蘇 玲.,徐 倩
復(fù)合材料應(yīng)用從飛行器次承力結(jié)構(gòu)向主承力結(jié)構(gòu)發(fā)展,這對其設(shè)計技術(shù)提出了更高的挑戰(zhàn),要求設(shè)計部門能夠全面掌握其在各種服役環(huán)境下滿足性能要求的設(shè)計方法。在飛行器多次使用的任務(wù)要求下,飛行器復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計應(yīng)滿足損傷容限與耐久性要求。
目前金屬結(jié)構(gòu)已經(jīng)有定量的、可以作為設(shè)計依據(jù)的損傷容限分析方法,常用的斷裂判據(jù)如:應(yīng)力強度因子K判據(jù)、能量釋放率G判據(jù)、J積分判據(jù)[1]等,成熟的疲勞裂紋擴展速率方程如 Pairs模型、Walker模型、Forman模型[1]等。而復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計在目前還沒有普遍適用的計算方法,設(shè)計人員通常在細(xì)節(jié)設(shè)計及設(shè)計概念上進(jìn)行定性設(shè)計,通過一系列的試驗確定設(shè)計許用值,以驗證性試驗證明滿足損傷容限耐久性要求[2]。
高昂的試驗代價將嚴(yán)重制約復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的高效設(shè)計,因此,國內(nèi)外不斷完善對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷容限分析方法和技術(shù),在有效指導(dǎo)損傷容限設(shè)計的同時最大程度減少試驗成本。
復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限分析主要針對低速沖擊損傷分析。層合板受沖擊損傷后可以被等效為含圓(橢圓)孔或軟化夾雜的含缺陷層合板。許希武等[3]提出了彈性核模型,由子層的屈曲應(yīng)力和壓縮破壞應(yīng)力比值確定彈性核的材料性能降,從而導(dǎo)致載荷的重新分配,重新分配的載荷在損傷區(qū)域邊緣產(chǎn)生應(yīng)力集中。莊茁等[4]提出復(fù)合材料層合板在低速沖擊損傷下主要存在纖維斷裂、基體開裂、基體擠裂、分層4種損傷模式,并給出每種損傷模式的損傷準(zhǔn)則以及相應(yīng)的剛度折減方案,將這個損傷分析模型寫成Abaqus子程序并實現(xiàn)應(yīng)用。Chang等[5]較早提出了含孔復(fù)合材料層合板的二維逐漸損傷模型,并且分析了拉伸載荷作用下含孔層合板的破壞過程,失效分析中采用了 Hashin準(zhǔn)則及Yamada-Sun準(zhǔn)則。
本文將層合板的沖擊損傷區(qū)域假設(shè)為圓孔,圓孔的半徑為最大損傷尺寸,對沖擊后含應(yīng)力集中的復(fù)合材料層合板進(jìn)行剩余強度分析方法研究,分別采用平均應(yīng)力準(zhǔn)則和有限元方法對帶孔復(fù)合材料平板的破壞應(yīng)力進(jìn)行了分析,并與試驗結(jié)果進(jìn)行了比對。
本文研究對象尺寸如圖1所示,平板為T300/5208層壓板,單層性能如表 1所示,平板鋪層順序為[0/±45/90]2s。
圖1 研究對象尺寸Fig.1 Research Object Size
表1 帶孔復(fù)合材料平板單層性能[7]Tab.1 Lamina Properties of the Composite Laminates with a Hole Open
承受均勻拉應(yīng)力帶孔復(fù)合材料平板有限元模型采用參數(shù)化對稱模型計算,如圖2所示。
圖2 帶孔復(fù)合材料平板有限元模型Fig.2 Finite Element Models of the Composite Laminates with a Hole Open
