3003H18鋁合金蜂窩夾芯板超聲疲勞試驗研究

王長凱，陳 煊，程 禮，2，丁均梁，王博涵

（1.空軍工程大學 航空工程學院，西安 710038；2.先進航空發(fā)動機協(xié)同創(chuàng)新中心，北京 100191）

“輕量化”是飛機設(shè)計領(lǐng)域的重要原則[1-4]，蜂窩夾芯材料具有比剛度和比強度高、抗腐蝕、耐高溫、吸音隔音、抗沖擊等特點，被廣泛應用于航空航天、船舶、高速列車、通信等工業(yè)領(lǐng)域。蜂窩夾芯板由上、下兩層薄而強的面板以及中間厚而輕的蜂窩芯組成，面板與芯材通過焊接、膠粘等方式連接成為一個整體，如圖1所示。當承受彎曲載荷時，面板主要承受由彎矩引起的面內(nèi)拉、壓應力，芯材主要承受橫向的剪應力[5]，特殊的結(jié)構(gòu)和承載方式使蜂窩夾芯板在大幅減輕重量的同時能夠達到甚至超過相同材料實心結(jié)構(gòu)的部分力學性能。在飛機制造領(lǐng)域，自二十世紀六七十年代起，美國F系列戰(zhàn)斗機、AV-8B鷂式飛機，空客公司A320、A340、波音公司Boeing747客機以及我國自主研制的直9機等軍用、民用飛機的承力與氣動部件中均大量采用了蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)[6-8]。其中以鋁合金和Nomex芳綸復合材料為芯材的蜂窩夾芯板應用最為廣泛。

圖1 鋁合金蜂窩夾芯板及制作流程Fig.1 Aluminum honeycomb sandwich panel and manufacturing process

由于復雜的工況條件以及氣動、噪聲的影響，飛機在服役期間承受交變載荷的長期作用，結(jié)構(gòu)的疲勞損傷問題明顯。蜂窩結(jié)構(gòu)的特殊性使其在發(fā)生損傷后往往難以修復，研究其疲勞強度與損傷失效模式對于飛機結(jié)構(gòu)的設(shè)計與維護具有重要意義[9]。自二十世紀九十年代，國內(nèi)外眾多學者對蜂窩夾芯板等夾層結(jié)構(gòu)復合材料的疲勞性能進行了大量研究并取得了豐碩成果。1996年，Huang等[10]從理論層面研究了蜂窩材料等多孔結(jié)構(gòu)的疲勞性能及影響因素，他們從蜂窩單元出發(fā)，采用Pairs，Coffin-Manson和Basquin定律對蜂窩材料低周、高周疲勞階段的壽命進行了分析和預測。隨后，眾多學者研究了不同材料[11-15]、初始狀態(tài)[16-18]、結(jié)構(gòu)尺寸和制造工藝[19-22]以及溫度[23]等條件下蜂窩夾芯材料的疲勞性能，并針對低周與高周階段的疲勞壽命進行了預測，提出了損傷累積模型。由于傳統(tǒng)疲勞試驗周期長且蜂窩夾芯材料的各向異性、非均質(zhì)性等特征增加了疲勞分析的難度，目前有關(guān)蜂窩夾芯材料疲勞性能的研究主要集中在低周和高周階段。隨著現(xiàn)代工業(yè)的不斷發(fā)展，飛機、高速列車等設(shè)備在服役期內(nèi)面臨著高頻低幅載荷的長期作用，某些部件所承受的疲勞循環(huán)周次已然超過了107，進入超高周疲勞階段[24-25]。對于復合材料結(jié)構(gòu)在超高周疲勞階段特性的研究，目前大多集中于碳纖維、玻璃纖維等預浸料層壓板。2006年，Michel等[26]研究了碳纖維復合材料的超高周疲勞性能，指出復合材料在超高周疲勞階段仍然會發(fā)生疲勞破壞。隨后Gude等[27]和Adam等[28]先后研究了碳纖維增強樹脂基復合材料（carbon fibre reinforced plastics，CFRP）拉伸狀態(tài)下和玻璃纖維編織復合材料四點彎曲狀態(tài)下的超高周疲勞性能，獲得了相關(guān)材料的疲勞破壞模式和力學性能的變化規(guī)律。2019年，陳超等[29]研究了基于超聲三點彎曲的復合材料疲勞試驗方法，獲得了CFRP復合材料超高周疲勞性能并通過原位實時觀測得到其損傷演化過程。2020年，Ding等[30-31]對近年來碳纖維增強樹脂基復合材料超高周疲勞特性的研究進行了匯總和整理，并開展了三點彎曲條件下二氧化硅納米顆粒增強型CFRP復合材料的超聲疲勞試驗，得到了該材料在超高周疲勞階段的疲勞P-S-N曲線和剛度曲線，并對失效模式進行了分析。然而，目前關(guān)于復合材料，特別是蜂窩板等結(jié)構(gòu)復合材料的超高周疲勞特性研究開展相對較少，這與其各向異性、非均勻化的復雜結(jié)構(gòu)有關(guān)。

