，加筋板結(jié)構(gòu)迅速坍塌，失去承載能力。劉璐等[8]在對(duì)含不同脫膠缺陷工型筋條的復(fù)合材料加筋板進(jìn)行壓縮試驗(yàn)基礎(chǔ)上，利用 ABAQUS軟件建立有限元(FE)模型，依次進(jìn)行了屈曲及后屈曲過程的數(shù)值模擬。屈曲分析用于獲得試驗(yàn)件的失穩(wěn)載荷及模態(tài)，在后屈曲分析中將失穩(wěn)波形以幾何擾動(dòng)的形式引入FE模型，最終計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本吻合，表明該模型可以用于復(fù)合材料加筋板屈曲及后屈曲性能的預(yù)測。楊帆等[9]采用Riks 弧長法，結(jié)合材料彈塑性理論對(duì)鋁合金整體加筋壁板軸壓加載后的屈曲破壞過程、傳載機(jī)制、極限載荷進(jìn)行了研究。孔斌等[10]采用商業(yè)有限元軟件 ABAQUS建立了加筋板有限元模型，研究了復(fù)合材料整體加筋板的軸壓后屈曲失效評(píng)估方法，即“整體-局部”法。XU等[11]分別通過試驗(yàn)與有限元方法研究了金屬加筋板結(jié)構(gòu)的寬度尺寸對(duì)結(jié)構(gòu)屈曲及承載能力的影響，并研究了組合加載條件下邊界條件和幾何尺寸對(duì)加筋板結(jié)構(gòu)屈曲及承載能力的影響。PEVZNER等[12]利用等效寬度法分析了 T 型、刃型和工字型加筋曲板的局部屈曲載荷和后屈曲階段的破壞載荷，并編寫了計(jì)算程序，但不能計(jì)算整體屈曲情況下的屈曲載荷和破壞載荷。

本工作選取典型國產(chǎn)先進(jìn)復(fù)合材料工型筋條加筋板結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究，首先利用工程算法對(duì)蒙皮初始屈曲載荷進(jìn)行了估算，然后利用靜力試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)3件加筋板試驗(yàn)件進(jìn)行了軸向壓縮試驗(yàn)，得到了試驗(yàn)件的蒙皮局部屈曲載荷、屈曲模態(tài)、極限承載載荷以及典型位置的應(yīng)變值和離面位移，并對(duì)該型復(fù)合材料加筋板結(jié)構(gòu)的屈曲性能、后屈曲承載能力、失效形式等進(jìn)行了分析。

1　試驗(yàn)對(duì)象與方法

1.1試驗(yàn)對(duì)象

選取4根筋條(4個(gè)壁板典型剖面)作為試驗(yàn)對(duì)象，一個(gè)典型肋距試驗(yàn)段形式的復(fù)合材料加筋板，筋條剖面為工型，試驗(yàn)件外端適當(dāng)延長，作為其過渡段和加載段，端部設(shè)置金屬盒并進(jìn)行灌膠處理，以保證試驗(yàn)件受載均勻并有效避免端部被壓潰[13]。試驗(yàn)件基本尺寸如圖1所示，其中支撐刀口間距L為試驗(yàn)件的有效工作段長度，即一個(gè)典型肋距(550mm)。加筋板試驗(yàn)件所用的材料為高溫固化環(huán)氧碳纖維單向帶BA9916-Ⅱ/HF10A-3K和碳纖維斜紋織物BA9916-Ⅱ/HFW220TA。BA9916-Ⅱ/ HFW220TA碳纖維斜紋織物的單層厚度為0.23 mm，BA9916-Ⅱ/HF10A-3K的單層厚度為0.125 mm?？椢锱c單向帶材料屬性參數(shù)見表1。根據(jù)加筋板筋條的制造成型方式[14]，可將試驗(yàn)件劃分為圖1所示的4個(gè)區(qū)域(不同區(qū)域以虛線隔開并以Ⅰ-Ⅳ標(biāo)明)，各區(qū)域的鋪層方式及其選用材料如表2所示。筋條拐角處有一個(gè)三角形區(qū)域，由于在成型中樹脂和纖維不能充分地分布其中，這樣在成型的過程中會(huì)形成一定的空域。因此為了提高承載能力，成型時(shí)在三角形區(qū)域內(nèi)填充單向帶以提高試驗(yàn)件的拉脫強(qiáng)度，單向帶也采用BA9916-Ⅱ/HF10A-3K，單層厚度均為 0.125 mm。