Whitney-Nuismer平均應(yīng)力準(zhǔn)則[6]認(rèn)為,孔邊界某一特征距離處的平均應(yīng)力達(dá)到無缺口強度 σ0時,斷裂發(fā)生。平均應(yīng)力準(zhǔn)則如圖3所示,平均應(yīng)力準(zhǔn)則的特征長度a0的大小與材料和鋪層情況有關(guān),實踐中a0的值通過試驗根據(jù)強度降低數(shù)據(jù)確定。a為橢圓孔的長軸半徑,b為短軸半徑,當(dāng)a=b=R時,平均應(yīng)力準(zhǔn)則表示含圓孔平板的失效準(zhǔn)則。
圖3 平均應(yīng)力準(zhǔn)則Fig.3 Whitney-Nuismer Average Stress Criterion
在無限遠(yuǎn)處施加平行于 y軸的均勻應(yīng)力,在孔邊沿x軸的正應(yīng)力yσ近似為
式中TK為正交各向異性應(yīng)力集中系數(shù)。
式中xE,yE,xyυ和xyG為層合板的各項等效模量。
工程用復(fù)合材料層合板一般為對稱均衡鋪層,Ex,Ey,υxy和Gxy是板的面內(nèi)特性,根據(jù)正交各向異性板的面內(nèi)剛度矩陣A計算:
式中 h為層合板厚度。
即當(dāng)時,產(chǎn)生破壞,得到破壞應(yīng)力:
其中,
復(fù)合材料層合板的受力特性與各單層密切相關(guān)。但一層甚至幾層單層板的破壞,雖然會引起層合板剛度的顯著變化,但是層合板仍可能由余下的各個單層板來承受更大的載荷,直到全部單層破壞導(dǎo)致層合板的總體破壞[7]。將層合板剛度降級引入有限元方法,具體過程為,每一個載荷步更新剛度矩陣,判斷積分點應(yīng)力狀態(tài)是否滿足失效準(zhǔn)則,如果滿足則根據(jù)相應(yīng)的剛度降準(zhǔn)則改變剛度矩陣,直到計算程序終止。
本文分別采用 2種有限元方法對帶孔復(fù)合材料平板結(jié)構(gòu)的破壞應(yīng)力進(jìn)行分析。一種方法計算程序中未加入剛度降級過程,采用線性計算實現(xiàn);另一種方法在計算程序中加入了剛度降級過程,采用非線性分析實現(xiàn)。
本文選用 Hill失效準(zhǔn)則[8],該準(zhǔn)則計算失效因子FI,強度比 1=SR,失效準(zhǔn)則具體為
式中 X為材料主方向1方向許用應(yīng)力;Y為2方向許用應(yīng)力;Z為 3方向許用應(yīng)力;S12為平面內(nèi)剪切方向許用應(yīng)力;S13為13方向剪切許用應(yīng)力;S23為23方向剪切許用應(yīng)力;F為失效因子系數(shù)。各許用應(yīng)力值參見表1,本文中失效因子系數(shù)F取1。
當(dāng)積分點單層應(yīng)力狀態(tài)滿足失效準(zhǔn)則后,該層材料模量降低一定百分比,本文中模量剩余百分比為1%。具體的剛度降級方法與失效準(zhǔn)則相對應(yīng),Hill失效準(zhǔn)則只包含一個失效因子,所有模量都被降低,如表2所示,dQ為降階后的剛度,Q為降階前的剛度。
表2 剛度降級準(zhǔn)則Tab.2 Stiffness Reduction Criterion
本文對 3種不同的分析方法進(jìn)行比較,分別為:Whitney-Nuismer平均應(yīng)力準(zhǔn)則法、未采用剛度降級的有限元方法、采用剛度降級的有限元方法。
在Whitney-Nuismer平均應(yīng)力準(zhǔn)則法中,從文獻(xiàn)[9]可得到層合板的平均應(yīng)力準(zhǔn)則特征長度a0=3.8 mm,由式(1)~(5)得到各帶孔復(fù)合材料平板的破壞應(yīng)力。
未采用剛度降級的線性分析,取各層的最大失效因子,計算得到層合板破壞應(yīng)力。
通過采用剛度降級的非線性分析得到各帶孔復(fù)合材料平板的力-位移曲線,如圖4所示,分析曲線得到層合板的破壞應(yīng)力。
圖4 各帶孔復(fù)合材料平板的力-位移曲線Fig.4 Force-deformation Curve of Each Composite Laminates