在有限的時間和成本下，傳統(tǒng)疲勞試驗方法往往難以達到超高周次的循環(huán)范圍。超聲疲勞試驗系統(tǒng)的出現(xiàn)極大提高了疲勞試驗的效率，使材料與結(jié)構(gòu)的超高周疲勞性能研究成為可能，但同時也增加了試件設(shè)計的難度[32]。對于蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)等復合材料能否通過適當?shù)某叽缭O(shè)計以滿足超聲疲勞試驗開展的要求，目前仍沒有定論。基于此，本文采用實驗室搭建的超聲疲勞試驗系統(tǒng)，針對商業(yè)常用3003H18鋁合金蜂窩夾芯板開展三點彎曲超聲疲勞試驗的可行性研究，探究試件尺寸的設(shè)計方案并進行驗證，為開展蜂窩夾芯材料超高周疲勞性能研究提供依據(jù)。

1 材料與試件

1.1 試驗材料

本試驗采用3003H18鋁合金蜂窩夾芯板為研究對象，面板及蜂窩芯為同種材料，由佛山市華瑞蜂窩科技有限公司提供，其基本力學性能如表1所示。蜂窩芯按圖1所示流程進行制作，其規(guī)格和力學性能滿足HB 5443-90鋁蜂窩芯材規(guī)范。采用膠接的方式對芯材和上下面板進行連接，所用膠粘劑性能符合HB 7062—1994要求。

表1 3003H18鋁合金力學性能Tab.1 Mechanical properties of 3003H18 aluminum alloy

圖2所示為鋁合金蜂窩板尺寸參數(shù)，其具體數(shù)值如表2所示。采用黏接法（見圖1）制作的蜂窩芯存在雙壁厚問題，即蜂窩芯拉伸成型時由于共鄰邊膠接而導致每個六邊形蜂窩孔格中存在兩個雙倍鋁箔厚度的孔格壁。蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)是標準正交各向異性結(jié)構(gòu)，芯子排列方式對其結(jié)構(gòu)性能有較大影響，尤其在彎曲、抗沖擊、面內(nèi)拉壓等方面差異明顯。在蜂窩夾芯梁中，通常將長度方向平行于雙倍厚孔格壁的方向定義為L向，將長度方向垂直于雙倍厚孔格壁的方向定義為W向（見圖2）。

圖2 蜂窩板夾芯參數(shù)Fig.2 Parameters of honeycomb sandwich plate

表2 鋁合金蜂窩板具體尺寸參數(shù)Tab.2 Specific parameters of aluminum honeycomb panel

1.2 試件設(shè)計

超聲疲勞試驗系統(tǒng)開展的關(guān)鍵是合理設(shè)計試件尺寸，使系統(tǒng)與試件在20 kHz的頻率下發(fā)生諧振。本文采用ABAQUS商業(yè)有限元軟件了分析不同尺寸下兩個方向（L向和W向）蜂窩夾芯板試件的固有振動模態(tài)和頻率，以確定滿足試驗條件的試件尺寸。建模時面板創(chuàng)建為實體，芯子創(chuàng)建為殼結(jié)構(gòu)，其中考慮了芯子中雙壁厚壁板對仿真結(jié)果的影響，如圖3（a）所示，藍色壁板表示單壁厚，綠色壁板表示雙壁厚。面板與芯子采用綁定（tie）方式進行連接。采用C3D8R六面體單元和S4R四面體殼單元分別對面板和芯子進行網(wǎng)格劃分。表3所示為有限元網(wǎng)格收斂情況，可以看到采用不用網(wǎng)格密度對試件進行劃分后，所得固有振動頻率和試件跨距變化幅度較小，綜合考慮資源和計算結(jié)果，本文采取表3中序號2所示網(wǎng)格尺寸對試件進行劃分。