圖1　　　　復(fù)合材料加筋板試驗(yàn)件示意圖　　　　(a)試驗(yàn)件及測點(diǎn)；(b)筋條Fig.1　　　　Schematic diagram of the composite stiffened panel specimen(a)basic configuration of specimen and distribution of measure point;(b)detail dimensions of cross section of stiffener

本工作共設(shè)3件試驗(yàn)件，編號(hào)S1，S2，S3，并分別對(duì)其進(jìn)行軸壓承載能力試驗(yàn)。

1.2試驗(yàn)方法

試驗(yàn)在結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行，最大承載量為±3 000 kN，系統(tǒng)工作精度為±0.2%。在試驗(yàn)件典型位置蒙皮兩側(cè)對(duì)應(yīng)位置布置9對(duì)電阻式應(yīng)變計(jì)，測量加載過程中試驗(yàn)件的變形情況，應(yīng)變計(jì)粘貼位置及編號(hào)情況如圖1所示，編號(hào)A1-A9及a1-a9，其中A表示應(yīng)變計(jì)位于筋條一側(cè)，a表示位于蒙皮一側(cè)，對(duì)應(yīng)位置的數(shù)字編號(hào)相同。加筋板在發(fā)生失穩(wěn)后，蒙皮會(huì)產(chǎn)生明顯的面外變形，所以在試驗(yàn)件的蒙皮一側(cè)設(shè)置拉線式位移傳感器，監(jiān)測失穩(wěn)后試驗(yàn)件蒙皮關(guān)鍵位置的面外撓度，位移傳感器位置如圖1所示，編號(hào)為B1-B5。試驗(yàn)件軸向壓縮形變由試驗(yàn)加載系統(tǒng)自動(dòng)測量。

試驗(yàn)加載系統(tǒng)及夾持系統(tǒng)如圖2所示，試驗(yàn)件一端固定，一端加載，為模擬翼肋支撐作用，在試驗(yàn)件上下過渡段設(shè)置刀口夾持，位置如圖1所示，試驗(yàn)件非承載邊自由。為保證壓縮傳載均勻，首先進(jìn)行小載荷預(yù)實(shí)驗(yàn)，通過測量和分析應(yīng)變來調(diào)整試驗(yàn)件及夾具的安裝位置，確保試驗(yàn)加載的壓心通過試驗(yàn)件的形心，具體要求是加筋板前后對(duì)稱位置的應(yīng)變相差在±8%以內(nèi)。試驗(yàn)采用分級(jí)加載的方式，具體的加載步驟是：按18 kN的級(jí)差逐級(jí)加載至234 kN，再按7 kN的級(jí)差逐級(jí)加載至360 kN后，按4 kN的級(jí)差逐級(jí)加載直至破壞，逐級(jí)進(jìn)行應(yīng)變測量和位移測量。

表1　加筋板中單向帶及平紋織物的材料性能

表2　加筋板的鋪層方式及其選用材料

圖2　試驗(yàn)加載系統(tǒng)及夾持系統(tǒng)Fig.2　Experimental fixture and loading mode

2　局部屈曲載荷計(jì)算

圖隨m的變化Fig.3　Variation of with m

3　試驗(yàn)現(xiàn)象與結(jié)果

3.1試驗(yàn)現(xiàn)象

3件試驗(yàn)件在加載過程中的現(xiàn)象較為相似，故以S1為例詳細(xì)描述試驗(yàn)現(xiàn)象。

1.2 形成評(píng)價(jià)指標(biāo)草案 在回顧文獻(xiàn)和理論分析的基礎(chǔ)上，查閱專科護(hù)士培訓(xùn)用書《康復(fù)?？谱o(hù)士實(shí)踐手冊》《實(shí)用專科護(hù)士叢書-康復(fù)科分冊》及美國康復(fù)護(hù)理協(xié)會(huì)官網(wǎng)上的相關(guān)文件，形成康復(fù)?？谱o(hù)士核心能力評(píng)價(jià)指標(biāo)雛形，通過專家會(huì)議法對(duì)指標(biāo)進(jìn)行修改，并結(jié)合康復(fù)護(hù)理發(fā)展現(xiàn)狀及患者需求，最終形成康復(fù)?？谱o(hù)士核心能力評(píng)價(jià)指標(biāo)初稿，包括8個(gè)一級(jí)指標(biāo)、21個(gè)二級(jí)指標(biāo)和71個(gè)三級(jí)指標(biāo)[7-8]。