續(xù)圖4
3種方法破壞應(yīng)力計算結(jié)果如表3所示,試驗結(jié)果借用文獻(xiàn)[9]中試驗數(shù)據(jù),對各分析方法所得的數(shù)據(jù)進(jìn)行比較。
表3 各方法破壞應(yīng)力計算結(jié)果Tab.3 Ultimate Stress Analysed by Different Methods
表4和圖5以試驗數(shù)據(jù)為基準(zhǔn),對這3種計算方法的精度進(jìn)行比較。平均應(yīng)力準(zhǔn)則計算結(jié)果與試驗結(jié)果相比,最大誤差為8.7%,幾乎精確估計了帶孔復(fù)合材料平板的破壞應(yīng)力。未采用剛度降級的分析方法沒有考慮單層初始破壞造成損傷后結(jié)構(gòu)的承載能力,計算結(jié)果很保守,計算得到的破壞應(yīng)力為試驗結(jié)果的50%~59%。采用剛度降級的非線性分析結(jié)果比試驗結(jié)果高10%~19%,該分析方法基于經(jīng)典的層合板理論考慮了損傷發(fā)生后理想的結(jié)構(gòu)剛度降級,沒有考慮到層間剪切應(yīng)力等因素對剛度降級產(chǎn)生的影響,由此導(dǎo)致計算結(jié)果偏高。
表4 各計算方法結(jié)果與試驗結(jié)果的比較誤差Tab.4 Comparation of Errors between Analysis Results and Test Results
圖5 分析結(jié)果與試驗結(jié)果的對比Fig.5 Comparation of Analysis Results and Test Results
對航天器一塊主承力的復(fù)合材料壁板擬開孔造成的強度下降進(jìn)行預(yù)估,該壁板及擬開孔情況如圖 6所示,擬開孔半徑2.5 mm。
圖6 復(fù)合材料壁板及擬開孔情況Fig.6 Composite Plate to be Opened a Hole
該壁板為有曲率壁板,曲率大小為 10-3,同時擬開孔尺寸與壁板的最短尺寸相比不足3%,該壁板主要受載方式為縱向受拉。因此可以將該壁板擬開孔導(dǎo)致強度降低問題簡化為帶孔復(fù)合材料平板的強度評估,應(yīng)用 Whitney-Nuismer平均應(yīng)力準(zhǔn)則和剛度降有限元分析方法分別進(jìn)行計算。擬開孔前后的破壞應(yīng)力如表5所示,開孔前破壞應(yīng)力由材料手冊中相同鋪層層合板性能得到。
表5 擬開孔前后的破壞應(yīng)力Tab.5 Ultimate Stress before and after Opening a Hole
根據(jù)第3節(jié)各分析方法與試驗結(jié)果的誤差范圍,預(yù)測開孔后的實際強度極限范圍為330~352 MPa。此結(jié)果為進(jìn)一步分析開孔的可行性和結(jié)構(gòu)設(shè)計提供了依據(jù),應(yīng)用實踐表明分析結(jié)果正確有效。
本文對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷容限分析方法進(jìn)行了研究并應(yīng)用于工程實例。同時得到了以下結(jié)論,可以用于飛行器結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計。
a)從本文分析結(jié)果得到,平均應(yīng)力準(zhǔn)則可以精確估計孔所導(dǎo)致的強度下降,可以用于航空航天復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限分析;
b)未考慮剛度降級過程的有限元分析方法過于保守,不能用于結(jié)構(gòu)減重設(shè)計;
c)為得到更高精度的有限元分析結(jié)果,需要綜合層間剪切應(yīng)力、殘余應(yīng)力、工藝偏差等影響對剛度降級過程進(jìn)行修正。