表3 有限元網(wǎng)格收斂情況（W型試件，長度a=38.11 mm，寬度b=14 mm）Tab.3 Convergence of finite element mesh（W-specimen，a=38.11 mm，b=14 mm）

以W向試件為例，當試件長度a=38.11 mm，寬度b=14 mm時，可以得到圖3（b）所示仿真結(jié)果。第七階模態(tài)振型和振動頻率（f=20 131 Hz）與三點彎曲試驗條件相符，圖中兩處位移計算結(jié)果為“0”點之間的距離即為三點彎曲試驗跨距L0。由此可以得到不同尺寸參數(shù)對應的試件固有振動頻率和跨距。

圖3 有限元仿真結(jié)果Fig.3 Finite element simulation results

表4所示為長度對振動頻率和跨距的影響。在相同的寬度和厚度下，隨著試件長度的增大，L向和W向試件的振動頻率減小，跨距變大。采用多項式擬合的方法對長度和振動頻率進行擬合得到圖4結(jié)果。與鈦合金、高強鋼等實體材料不同，試件長度對振動頻率的影響呈非線性特征，這與蜂窩夾芯板六邊形的孔格結(jié)構(gòu)導致的非均質(zhì)性有關(guān)。

圖4 試件長度與振動頻率關(guān)系Fig.4 Relationship between specimen length and vibration frequency

表4 不同長度試件振動頻率和跨距仿真結(jié)果Tab.4 Simulation results of vibration frequency and span of different length specimens

試件寬度對振動頻率和跨距的影響如表5所示，圖5為將試件寬度與振動頻率進行線性擬合。隨著試件寬度的增大，L向試件振動頻率增大，W向試件振動頻率減小，但變化幅度較小，寬度每增加1 mm，頻率變化范圍僅有不到10 Hz，因此可以認為試件寬度對振動頻率影響不大。

圖5 試件寬度與振動頻率關(guān)系Fig.5 Relationship between specimen width and vibration frequency

表5 不同寬度試件振動頻率和跨距仿真結(jié)果Tab.5 Simulation results of vibration frequency and span of different width specimens

試件厚度對振動頻率的影響如表6所示。隨著厚度的增加，試件的固有振動頻率呈上升趨勢，變化幅度較長度影響小，且跨距不隨厚度變化而變化。擬合曲線如圖6所示，厚度與振動頻率呈線性相關(guān)。

表6 不同厚度試件振動頻率和跨距仿真結(jié)果Tab.6 Simulation results of vibration frequency and span of different thickness specimens

圖6 試件厚度與振動頻率關(guān)系Fig.6 Relationship between specimen thickness and vibration frequency

通過有限元仿真結(jié)果可以得到鋁合金蜂窩夾芯板三點彎曲試件的固有振動頻率與試件長度和蜂窩芯厚度有關(guān)，而與試件寬度相關(guān)性較小。通過對以上數(shù)據(jù)進行擬合與化簡可以得到振動頻率f與試件長度a和蜂窩芯厚度hc的關(guān)系式如下:

L向試件

W向試件

2 結(jié)果與討論

2.1 試驗系統(tǒng)

為驗證試件尺寸設(shè)計的有效性，本文采用實驗室搭建的超聲疲勞試驗系統(tǒng)對式（1）、式（2）計算所得試件進行超聲疲勞加載，其具體尺寸如表7所示。試件由華材科技試驗場（洛陽）有限公司加工制造（見圖7）。

表7 疲勞試件尺寸Tab.7 Size of fatigue specimens

圖7 蜂窩夾芯板超聲疲勞試件Fig.7 Ultrasonic fatigue testing specimen of honeycomb sandwich panel

超聲疲勞系統(tǒng)如圖8（a）所示，其工作頻率在15～30 Hz。系統(tǒng)工作時，超聲頻率發(fā)生器將50 Hz的交流電信號轉(zhuǎn)化為20±0.5 kHz，100～600 V的超聲正弦電信號，該高頻電信號通過壓電陶瓷的壓電效應轉(zhuǎn)化為同頻率的軸向機械振動，經(jīng)變幅桿將振幅放大后帶動試樣完成軸向共振。系統(tǒng)實物圖如圖8（b）所示。