載荷小于198 kN時(shí)無明顯可目測實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象，隨著軸壓載荷的進(jìn)一步增加，觀察發(fā)現(xiàn)各筋條間蒙皮對(duì)試驗(yàn)環(huán)境中的光線反射發(fā)生變化，開始出現(xiàn)大小不一的多個(gè)光斑(如圖4所示)，表明該加筋板已發(fā)生蒙皮局部屈曲失穩(wěn)現(xiàn)象，圖中圓圈內(nèi)的光斑區(qū)域是由蒙皮向筋條一側(cè)彎曲凸起引起光線反射產(chǎn)生的[16]，試驗(yàn)件的三個(gè)筋條間區(qū)域各產(chǎn)生兩個(gè)光斑，A4，A2位置所在蒙皮區(qū)域的光斑(凸起部位)在偏中下部(加載端)，A5位置所在蒙皮區(qū)域的亮斑(凸起部位)在偏中上部(固定端)。由光斑確定此時(shí)試驗(yàn)件筋條間蒙皮的屈曲半波數(shù)為4，這與上文中工程算法的預(yù)測結(jié)果相吻合。同時(shí)可以觀察到非承載邊蒙皮也發(fā)生了屈曲，產(chǎn)生光斑。

圖4　S1試驗(yàn)件加筋板屈曲形式Fig.4　Buckling patterns of specimen S1

載荷繼續(xù)增加，觀察到試驗(yàn)件反射光斑逐漸增大，可知蒙皮的局部屈曲逐漸嚴(yán)重。載荷達(dá)到424 kN時(shí)，試驗(yàn)件發(fā)出一聲脆響。載荷達(dá)到460 kN時(shí)，試驗(yàn)件發(fā)出較大的聲響，但持續(xù)30 s后仍能繼續(xù)承載。當(dāng)載荷增大到488 kN時(shí)，發(fā)出巨大的脆響，蒙皮與筋條發(fā)生脫粘，筋條發(fā)生斷裂破壞，蒙皮無法承受巨大載荷，加筋板迅速垮塌。試驗(yàn)件發(fā)生整體破壞，已不能承受繼續(xù)載荷，試驗(yàn)結(jié)束。

對(duì)破壞后的試驗(yàn)件進(jìn)行觀察，如圖5所示，筋條全部折斷，筋條腹板和上緣條損傷嚴(yán)重，試驗(yàn)件蒙皮平行于寬度方向折斷，并伴隨部分碎片剝落。筋條與蒙皮間明顯可見大面積脫粘。各筋條的破壞部位均靠近中間部位，筋條的纖維出現(xiàn)較大的交錯(cuò)，可知筋條先于蒙皮發(fā)生了破壞。蒙皮的穿透裂紋位置與筋條斷裂位置相對(duì)應(yīng)，且呈現(xiàn)明顯的連續(xù)性，部分位置蒙皮分層后產(chǎn)生鼓包。

圖6　S2試驗(yàn)件破壞形貌(a)和S3試驗(yàn)件破壞形貌(b)Fig.6　Failure modes of specimen S2 (a) and failure modes of specimen S3 (b)

S1，S2，S3試驗(yàn)件的破壞形貌基本相同，主要是筋條的斷裂、脫粘，蒙皮的分層、撕裂、鼓包以及復(fù)合材料纖維的斷裂和基體的破碎。

3.2試驗(yàn)件的屈曲特性

圖7(a)～(d)是S1試驗(yàn)件的應(yīng)變隨壓縮載荷的變化趨勢，壓縮應(yīng)變?yōu)樨?fù)值，拉伸應(yīng)變?yōu)檎?。從圖7(a)～(c)可看出，當(dāng)載荷小于198 kN時(shí)，蒙皮各處的應(yīng)變呈現(xiàn)線性一致的變化趨勢，在此階段試驗(yàn)件發(fā)生加載方向上均勻的壓縮變形；載荷大于198 kN之后應(yīng)變發(fā)生了不一致的變化趨勢，試驗(yàn)件發(fā)生了蒙皮局部屈曲失穩(wěn)現(xiàn)象，屈曲載荷為198 kN。

