蜂窩芯體厚度對Nomex蜂窩夾層復(fù)合材料壓縮性能的影響

徐 猛

(陜西飛機工業(yè)(集團)有限公司，陜西 漢中 723213)

0 引言

目前對蜂窩夾層復(fù)合材料的壓縮性能研究等涉及的研究方法主要可以歸納為2種，分別是有限元法和解析法，主要針對的是面板屈皺問題的研究。Leotoing等通過借助第一種方法來針對材料整體的穩(wěn)定性進行分析，同時借助第二種研究方法專門構(gòu)建相應(yīng)的模型來展開探究；修英姝等在研究中在有限元方法的基礎(chǔ)上融合了遺傳算法進而研究整個芯體的結(jié)構(gòu)問題，討論內(nèi)部各個影響因素之間的影響關(guān)系，如鋪層的角度和順序，厚度和扭曲度等因素，同時構(gòu)建相應(yīng)的算法模型，計算出當(dāng)厚度發(fā)生改變時此時對應(yīng)的屈曲因子，重點探討其厚度和臨界載荷失穩(wěn)兩者的影響；法洋洋等在研究中借助有限元法來針對夾層的結(jié)構(gòu)進行研究，并構(gòu)建相應(yīng)的研究模型，最終發(fā)現(xiàn)受到裁剪失效的影響會進一步影響到材料的形狀變化，最終影響整個材料的質(zhì)量效果。結(jié)合上述研究內(nèi)容發(fā)現(xiàn)，針對芯體厚度和材料屈曲載荷以及壓縮強度之間的影響關(guān)系研究比較缺乏。芯體厚度會對材料整體的壓縮性產(chǎn)生影響，Nomex蜂窩夾層復(fù)合材料具有低密度、高強度、絕緣、隔熱等優(yōu)勢，所以在航空領(lǐng)域中被廣泛使用，具有良好的實際應(yīng)用效果。

1 試樣制備與試驗方法

1.1 試樣制備

選擇試樣材料，截面規(guī)格要求7.2cm×6.38cm，頂部3cm做灌膠，同時將材料兩端進行蒙皮增加厚度，芯體寬為60cm，屬于正六邊形，其邊長為0.8cm。壓縮試樣整體面板結(jié)構(gòu)主要包括三層，鋪層要求為[(±45)/0/(±45)]，要求一三層都是編織機構(gòu)，其針對選擇的材料為CCF3031/BA9916-Ⅱ，規(guī)格為2.3cm厚，第二層為單向帶，其針對選擇的材料是CCF3031/BA9916-Ⅱ，規(guī)格為1.25cm厚。蜂窩芯體制作的原材料為NRH-2-48，規(guī)格為0.8、1.2、2cm厚，彼此之間的連接主要借助膠體進行粘連。面板性能：其中E。芯體性能：ET=107MPa,GLT=37.8MPa,GWT=22.8MPa，EL=EW=GLW=0。面板內(nèi)部各層性能：tab.1Mechanicalpropertiesof layers of carbon fiber laminates鋪層E11/MPaE22/MPAVg12/MPaG13，G23/MPaCCF300 121 200 9 720 0.311 5 5 260 3 000CF303 1 58 300 0.056 2 4 660 2 760。

1.2 試驗方法

需要使用的設(shè)備為型號為YAW-5000F的微機針對不同厚度的芯體進行電液長柱壓力試驗，檢測其各自的壓縮性如何，最終得出不同的結(jié)果之后計算均值。在進行操作的過程中需要將下端進行固定，然后從上往下進行試壓，兩側(cè)也需要安裝夾具，需要使得整個材料處于絕對的壓縮狀態(tài)下。同時還需要在測試過程中增加應(yīng)變片，目的是能夠及時檢測出實驗過程中不同位置的變化，其中針對每個測試材料分別安置98個應(yīng)變片進行檢測，并分別進行編號記錄。具體的應(yīng)變片安裝分布：Fig.2 Positions of strain gage on the surface of specimen2。

