直升機尾梁蜂窩夾層結構四點彎曲試驗

王佳敏，門坤發(fā)，王 剛，宋 瑤，曹金華

(1.航空工業(yè)哈爾濱飛機工業(yè)集團有限責任公司，黑龍江 哈爾濱 150066；2.陸軍裝備部駐哈爾濱地區(qū)航空軍事代表室，黑龍江 哈爾濱 150066)

1 引 言

航空應用的蜂窩夾層結構一般是由高性能的金屬或復合材料面板和低密度的Nomex或鋁蜂窩芯子組成的復合材料結構，其特殊的結構形式極大地增加了結構的彎曲剛度，降低了自重并提高了結構的穩(wěn)定性。由于比強度高、比剛度高等優(yōu)異的力學性能，蜂窩夾層結構廣泛應用于各類航空器[1，2]，如直升機尾梁、垂尾蒙皮、油箱艙框腹板、飛機升降舵、地板、進氣道、雷達罩、整流罩等大量地應用了蜂窩夾層結構[3，4]。

芯子和蒙皮之間的粘結缺陷(如脫粘、弱連接)是蜂窩夾層結構應用面臨的顯著問題[5，6]。研究應用表明，面芯粘接缺陷會降低夾層結構的承載能力及穩(wěn)定性，縮短結構的使用壽命[7-10]。眾多學者及相關從業(yè)人員對蜂窩夾層結構的粘接性能、損傷等力學性能問題進行了大量的研究。岳喜山等[11]研究了單側面板裂紋損傷對夾層結構彎曲性能的影響，并通過三點彎曲試驗驗證了模型的正確性。郭軒等[12]通過三點彎曲試驗對蜂窩夾心結構修理后的彎曲進行了研究，驗證了修理工藝的可行性，并通過有限元模型研究了損傷尺寸和補片厚度對修理后結構性能的影響。潘雄[13]研究了不同蜂窩高度、壁板厚度、約束條件下的蜂窩夾層結構的軸壓試驗，對工程研究具有一定的參考價值。孫國恩等[14]通過仿真分析了不同速度對鋁蜂窩板沖擊動力響應的影響，徐丹洋等[15]通過端部切口彎曲試驗，對泡沫夾層板在濕熱環(huán)境面芯的Ⅱ型界面剝離臨界能釋放率進行了研究；Mohammed[16]研究了綠色材料組合的夾層結構的壓縮性能和彎曲性能，對夾層結構的選材與應用有參考意義。白云鶴等[17]研究了高溫與脫粘對蜂窩夾層板模態(tài)性能的影響。但是，眾多研究模型的大部分只適用于特定材料的夾層結構，并且需要試驗獲得模型中的參數。因此，對某一特定的工程實際問題，需要特定的試驗來解決。

某型直升機尾梁生產制造時，發(fā)現45°封邊框處存在脫粘問題。封邊框處應用膨脹膠膜代替普通膠膜的設計方案，經側壓和四點彎曲試驗驗證，膨脹膠膜的使用可以很好地解決封邊框處的脫粘問題。本文驗證封邊框處應用不同膠膜對蜂窩區(qū)面芯界面連接強度的影響，設計四點彎曲試驗件，通過四點彎曲試驗施加純彎曲載荷，研究封邊框采用不同膠膜對面板和芯子膠接性能的影響。相關試驗設計和分析方法，可為類似工程問題及飛機結構設計提供參考。

2 試驗方法及試件修理

2.1 試驗方法

本試驗的目的是通過考核蜂窩夾層結構的彎曲性能來驗證面芯的膠接特性，因此通過四點彎曲試驗來施加純彎曲載荷。試驗方法參考標準ASTM C393/393M-06和ASTM D7249/D 7249M-06[18]。由于試件是在直升機尾梁左側蒙皮真實產品結構上切割并修理的，為保證試件的數量及試件的破壞形式符合預期要求，設計的試件長度需要小于標準試件尺寸，并對試件尺寸及結構形式進行了再設計。

試件分為兩組，每組6個試件。(1)封邊框和蜂窩區(qū)應用普通膠膜(Redux 322)的尾梁切割修理試件；(2)封邊框應用膨脹膠膜(環(huán)氧膠膜DHS-179.295)，蜂窩區(qū)應用普通膠膜的尾梁切割修理試件。兩組試件的區(qū)別是封邊框處是否使用膨脹膠膜。

參考上述標準對試件、支持和加載橫梁進行設計。為弱化加載點、支持點的應力集中，防止面板局部損壞，在加載和支持位置放置墊塊，四點彎曲試驗裝置如圖1所示。試驗在MTS材料試驗機上進行，采用位移控制加載，加載速率為3mm/min。先對試驗件的內面板進行加載，試件破壞后，卸載并翻轉試件對外面板進行加載。

圖1 四點彎曲試驗裝置及加載示意圖

2.2 試件設計與修理

尾梁蒙皮為鋁合金面板、Nomex芳綸紙蜂窩組合的夾層結構。封邊框處膠膜分別為Redux 322和DHS-179.295，蜂窩區(qū)面板與芯子連接膠膜均為Redux 322。分別從現有的某型民機尾梁左側蒙皮封邊框使用普通膠膜和使用膨脹膠膜的結構中各切出6個切割件，切割位置為無損檢測未發(fā)現脫粘的區(qū)域，尾梁左側蒙皮數模如圖2所示，45°封邊框夾層結構如圖3所示。