采用三點彎曲加載方式對試件施加循環(huán)載荷，為防止試驗過程中由于加載不平衡和冷卻氣體的橫向力干擾而導致的試件滑動，對常規(guī)三點彎曲試驗裝置進行改進，在壓頭和支點周圍安裝約束板（見圖8（c）），以消除試件的橫向滑動。由于超聲疲勞試驗的加載頻率很高，在材料內(nèi)摩擦的作用下，試件極易發(fā)生嚴重的發(fā)熱和燒蝕情況，為此本文采取壓縮空氣及間斷加載的方式對試件進行冷卻，以滿足試驗要求。冷卻系統(tǒng)如圖9所示，該系統(tǒng)由空氣壓縮機、儲氣罐、油水分離器、冷凍式干燥機組成，可以輸出-5℃的高壓干燥空氣，排氣壓力為0.8 MPa，排氣量可達到3.6 m3/min。試驗過程中，采用FlirT630型熱像儀對試件溫度分布情況進行監(jiān)測，測得試件與支點間接觸點（此處為系統(tǒng)溫度最高位置）的最高溫度不超過40℃，滿足超聲疲勞試驗的溫度要求。

圖9 冷卻系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖Fig.9 Structure diagram of cooling system

試驗中振幅測量要在1～199μm的位移范圍內(nèi)，且能達到0.1μm的分辨率，對此多數(shù)傳統(tǒng)測量儀器難以發(fā)揮作用。本試驗采用寧波舜宇智能科技有限公司生產(chǎn)的LV-S01單點激光測振儀（見圖8（d））對壓頭及試件底面位移進行校正和實時監(jiān)控。該測振儀采用非接觸式測量方法，可對最高3 MHz頻率以下物體的振動、速度、加速度等進行高精度測量，位移分辨率優(yōu)于15 pm，最大線性誤差為1%。

圖8 超聲疲勞試驗系統(tǒng)Fig.8 Ultrasonic fatigue testing system

試驗采用位移控制，超聲疲勞試驗中試件在彈性范圍內(nèi)承受高頻正弦交變載荷作用。載荷由靜載和動載兩部分組成（見圖10），其大小根據(jù)試件靜力三點彎曲試驗所得彎曲極限位移Uult和超聲試驗系統(tǒng)變幅桿頂端壓頭輸出振幅值A(chǔ)確定。

圖10 載荷示意圖Fig.10 Load diagram

2.2 加載條件

圖11、圖12所示分別為L向試件與W向試件靜力三點彎曲條件下所測得的彎曲載荷-撓度曲線，加載速度為1 mm/min。在整個加載過程中，L向試件經(jīng)歷了線彈性階段（a～b段）、塑性變形階段（b～c段）、強化階段（c～h段）。所得結(jié)果與文獻[33]中蜂窩板三點彎曲加載過程曲線有所不同，這主要是由于壓頭尺寸、面板和蜂窩芯的材料及尺寸不同造成。加載過程中，蜂窩芯主要承受剪切力作用，上、下面板承受面內(nèi)拉壓應力作用，其中壓頭下方面板與芯子還需承受壓頭局部較大的壓力，易發(fā)生局部失穩(wěn)。在彈性階段，載荷與位移成正比，試件整體未出現(xiàn)明顯變形，材料性能穩(wěn)定。b點時，彎曲載荷達到最大值514.03 N，隨后試件進入屈服階段。在b～c段內(nèi)，由于壓頭集中力的作用，其下方的面板與芯子出現(xiàn)明顯的局部塑性變形，其中芯子由于抗壓強度較低，壁板發(fā)生屈服失穩(wěn)，出現(xiàn)褶皺。與常規(guī)蜂窩不同，本次試驗所采用蜂窩芯子孔格邊長為1 mm，屬于高密度蜂窩。由于蜂窩密度較大且排列緊密，孔格壁厚度小，因此極易發(fā)生屈服從而導致整個壁板的褶皺與失穩(wěn)。當壓頭下方芯子發(fā)生坍塌失效時，將會對周圍芯子的承載能力造成影響，進而使蜂窩板整體承受面外壓力的能力大幅降低，在圖11中表現(xiàn)為b～c段彎曲載荷的急劇下降。C點后，由于芯子在壓潰力作用下持續(xù)變形，變性后的芯子相互接觸、相互作用，當達到一定的變形條件后芯子出現(xiàn)“密實化”，增加了蜂窩板承受載荷的能力，從而出現(xiàn)連續(xù)的強化階段。但由于芯子結(jié)構(gòu)的不均勻性，其強化階段呈現(xiàn)兩次水平、三次上升的特征。出現(xiàn)水平段的原因與陳超等研究中所描述的“漸進屈曲平臺”類似，此時蜂窩壁板發(fā)生屈服變形，但變形過程中壁板自身承載能力不變，且對周圍壁板影響較小。W向試件同樣存在彈性（a～b）、彈塑性（b～c）、屈服（c～d）、強化（d～f）四個階段，其中彈塑性階段較L向試件更為明顯，持續(xù)的時間更長，失效模式與L向試件相同。

