復(fù)合材料層合板開孔拉伸性能

◎丁聰

?

復(fù)合材料層合板開孔拉伸性能

◎丁聰

運(yùn)用試驗(yàn)和有限元軟件ABAQUS對(duì)比分析了拉伸載荷作用下的復(fù)合材料開孔層合板在不同尺寸和圓角時(shí)的性能。討論了不同開孔尺寸和圓角半徑對(duì)層合板拉伸性能的影響。研究表明，隨著開孔尺寸的增大，拉伸破壞載荷減小，且趨勢(shì)較明顯。隨著開孔圓角半徑的增大，破壞載荷有增大的趨勢(shì)。

纖維增強(qiáng)復(fù)合材料由于具有比強(qiáng)度、比剛度高，可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、耐腐蝕、疲勞性好等特點(diǎn)，自20世紀(jì)70年代起已廣泛應(yīng)用于航空航天飛行器結(jié)構(gòu)，波音787和空客A350復(fù)合材料用量已達(dá)50%，可比常規(guī)的金屬結(jié)構(gòu)減重25～30%。復(fù)合材料設(shè)計(jì)中不可避免需要開孔，其對(duì)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度損失要大于金屬結(jié)構(gòu)開孔，因此復(fù)合材料開孔設(shè)計(jì)及其分析也是設(shè)計(jì)者十分關(guān)心的問題。

復(fù)合材料在實(shí)際的應(yīng)用中，最關(guān)鍵的性能指標(biāo)是開孔抗拉強(qiáng)度，作為復(fù)合材料及結(jié)構(gòu)的許用值，它可以反映實(shí)際應(yīng)用中復(fù)合材料及結(jié)構(gòu)的各種不同損傷。開孔不僅導(dǎo)致孔邊應(yīng)力集中，同時(shí)截?cái)嗬w維，直接降低層合板的強(qiáng)度。與金屬結(jié)構(gòu)相比，復(fù)合材料相對(duì)較脆且容易層間失效。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)要達(dá)到與金屬開孔和開孔相當(dāng)?shù)男Ч?，在設(shè)計(jì)、分析和制造上需要特別的注意。開孔要選擇適當(dāng)?shù)膱A角過度，使得應(yīng)力集中降到最低。

本文針對(duì)不同開孔尺寸及圓角半徑的復(fù)合材料層合板（厚度為1.995mm），通過進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，得到其強(qiáng)度值。同時(shí)，運(yùn)用Abqus軟件對(duì)開孔層合板進(jìn)行有限元模擬，得出其應(yīng)力變化及損傷過程。

試驗(yàn)及方法

設(shè)計(jì)了長(zhǎng)600mm，寬200mm復(fù)合材料層合板試驗(yàn)件，腹板中心有不同倒角半徑的正方形開孔。材料為Epsilon 99702.1/ HTS-130編制布共27件。

每件試驗(yàn)件共貼11個(gè)片，正面沿開孔圓角過渡處布5個(gè)應(yīng)變片，遠(yuǎn)離開孔處布3個(gè)，反面遠(yuǎn)離開孔布3個(gè)，并與正面對(duì)稱。試驗(yàn)件貼片如圖1所示。

試驗(yàn)參照ASTM D 5766/D 5766M-02標(biāo)準(zhǔn)，在試驗(yàn)件兩端的兩側(cè)各粘上200×100的加強(qiáng)片，加強(qiáng)片厚5cm。將試驗(yàn)機(jī)上下兩端的夾頭分別夾在試驗(yàn)件的上下兩端的加強(qiáng)片上。采用WDW-1000E靜力試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行位移加載，加載速度為2mm/ min。

結(jié)果與討論

系統(tǒng)通孔開孔試驗(yàn)件拉伸試驗(yàn)的典型破壞模式有三種：脆性斷裂，剪切破壞及混合破壞。

圖1　試驗(yàn)件應(yīng)變片貼片示意圖

圖2　有限元模型

圖3　應(yīng)變分布圖

拉伸破壞載荷試驗(yàn)結(jié)果。開孔拉伸試驗(yàn)件共有27件，其中每組試驗(yàn)件3件，所有試驗(yàn)件破壞模式均符合ASTM標(biāo)準(zhǔn)要求，試驗(yàn)數(shù)據(jù)未出現(xiàn)異常，測(cè)得各件的破壞載荷，平均載荷統(tǒng)計(jì)結(jié)果如表1所示。

得到其中中心開孔為50mm×50mm，圓角為R20的試驗(yàn)件時(shí)間應(yīng)變曲線、載荷位移曲線和載荷應(yīng)變曲線。

拉伸破壞載荷試驗(yàn)分析。模型采用30mm×30mm開孔尺寸，圓角半徑為10mm的試驗(yàn)件。有限元模型如圖2所示，邊界條件為一端固定，另一端施加1 mm的位移載荷（1000με），兩側(cè)邊自由。模擬過程中，網(wǎng)格采用8節(jié)點(diǎn)二次殼單元S8R，分析步為線性靜態(tài)一般分析步。

圖3給出了圖2所示試驗(yàn)件的有限元模擬結(jié)果。由圖可見應(yīng)力集中系數(shù)為3.615，最大拉伸應(yīng)變發(fā)生在結(jié)構(gòu)最小截面圓角末端。此時(shí)加載點(diǎn)支反力為31.12KN，以應(yīng)變達(dá)到10000με時(shí)破壞，并假設(shè)載荷位移變化為線性，估算其破壞載荷為111.2KN，與實(shí)際破壞載荷111.13KN相比，誤差在1%以內(nèi)，證明分析方法有效。

其它試驗(yàn)件的應(yīng)力集中系數(shù)和預(yù)估破壞載荷見表2和表3。

通過試驗(yàn)結(jié)果和有限元計(jì)算可以看出，隨著復(fù)合材料開孔尺寸的增大，拉伸破壞載荷顯著減小，且趨勢(shì)較明顯；隨著開孔圓角半徑的增大，破壞載荷有增大的趨勢(shì)，應(yīng)盡量使用圓形開孔。

（中國商飛上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院）

表1試驗(yàn)件拉伸破壞載荷表（KN）

表2試驗(yàn)件應(yīng)力集中系數(shù)

表3試驗(yàn)件預(yù)估破壞載荷（KN）