圖2 尾梁數模

圖3 45°封邊框蜂窩芯子夾層結構示意圖

四點彎曲試驗的試件考核區(qū)是中間純彎曲段，為保證試件不在非考核區(qū)發(fā)生破壞，需要對加載區(qū)、支持區(qū)進行加強，并減小中心彎曲段的寬度。另外，由于內面板較薄，當內面板受拉時，為保證結構破壞模式為外面板和芯子壓潰，而不是內面板的拉伸破壞，需要對內面板進行加強。

試件修理流程如下：(1)將切割件打磨成350mm×150mm的矩形件；(2)按圖紙將支持區(qū)和加載區(qū)鉆孔；(3)中心考核區(qū)弱化，寬度上切割掉試件的一部分，打磨成光滑結構；(4)將試件四周邊距20mm段的蜂窩芯子挖出；(5)在鉆孔和挖出芯子的位置注入ECS2010.20填料并常溫固化48h；(6)內面板表面處理后粘貼同種材料且厚度為0.4mm的鋁板，在120℃下固化1±0.5h。試件二維圖見圖4，幾何參數和材料屬性見表1。

圖4 試件二維圖

表1 幾何參數和材料屬性

注:①C芯子壓縮模量；②初始厚度和修理后試驗件厚度

3 破壞值的工程算法

預期蜂窩夾層結構四點彎曲試驗的主要破壞模式為：(1)芯子抗壓強度不夠時，在受壓一側最大彎矩處蜂窩及面板塌陷；(2)面板與芯子連接強度不夠時，在受壓一側彎矩最大處，面芯脫粘，面板失穩(wěn)屈曲。破壞模式如圖5所示。

(1)芯子塌陷 (2)蜂窩脫粘 圖5 蜂窩夾層結構四點彎曲破壞模式

根據經驗公式計算芯子塌陷臨界應力σcr：

(1)

式中，Ef是面板的彈性模量，tf是面板的厚度，s是蜂窩芯格的內切圓直徑，σnc是芯子的壓縮抵抗強度，σe是面板的拉伸屈服強度。實際上，芯子壓縮抵抗強度足夠強時，當面板進入塑性，結構仍然不會失穩(wěn)，因此上式計算偏保守。由于夾層結構是由不同材料組成的，因此在受純彎曲載荷時，結構的應變變化是連續(xù)的，應力變化不連續(xù)，如圖6所示。

圖6 夾層結構橫截面應力應變變化

蜂窩芯子塌陷時，臨界載荷為：

(2)

4 試驗結果與分析

試件內面板作為加載面的四點彎曲試驗結果如表2所示，典型的破壞模式如圖7所示。試驗結果表明，面板與芯子的連接強度大于蜂窩芯子的壓潰強度。

圖7 內面板加載典型失效模式(蜂窩芯子塌陷&面板屈曲)

表2 試件試驗結果(內面板加載)

注:YPZ-膨脹膠膜試件；WPZ-普通膠膜Redux 322試件；HC-蜂窩塌陷；HT-蜂窩拉伸破壞失效。

普通膠膜試件(WPZ)和膨脹膠膜試件(YPZ)的典型位移-載荷曲線如圖8所示，單條曲線代表最接近平均曲線的試件曲線。曲線的初始階段有微小波動，這是由于初始加載的加載位置接觸不穩(wěn)定導致的。曲線在加載穩(wěn)定之后直到破壞之前具有良好的線彈性，有膨脹膠膜試件比無膨脹膠膜試件的剛度偏低。圖9是試件失效承載力試驗值的對比圖，YPZ試件比WPZ試件的平均破壞值降低4.68%，表明前者的面芯連接強度弱于后者，即蜂窩區(qū)存在不可檢測的弱連接。

圖8 內面板加載的典型載荷-位移曲線

圖9 蜂窩夾層結構的平均破壞載荷與標準差

外面板作為加載面的四點彎曲試驗結果如表3所示，典型的破壞模式為蜂窩面板同時塌陷和芯子拉斷&面板屈曲兩種破壞模式，見圖10。芯子拉斷的原因是由于外面板加載的試件同內面板加載是同一試件，內面板在加載過程中造成了芯子胞壁的損傷，此種破壞模式試件試驗數據不計算在內，但是從失效試件個數上可看出，YPZ試件芯子拉伸破壞個數更多，即封邊框膨脹膠膜環(huán)境下，芯子受拉伸載荷更容易損傷。外面板加載，封邊框膨脹膠膜環(huán)境的夾層板的破壞值降低3.27%。

圖10 外面板加載典型失效模式(蜂窩芯子拉斷&面板屈曲)

表3 試件試驗結果(外面板加載)

注:YPZ-膨脹膠膜試件；WPZ-普通膠膜Redux 322試件；HC-蜂窩塌陷；HT-蜂窩拉伸破壞失效。

5 結 論

(1)提出了一種工程結構試驗件的設計及制備方法，針對封邊框使用不同膠膜環(huán)境的直升機尾梁蒙皮，切割修理試驗件。

(2)在純彎曲載荷作用下，封邊框使用膨脹膠膜降低了結構的彎曲破壞值，即封邊框使用膨脹膠膜的尾梁在無損檢測未脫粘的蜂窩區(qū)存在不可檢測的弱連接。

(3)反面加載后， 封邊框使用膨脹膠膜的芯子拉斷試件個數更多，表明膨脹膠膜的使用導致芯子更容易受到拉伸損傷，結構設計時應考慮封邊框處膠膜使用對蜂窩區(qū)界面強度的影響。