圖11 L向試件三點彎曲載荷-撓度曲線Fig.11 Three point bending load-deflection curve of L-direction specimen

圖12 W向試件三點彎曲載荷-撓度曲線Fig.12 Three point bending load-deflection curve of W-direction specimen

分別取L向和W向試件各3組測量其彎曲極限，結(jié)果如表8所示。根據(jù)靜力彎曲試驗結(jié)果確定疲勞試驗中施加的振動位移最大值Umax=0.222 mm，其中靜載Um=0.2 mm，動載Ua=22μm。試驗過程中采用LV-S01單點激光測振儀對試件底端位移進行實時監(jiān)控，當?shù)锥宋灰瞥霈F(xiàn)驟降時認為試件發(fā)生疲勞破壞并停止試驗，記錄載荷循環(huán)周次，采用光學顯微鏡對試件損傷情況進行觀測。光學顯微鏡為液晶數(shù)字顯微鏡（LCD digital microscope），放大倍數(shù)在10X～30X。

表8 靜力彎曲測試結(jié)果Tab.8 Static bending test results

2.3 試驗結(jié)果

圖13所示為L向試件底端振動頻譜圖。試驗開始時，系統(tǒng)與試件在19 865.11 Hz的頻率下發(fā)生諧振（見圖11（a）），滿足超聲試驗試件設(shè)計要求，與式（2）計算所得頻率誤差為0.22%。試件底端測得輸出振動幅值為2.228 9μm，與輸入幅值22μm有較大差別，說明蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)在承受循環(huán)載荷時有顯著的吸能作用。隨著循環(huán)載荷的增加，一方面試件底端輸出振幅不斷變小，但變化幅度不大；另一方面試件出現(xiàn)低頻振動且幅值不斷增大。以上情況說明在疲勞加載過程中蜂窩試件內(nèi)部產(chǎn)生損傷并不斷擴展。與當疲勞壽命達到1.96×106時，試件底端輸出振幅迅速驟降至0.63 μm，且低頻振動逐步增大至即將超過超聲諧振頻率，認為此時試件發(fā)生疲勞失效。由上可知在超聲疲勞試驗中可以從兩方面定義蜂窩夾芯板試件疲勞失效:①底端輸出振幅驟降；②低頻振幅占據(jù)主導。

圖13 L向試件底端振動頻譜圖Fig.13 Frequency spectrum of bottom vibration of L-shaped specimen

L向試件和W向試件分別在疲勞壽命1.96×106與3.06×106時發(fā)生疲勞失效。利用光學顯微鏡對失效后的試件進行觀察，如圖14～圖17所示。

圖14 L向失效試件側(cè)視圖Fig.14 Side view of L-direction failure specimen

圖14所示為L向失效試件在光學顯微鏡下的側(cè)視圖。試件疲勞失效主要由于芯子處萌生裂紋與斷裂，且芯子失效位置主要位于壓頭下方區(qū)域。與靜載失效類似，在疲勞加載中，在壓頭所施加的壓力作用下，其下方芯子發(fā)生褶皺與坍塌，隨著交變載荷循環(huán)周次的不斷增加，在芯子變形位置處易產(chǎn)生裂紋并導致芯子的斷裂。圖中共觀測到在芯子壁板上存在沿最大剪切面與沿水平方向的兩種方向的裂紋。一方面，在彎曲載荷作用下，蜂窩芯子承受剪切力，隨著循環(huán)次數(shù)的增加，壁板發(fā)生剪切失穩(wěn)，由于芯子失穩(wěn)變形處存在應力集中，易產(chǎn)生沿最大剪切方向的裂紋，如圖14區(qū)域1所示；另一方面，壓頭下方芯子發(fā)生褶皺坍縮（見圖15），在循環(huán)載荷的不斷作用下產(chǎn)生水平方向的裂紋。除了上述兩種裂紋外，在圖中還能夠看到當裂紋擴展到壁板連接處時會在兩壁板轉(zhuǎn)折連接位置產(chǎn)生豎直裂紋（區(qū)域1、區(qū)域2）。該裂紋形成的原因為壁板連接處由于幾何角度變化造成的應力集中。當壁板處裂紋擴展到交接處時，相連兩壁板不同的承載能力導致其受力不均勻，從而導致沿連接處豎直裂紋的產(chǎn)生。從圖中可以看出失效的主要模式為芯子的剪切破壞，即裂紋擴展與斷口方向大多沿最大剪切力方向。