圖7(a)顯示了發(fā)生屈曲失穩(wěn)后，應(yīng)變曲線出現(xiàn)“分叉”，a2位置蒙皮應(yīng)變值由負(fù)值變化成為正值，由壓縮變形轉(zhuǎn)變?yōu)槔熳冃?，且拉伸形變不斷增大；同時(shí)與其對(duì)稱的A2位置壓縮應(yīng)變值不斷增大，應(yīng)變變化情況在趨勢上對(duì)稱，表明A2，a2位置蒙皮的變形情況為向壁板一側(cè)凸起。圖7(b)顯示了發(fā)生屈曲失穩(wěn)后，A1位置蒙皮應(yīng)變值由負(fù)值逐漸變化成為正值，而a1位置蒙皮的壓縮應(yīng)變值不斷增大，變形情況與A2，a2位置蒙皮的相反，向筋條一側(cè)凸起；而A3，a3處的蒙皮在發(fā)生屈曲失穩(wěn)后，蒙皮的變形情況為向筋條一側(cè)凸起，但在載荷大于424 kN之后，應(yīng)變的變化趨勢再次發(fā)生突變，出現(xiàn)第二次“分叉”，A3位置蒙皮應(yīng)變值轉(zhuǎn)而開始變大，而a3位置蒙皮的應(yīng)變值開始減小，表明此時(shí)該處局部蒙皮屈曲形式改變，蒙皮變?yōu)橄虮诎逡粋?cè)凸起，這與上文中424 kN時(shí)試驗(yàn)件發(fā)出脆響的現(xiàn)象吻合。這是由于屈曲后蒙皮發(fā)生較大彎曲變形，筋條和蒙皮的剛度相差很大，造成筋條和蒙皮脫膠，脫膠會(huì)使相鄰區(qū)域連成一片，使試件原有的屈曲模態(tài)發(fā)生變化，發(fā)生第二次屈曲[17]。圖7(c)顯示了在達(dá)到屈曲載荷后，曲線出現(xiàn)與圖7(b)相似的“交叉”現(xiàn)象，A4，A5，a2處應(yīng)變由壓縮變形逐漸轉(zhuǎn)變?yōu)槔熳冃?，a4，a5，A2處壓縮應(yīng)變值不斷增大，表明A2，a2位置蒙皮的變形情況為向壁板一側(cè)凸起，A4，a4，A5，a5位置蒙皮的變形情況為向壁板一側(cè)凸起，中截面蒙皮的變形情況如圖7(e)所示。同時(shí)發(fā)現(xiàn)中截面蒙皮三個(gè)位置的拉伸應(yīng)變變化趨勢較為一致，而壓縮應(yīng)變的變化趨勢較為分散。

圖7(d)顯示發(fā)生屈曲失穩(wěn)后，隨著載荷不斷增大，A6，A7，A8，A9，a6，a7，a8，a9位置仍保持壓縮形變不斷增大，但應(yīng)變數(shù)據(jù)發(fā)生分散，原因是筋條下緣條與蒙皮相連，蒙皮上的彎矩將引起筋條扭轉(zhuǎn)，蒙皮失穩(wěn)后筋條上的應(yīng)變值在彎矩作用下出現(xiàn)偏折；當(dāng)壓縮載荷繼續(xù)增大，趨近破壞載荷時(shí)，A6,A7,A8,A9,a6,a7,a8,a9位置應(yīng)變-載荷曲線先后出現(xiàn)了對(duì)應(yīng)位置應(yīng)變曲線的“分叉”現(xiàn)象，表明此時(shí)試驗(yàn)件的承載能力已接近極限，4根筋條先后發(fā)生了柱屈曲現(xiàn)象，隨后試驗(yàn)件迅速破壞，這與前文中試驗(yàn)件臨近破壞時(shí)發(fā)出較大聲響的現(xiàn)象吻合。分析應(yīng)變數(shù)值可知，相比蒙皮位置的壓縮應(yīng)變值，筋條位置的壓縮應(yīng)變值更大，變形情況更加嚴(yán)重，因此后屈曲階段加筋板的筋條承受主要載荷。

圖7　　　　S1試驗(yàn)件應(yīng)變-載荷曲線及中截面蒙皮變形　(a) A2，a2位置;(b) A1,a1,A2,a2,A3,a3位置; (c) A4,a4,A2,a2, A5,a5位置; (d) A6,a6,A7,a7,A8,a8,A9,a9位置; (e) 中截面壁板變形Fig.7　　　　Strain-compressive load curves and mid-panel defection of S1　(a) positions A2,a2; (b) positions A1,a1,A2,a2, A3,a3; (c) positions A4,a4,A2,a2, A5,a5; (d) positions A6,a6,A7,a7,A8,a8,A9,a9; (e) deflection of middle panel