2 試驗結(jié)果及討論

2.1 將不同測試樣本中間第四部分的截面作為壓縮性檢測的結(jié)果

進行研究，繪制出不同的載荷應(yīng)變曲線圖。通過繪制圖形能夠看出在厚度為0.8cm的樣本中，整體的曲線主要可以分成2部分內(nèi)容，開始是實驗階段直到樣本發(fā)生屈曲，然后是從開始出現(xiàn)屈曲直到最終損壞。分析第一部分的變化整體表現(xiàn)為線性變化，而進入到第二部分的變化中則表現(xiàn)出非線性的改變，同時即使樣本已經(jīng)出現(xiàn)明顯的屈曲變化，但是其負(fù)荷能力依然很好，在外部壓力逐漸增加的情況下這種屈曲也會逐漸增加，達(dá)到一定程度后出現(xiàn)損壞。在1.2cm厚度的芯體曲線中，發(fā)現(xiàn)其整體的曲線變化結(jié)構(gòu)和0.8cm曲線比較一致。在2cm厚度的樣本曲線圖中則和之前的變化完全不同，整體曲線結(jié)構(gòu)只表現(xiàn)出一種狀態(tài)，也就是沒有屈曲環(huán)節(jié)，直接是隨著壓力的增大發(fā)生損壞。

2.2 分析芯體厚度和屈曲載荷之間的關(guān)系

通過研究發(fā)現(xiàn)，在樣本厚度為0.8和1.2cm的實驗中，其對應(yīng)的承載力為56、112kN，厚度為2cm的樣本中并沒有發(fā)生屈曲變化這一環(huán)節(jié)。這也就意味著厚度對于材料整體的載荷性能有著絕對的影響關(guān)系蜂窩芯體厚度對 Nomex蜂窩夾層復(fù)合材料壓縮性能的影響，(a) 8mm (b) 12mm (c) 20mm，當(dāng)芯體厚度不同時對應(yīng)的載荷曲線圖也會表現(xiàn)出一定的差異性。Fig.3 Load-strain curves of specimens with different honeycomb core thicknesses研究發(fā)現(xiàn)當(dāng)厚度不斷增加時，此時對應(yīng)的載荷能力也在逐漸上升。而針對這種厚度一般的材料彎曲剛度計算為D=Ei1t1Ei2t2h2(Ei1t1+Ei2t2)λ(1)λ=(1-νxyνyx)，其中vxy，vyx為材料的泊松比，h為芯體厚度，t1為上面板厚度，t2為下面板厚度，Ei1為上面板彈性模量，Ei2為下面板彈性模量。通過上述計算方法能夠發(fā)現(xiàn)這種厚度平方和彎曲剛度之間為正相關(guān)，也就是說對應(yīng)的厚度越大，此時的彎曲剛度也會增加，意味著材料的承載性能越強。針對0.8和1.2cm的2個材料實驗中發(fā)現(xiàn)在負(fù)載增加到一定程度上出現(xiàn)了彎曲變化，借助該公式計算對應(yīng)的彎曲剛度比是1∶2.25，實驗計算結(jié)果為1∶2，差異性較小。厚度為2cm的樣品中發(fā)現(xiàn)沒有出現(xiàn)屈曲變化，只有一種變化。

2.3 研究芯體厚度和破壞載荷之間的關(guān)系

通過計算發(fā)現(xiàn)3組厚度不同的樣品最終對應(yīng)的破壞載荷為99.7、124、202.1kN，對應(yīng)的破壞應(yīng)變?yōu)?906×10-6，6464×10-6，7528×10-6。通過這組數(shù)據(jù)能夠發(fā)現(xiàn)厚度和破壞載荷之間的關(guān)系也為正向影響，計算后2種樣品的破壞載荷能夠發(fā)現(xiàn)比0.8cm厚度的能力提高了0.24和1.02倍。在復(fù)合材料中，芯體在和厚度垂直的LW面內(nèi)剛度是處于無窮小的狀態(tài)，而GLW和L、W方向分別對應(yīng)的EL、EW的值都是0，也就是說在LW面內(nèi)的載荷主體為面板自身，芯體的作用只是進行結(jié)構(gòu)支撐。這也就意味著在芯體的厚度發(fā)生變化不斷變大的時候，此時的材料對應(yīng)的屈曲度也會發(fā)生變化，而一旦出現(xiàn)屈曲變化時，這種載荷能力將會大打折扣，并隨著壓力的不斷增加最終出現(xiàn)破壞。

3 結(jié)語

結(jié)論：(1)復(fù)合材料本身的屈曲載荷和芯體厚度之間正相關(guān)，當(dāng)厚度較薄時，對應(yīng)的載荷能力也會減弱。實驗中在0.8、1.2cm厚度的樣本中，出現(xiàn)了屈曲變化，而2cm的實驗中沒有屈曲變化，則后者的承載能力要大于前兩者。(2)如果材料的這種載荷能力比面板斷裂強度要高，則此時的這種厚度變化和載荷性能之間的關(guān)系逐漸減弱。所以只有當(dāng)這2種載荷能力相同時，此時對應(yīng)的厚度是保障材料性能質(zhì)量最優(yōu)的數(shù)值。