蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)預埋“膠”板擠壓強度研究

劉路

1概述

復合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)一般由上下面板、芯材、粘結(jié)層等結(jié)構(gòu)組成，通過在夾芯結(jié)構(gòu)中嵌入埋件作為傳力接頭[1-2]，預埋件夾層結(jié)構(gòu)的強度一般通過試驗獲得[3]。本文將膠板、碳纖維材料面板、Nomex蜂窩整體成型，然后在預埋膠板處打孔形成傳力接頭。預埋膠板擠壓強度試驗研究結(jié)果表明：膠板直徑對夾芯結(jié)構(gòu)的擠壓強度提高明顯。

2試驗件

試驗件為碳纖維材料面板和Nomex蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，鋪層為[45/0/芯/0/45]，如圖1所示。面板材料為碳纖維織物預浸料T700S-12K-50C/#2510，夾芯材料為AHN4120-3/16-3.00-t0.25"，膠膜材料為EA9696.060，在夾芯結(jié)構(gòu)中預埋20mm、30mm、40mm直徑的膠板，材料為EPOCAST1629-A/B，在膠板上鉆取直徑為4.8mm和6.4mm的孔以安裝螺栓，試驗件分6組，共24件。

3試驗方法

按照《聚合物基復合材料層壓板擠壓響應的試驗方法》試驗標準，在500KN MTS疲勞試驗機上進行擠壓強度試驗。試驗件安裝后采用鉛錘檢查以保證居中，4.8mm孔徑螺栓的擰緊力矩為1.2N.m，6.4mm孔徑螺栓的擰緊力矩為2.4N.m。試驗采用位移控制的方式進行加載，加載速率為1mm/min，通過外置引伸計測量應變，采集頻率為20Hz。

4試驗結(jié)果及討論

加載初期，試驗件無明顯變化，隨著載荷的增加，試驗件與夾具連接處發(fā)出輕微響聲，監(jiān)控載荷突然降低超過30%，停止試驗。試驗件上的螺栓孔由圓形變成橢圓形，連接螺栓未發(fā)現(xiàn)變形，試驗件的破壞形式均為螺栓孔處填充芯材變形破壞。

6組試驗件的載荷-應變關(guān)系曲線如圖2所示。在加載的初始階段，載荷隨著應變的增加而線性增加，當載荷達到3000N后，6.4mm螺栓孔試驗件的變化趨勢變緩，當載荷接近4500N時，到達了試驗件的強度極限，隨著應變的繼續(xù)增加，載荷大致呈下降趨勢，說明此時螺栓孔處芯材已擠壓破壞，試驗件失去承載力。通過無損檢測檢查發(fā)現(xiàn)預埋件與蜂窩/面板處有剝離，預埋膠板比較完整，未發(fā)生破壞，說明擠壓載荷主要通過膠板、黏結(jié)劑傳遞到周圍的蜂窩夾芯和面板。

擠壓破壞載荷隨預埋件及緊固件直徑變化的關(guān)系曲線如圖3所示。當緊固件直徑一定時，擠壓破壞載荷隨預埋件直徑的增加而增加，且4.8mm緊固件的破壞載荷增加趨勢較6.4mm更為明顯。碳纖維材料面板、膠膜、預埋膠板及Nomex蜂窩采用整體成型加工，預埋膠板直徑越大，與蜂窩和面板的接觸面積越大，試驗件的擠壓承載力越高。當預埋件的直徑一定時，擠壓破壞載荷隨著緊固件孔徑的增加而增加，且預埋件直徑為20mm時擠壓破壞載荷增大了1046N，增加最為明顯。

5試驗結(jié)論：

通過以上分析得出以下結(jié)論：

1）預埋膠板預蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的擠壓承載力滿足設計要求；

2）擠壓載荷隨著預埋膠板直徑及擠壓孔經(jīng)的增加而呈線性增加，且預埋膠板直徑對擠壓承載力的影響更明顯。

參考文獻

[1] 中國航空研究院.復合材料結(jié)構(gòu)設計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001：（340—375）

[2] 程文禮，袁超，邱啟艷，等. 航空用蜂窩夾層結(jié)構(gòu)及制造工藝[J]. 航空制造技術(shù)，2015（7）：94-98.

[3] 婁程飛，張金奎，張 偉.夾層結(jié)構(gòu)預埋玻璃纖維板拉脫強度研究[J]. 玻璃鋼/復合材料，1003-0999（2017）07-0074-04.

（作者單位：中國特種飛行器研究所）