綜上分析，S1試驗(yàn)件的主要屈曲形式按照出現(xiàn)的先后順序依次是筋條間蒙皮的屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋條的柱屈曲。

圖8(a)～(d)是S2,S3試驗(yàn)件的應(yīng)變隨壓縮載荷的變化趨勢。發(fā)現(xiàn)S2試驗(yàn)件的屈曲失穩(wěn)載荷為198 kN, S3試驗(yàn)件的屈曲失穩(wěn)載荷為216 kN, 與S1試驗(yàn)件相近。S2,S3試驗(yàn)件的各位置蒙皮的彎曲變形情況與S1對(duì)應(yīng)位置相同。S2,S3試驗(yàn)件在軸壓載荷繼續(xù)增大時(shí)也發(fā)生了與S1試驗(yàn)件相似的A3,a3位置蒙皮的二次屈曲，隨著載荷進(jìn)一步增大，S2,S3試驗(yàn)件的各筋條都發(fā)生了與S1試驗(yàn)件相似的柱屈曲現(xiàn)象，且隨后試驗(yàn)件迅速破壞。綜上可知，本次試驗(yàn)的三件復(fù)合材料加筋板試驗(yàn)件的軸壓屈曲形式按發(fā)生的先后順序依次是筋條間蒙皮的初始屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋條的柱屈曲。

圖8　　　　S2，S3試驗(yàn)件應(yīng)變-載荷曲線及中截面蒙皮變形　(a) S2試驗(yàn)件A4，a4，A2，a2，A5，a5位置; (b) S3試驗(yàn)件A4，a4，A2，a2， A5，a5位置；(c) S2試驗(yàn)件A1,a1,A2,a2, A3,a3位置;(d) S3試驗(yàn)件A1，a1，A2，a2，A3，a3位置；(e) S2試驗(yàn)件A6，a6，A7，a7，A8，a8，A9，a9位置；(f) S3試驗(yàn)件A6，a6，A7，a7，A8，a8，A9，a9位置Fig.8　Strain-compressive load curves of S2, S3　(a) positions A4,a4,A2,a2,A5,a5 of S2; (b) positions A4,a4,A2,a2, A5,a5 of S3; (c) positions A1,a1,A2,a2, A3,a3 of S2; (d) positions A1,a1,A2,a2, A3,a3 of S3; (e) positions A6,a6,A7,a7,A8,a8,A9,a9 of S2; (f) positions A6,a6,A7,a7,A8,a8,A9,a9 of S3

圖9為S1，S2，S3試驗(yàn)件軸向壓縮形變隨壓縮載荷的變化趨勢，曲線呈現(xiàn)“三段式”發(fā)展。使用ORIGIN軟件分別對(duì)各試驗(yàn)件軸向壓縮形變隨壓縮載荷的變化的三個(gè)階段進(jìn)行線性擬合，擬合得出的各段直線斜率即為試驗(yàn)件的整體剛度，擬合結(jié)果如表3所示。壓縮載荷小于屈曲載荷時(shí)，試驗(yàn)件發(fā)生軸向均勻的壓縮變形，軸向壓縮形變隨載荷增大而線性增加，試驗(yàn)件整體剛度的平均值為108863.02 N/mm；載荷大于屈曲載荷后，試驗(yàn)件剛度發(fā)生折減，該階段曲線與前一階段相比更為平緩，試驗(yàn)件的整體剛度的平均值為58247.28 N/mm；而接近破壞載荷時(shí)，試驗(yàn)件筋條已發(fā)生柱屈曲，試驗(yàn)件已很不穩(wěn)定，試驗(yàn)件剛度再次折減，曲線斜率進(jìn)一步減小，試驗(yàn)件的整體剛度的平均值降低為25 947.33 N/mm，相對(duì)于初始階段，整體剛度衰減達(dá)76.17%。

圖9　S1、S2、S3試驗(yàn)件軸向壓縮形變-載荷曲線Fig.9　Compressive load-Shortening curves

Specimenstiffnessofstage1/(N·mm-1)Stiffnessofstage2/(N·mm-1)Stiffnessofstage3/(N·mm-1)S1106080.5663214.4920518.24S2109820.6360669.6423523.68S3110687.8650857.733800.08