圖15 蜂窩芯子坍縮示意圖Fig.15 Collapse diagram of honeycomb core

圖16、圖17所示為W向試件疲勞失效后的側(cè)視圖。從圖中可以看到失效模式主要為芯子斷裂與上表面-芯子脫膠。圖中有大量斷裂的芯子壁板，這主要是由于采用壓縮空氣對試件進行冷卻，高速氣體作用在薄壁板上，造成較大的橫向力。因此當壁板出現(xiàn)裂紋且擴展到一定長度造成壁板橫向力承載能力減弱時，在冷氣的作用下壁板斷裂并被吹出試件。發(fā)生斷裂的壁板其斷口形貌可以反映裂紋擴展方向。圖16區(qū)域1位于壓頭下方，該區(qū)域出現(xiàn)明顯的芯子褶皺與斷裂以及面板與芯子的分離。與面板脫膠不同，該處芯子斷裂面不平整，且斷裂主要發(fā)生在蜂窩芯而非膠粘處，斷裂的蜂窩芯一部分仍固定于膠面內(nèi)，說明此處破壞主要由于壓頭的壓力作用下蜂窩芯子的壓潰與斷裂。同時可以觀測到該處斷口水平，說明產(chǎn)生的裂紋沿水平方向發(fā)展，造成這一現(xiàn)象的原因為壓頭下方芯子在壓力作用下發(fā)生圖15所示的褶皺，褶皺因受壓力作用而導致其堆疊方向水平，從而使該區(qū)域在應力集中作用下萌生水平方向裂紋，進而導致蜂窩壁板沿水平方向斷裂。圖16區(qū)域2、區(qū)域3、區(qū)域4處存在大量斷裂的壁板，且斷口大多與水平方向存在一定夾角即沿最大剪切力方向，說明斷裂主要由于芯子剪切破壞。圖17中面板與芯子結(jié)構(gòu)完整，失效模式為面板與和芯子脫膠，這主要由于膠粘劑強度較低所導致。

圖16 W向失效試件側(cè)視圖Fig.16 Side view of W-direction failure specimen

圖17 W向試件上表面與蜂窩芯脫膠Fig.17 Debonding between upper surface and core of W-direction specimen

3 結(jié) 論

文本以3003H18鋁合金蜂窩夾芯板為例，探究了超聲疲勞試件尺寸的設(shè)計方法并驗證了其可行性。采用光學顯微鏡對失效試件進行觀察，探究其失效模式。得到以下結(jié)論:

（1）采用ABAQUS商業(yè)有限元軟件分析了試件尺寸對固有振動頻率和三點彎曲跨距的影響，結(jié)果表明試件長度和厚度對頻率影響較大，寬度對頻率影響較小。得到振動頻率與長度、厚度的關(guān)系式，為超聲疲勞試件設(shè)計提供了依據(jù)。

（2）驗證了鋁合金蜂窩夾芯板開展超聲疲勞試驗的可行性。超聲系統(tǒng)與試件在近20 kHz的頻率下高頻諧振，誤差滿足超聲試驗要求。通過對試件底端輸出振幅實時觀測，發(fā)現(xiàn)試件底端振幅小于系統(tǒng)輸入振幅，說明蜂窩夾芯板具有良好的吸能特性。確定了疲勞失效判定標準:振幅驟降或低頻振動占據(jù)主導。

（3）采用光學顯微鏡對疲勞失效試件進行觀測，發(fā)現(xiàn)蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)疲勞失效位置主要位于壓頭下方，受壓頭壓力影響較大。疲勞失效模式主要有:芯子剪切失效與斷裂、面板與芯子脫膠。