圖10　S1試驗(yàn)件離面位移-載荷曲線Fig.10　　　　Out-of-plane displacements-load curves of S1 specimen

圖10為S1試驗(yàn)件蒙皮一側(cè)的離面位移隨壓縮載荷的變化趨勢。離面位移向筋條一側(cè)凸起為負(fù)，向蒙皮一側(cè)凸起為正。出于保護(hù)測量傳感器的考慮，在載荷大于400 kN時(shí)，沒有繼續(xù)測量離面位移。圖中顯示壓縮載荷小于屈曲載荷198 kN時(shí)，離面位移幾乎為0。壓縮載荷大于198 kN后，試驗(yàn)件發(fā)生屈曲失穩(wěn)，各測點(diǎn)蒙皮離面位移迅速增加，B1，B3，B4，B5測點(diǎn)位置向筋條一側(cè)凸起變形，但位移-載荷曲線發(fā)生分散，不同筋條對(duì)蒙皮在彎曲方向上不同的支持剛度是造成上述現(xiàn)象的主要原因；而B2位置向壁板一側(cè)凸起，出現(xiàn)“分叉”現(xiàn)象。

S2,S3試驗(yàn)件蒙皮一側(cè)的離面位移隨壓縮載荷的變化趨勢與S1試驗(yàn)件的變化趨勢基本相同。S1,S2,S3試驗(yàn)件由各測點(diǎn)離面位移確定的蒙皮變形情況與試驗(yàn)過程中由“光斑”確定的蒙皮不同位置凸起情況以及由應(yīng)變曲線確定的蒙皮變形情況相吻合。

3.3試驗(yàn)件的后屈曲承載能力

將試驗(yàn)得到的S1、S2、S3試驗(yàn)件的初始屈曲載荷、極限承載載荷以及屈曲載荷的計(jì)算值列于表4，其中e1=(屈曲載荷試驗(yàn)平均值-屈曲載荷計(jì)算值)/屈曲載荷試驗(yàn)平均值，可知試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分散性較小，加筋板試驗(yàn)件屈曲載荷試驗(yàn)平均值為204 kN，極限承載載荷即破壞載荷的平均值為482.67 kN，后者是前者的2.37倍，表明該型先進(jìn)復(fù)合材料加筋板具有較高的后屈曲承載能力。e1=14.16%，表明式(1)的蒙皮局部屈曲載荷計(jì)算方法對(duì)于工程應(yīng)用具有參考價(jià)值。

復(fù)合材料加筋板軸壓試驗(yàn)過程可劃分為四個(gè)階段：第一階段為從試驗(yàn)開始到筋條間蒙皮的初始屈曲, 試驗(yàn)件整體剛度的平均值為108863.02 N/mm；第二階段是從試件屈曲到部分位置蒙皮的二次屈曲，試驗(yàn)件的整體剛度沒有明顯變化；第三階段是從部分位置蒙皮的二次屈曲到各筋條先后發(fā)生柱屈曲，試驗(yàn)件整體剛度的平均值為58247.28 N/mm；第四階段是從筋條的柱屈曲到達(dá)到極限承載能力而發(fā)生破壞，試驗(yàn)件整體剛度的平均值為25 947.33 N/mm。試驗(yàn)件筋條、蒙皮的狀態(tài)和加工質(zhì)量對(duì)試驗(yàn)件的屈曲特性尤其是后屈曲承載能力具有重要影響[18-19]。

表4　加筋板試驗(yàn)及計(jì)算結(jié)果

4　結(jié)論

(1)對(duì)典型國產(chǎn)先進(jìn)復(fù)合材料工型筋條加筋板試驗(yàn)件進(jìn)行了軸壓極限承載能力試驗(yàn)，確定了試驗(yàn)件的軸壓屈曲形式主要是筋條間蒙皮的初始屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋條的柱屈曲，獲得了蒙皮初始屈曲載荷和試驗(yàn)件極限承載載荷。該型復(fù)合材料薄壁加筋板結(jié)構(gòu)軸壓破壞的形貌主要是筋條的斷裂、脫粘，蒙皮的分層、撕裂、鼓包以及復(fù)合材料纖維的斷裂和基體的破碎。

(2)該型復(fù)合材料薄壁加筋板結(jié)構(gòu)在軸壓載荷下其極限承載載荷即破壞載荷平均值為482.67 kN，屈曲載荷的試驗(yàn)平均值為204 kN，最終破壞載荷為屈曲載荷的2.37倍，具有很大后屈曲承載空間，因此對(duì)于復(fù)合材料薄壁加筋板結(jié)構(gòu)采用后屈曲設(shè)計(jì)是一種充分利用加筋板后屈曲承載潛力的合理設(shè)計(jì)方法。

(3)采用工程算法對(duì)復(fù)合材料薄壁加筋板結(jié)構(gòu)的蒙皮初始屈曲載荷和屈曲模態(tài)進(jìn)行了預(yù)測，計(jì)算值和試驗(yàn)值吻合較好。

(4)蒙皮發(fā)生屈曲后，筋條成為主要承力部分，筋條發(fā)生斷裂后，試驗(yàn)件迅速整體破壞，因此筋條的狀態(tài)和加工質(zhì)量對(duì)于加筋板的后屈曲承載能力具有重要影響。

[1] 沈觀林,胡更開.復(fù)合材料力學(xué)[M]．北京：清華大學(xué)出版社，2006．

[2] 鄭吉良,孫勇,彭明軍.單向玻璃纖維增強(qiáng)樹脂基體復(fù)合材料拉伸失效機(jī)理[J]. 航空材料學(xué)報(bào),2015,35(4):45-54.

(ZHENG J L, SUN Y, PENG M J. Tensile failure mechanism for resin matrix composites reinforced by unidirectional glass fiber[J]. Journal of Aeronautical Materials, 2015, 35(4):45-54.)

[3] CHRISTIAN M. Closed-form buckling analysis of stiffened composite plates and identification of minimum stiffener requirements [J]. International Journal of Engineering Science，2008, 46(10): 1011-1034．

[4] 張彌,關(guān)志東,郭霞,等.成型工藝對(duì)復(fù)合材料加筋結(jié)構(gòu)脫粘性能的影響[J]. 航空材料學(xué)報(bào),2015,35(2):83-89.

(ZHANG M, GUAN Z D, GUO X,etal. Effects of forming process on composite stringer-stiffened panels debonding[J]. Journal of Aeronautical Materials, 2015, 35(2):83-89.)

[5] 孔斌，葉強(qiáng)，陳普會(huì),等．復(fù)合材料整體加筋板軸壓后屈曲失效表征[J]. 復(fù)合材料學(xué)報(bào), 2010, 27(5): 150-155.

(KONG B, YE Q, CHEN P H,etal. Post-buckling failure characteristics of an integrated composite panel under uniaxial compression [J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2010, 27 (5): 150-155.)

[6] 李亞智，張向.整體加筋壁板的破損安全特性與斷裂控制分析[J].航空學(xué)報(bào),2006,27(5):842-846.

(LI Y Z, ZHANG X. An analysis of fail-safety and fracture control of integrally stiffened panels [J]. Acta Aeronautica Et Astronautica Sinica, 2006,27(5):842-846.)

[7] ATEVENS K A, RICCI R, DAVIES G A O. Buckling and post-buckling of composite structures [J]. Composites, 1995, 26(3)：189-199.

[8] 劉璐，關(guān)志東，徐榮章，等.脫膠缺陷尺寸對(duì)復(fù)合材料加筋板屈曲及后屈曲特性的影響[J]．復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2014,31(3):749-758.

(LIU L, GUAN Z D, XU R Z,etal. Effects of debond size on buckling and post-buckling behaviors of composite stiffened panels [J]. Acta Materiae Composite Sinica, 2014,31(3):749-758.)

[9] 楊帆，岳珠峰，李磊.基于弧長法的加筋板后屈曲特性分析及試驗(yàn)[J].應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào)，2015,32(1):119-124.

(YANG F, YUE Z F, LI L. Analysis and experiment of post-buckling characteristics of stiffened panel under compress load by arc-length method[J]. Chinese Journal of Applied Mechanics, 2015,32(1):119-124.)

[10] 孔斌，陳普會(huì)，陳炎．復(fù)合材料整體加筋板軸壓后屈曲失效評(píng)估方法[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2014,31(3),765-771.

(KONG B, CHEN P H, CHEN Y. Post-buckling failure evaluation method of integrated composite stiffened panels under uniaxial compression [J]．Acta Materiae Composite Sinica, 2014,31(3),765-771.)

[11] XU M C, SOARES C G. Assessment of the ultimate strength of narrow stiffened panel test specimens[J]. Thin-Walled Structures, 2012, 55：11-21.

[12] PEVZNER P, ABRAMOVICH H, WELLER T. Calculation of the collapse load of an axially compressed laminated composite stringer-stiffened curved panel-An engineering approach[J]. Composite Structures, 2008, 83 (4)：341-353.

[13] American Society for Testing and Materials. ASTM D7137/D 7137M-12: Standard test method for compressive residual strength properties of damaged polymer matrix composite plates[S]. United States: ASTM, 2012.

[14] 劉哲，金達(dá)鋒，范志瑞．基于代理模型的復(fù)合材料帶加強(qiáng)筋板鋪層優(yōu)化[J]. 清華大學(xué)學(xué)報(bào)(自然科學(xué)版), 2015, 55(7):782-789.

(LIU Z, JIN D F, FAN Z R. Laminate optimization of a composite stiffened panel based on surrogate model [J]. Journal of Tsinghua University(Science and Technology), 2015, 55(7):782-789.)

[15] 中國航空研究院. 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)手冊[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2001．

(Institute of Aeronautics China. Manual of composite structure design[M]． Beijing：Aviation Industry Press，2001.)

[16] 馮宇，何宇廷，邵青，等.濕熱環(huán)境對(duì)航空復(fù)合材料加筋板壓縮屈曲和后屈曲性能的影響[J].材料工程，2015,43(5):81-88.

(FENG Y, HE Y T, SHAO Q,etal. Effect of hygrothermal environment on bucking and post-buckling performance of aero composite stiffened panel under compression[J]. Journal of Materials Engineering, 2015,43(5):81-88.)

[17] 王平安，矯桂瓊，王波，等.復(fù)合材料加筋板在剪切載荷下的屈曲特性研究[J]．機(jī)械強(qiáng)度，2009，31(1)：78-82.

(WANG P A, JIAO G Q, WANG B,etal. Buckling performance analysis of stiffened composite plate under shear loading[J]. Journal of Mechanical Strength, 2009，31(1)：78-82.)

[18] NETTLES A T，JACKSON J R．Compression after impact strength of out-of-autoclave processed laminates[J]．J Reinf Plast Comp, 2013, 32(24): 1887-94.

[19] 邵青，何宇廷，張騰，等．復(fù)合材料加筋板低速?zèng)_擊損傷及剩余壓縮強(qiáng)度試驗(yàn)研究[J]．復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2014，31(1)：200-206．

(SHAO Q，HE Y T，ZHANG T，etal. Experimental research on low-velocity impact and residual compressive strength of composite stiffened panels[J]．Acta Materiae Composite Sinica, 2014, 31(1)：200-206．)

Buckling and Post-buckling Performance of Advanced Composite Stiffened Panel Under Compression

ZHANG Haoyu1,HE Yuting1,FENG Yu1,TAN Xiangfei1,ZHENG Jie2

(1 Aeronautics and Astronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi′an 710038, China； 2 The First Aircraft Institute, Aviation Industry Corporation, Xi′an 710089, China)

The axial compressive experiment was conducted on the domestic advanced composite stiffened panel, and its buckling and post-buckling performance was analyzed by monitoring strain and out-of-plane displacement of typical positions. The initial buckling load and buckling mode of panels were calculated by engineering methods to direct the follow-up axial compressive experiment. The experimental results show that the buckling patterns are mainly local buckling of panels between stiffeners, the second buckling of few positions of panels and cylindrical buckling of all 4 stiffeners successively; after local buckling of panels, part of load bearded by panels before is transferred to stiffeners and then stiffeners become the main bearing part; after fracture failure of stiffeners, the specimen is destroyed rapidly; the average value of failure load is 482.67 kN, which is 2.37 times of 204 kN of the average value of buckling load; the composite stiffened panel can bear more load after buckling.

composite; stiffened panel; buckling loading; buckling mode; post-buckling

(責(zé)任編輯：張崢)

2016-03-09；

2016-04-09

國家自然科學(xué)基金(51475470)

何宇廷(1966—)，男，博士，教授，主要從事飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度、使用壽命以及健康監(jiān)控方向的研究，(E-mail)hyt666@tom.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.4.008

TB332

A

1005-5053(2016)04-0055-09