蜂窝夹层结构镶嵌件剪切失效模式分析.pdf

　２０　蜂窝夹层结构镶嵌件剪切失效模式分析　２０１１年７月　　蜂窝夹层结构镶嵌件剪切失效模式分析　　　梁月华，韦娟芳　　　　　　（中国空间技术研究院西安分院，西安７１００００）　　摘要：利用有限元法分析了在板平面内的剪切载荷作用时，镶嵌件及其周边区域各个部分的应力分布情况，得出蜂窝夹　　层结构镶嵌件主要有两种剪切失效模式，分别为镶嵌件周围面板的压缩破坏和面板皱褶失稳。对于胶接质量好的蜂窝夹层　　　　　　　　　　　　　　　　　　　　板，面板中应力小于其压缩强度时，面板不会发生皱褶失稳，镶嵌件系统的失效模式是面板首先发生压缩破坏，可以通过局部　　增大镶嵌件周围的面板厚度与增大镶嵌件直径来降低面板中的应力。蜂窝夹层板有粘接缺陷时，则面板没有达到其压缩强度　　　　　　　　时就可能发生皱褶失稳。　　关键词：镶嵌件；剪切载荷；失效模式；有限元分析　　　中图分类号：ＴＢ３３２　　　文献标识码：Ａ　———　文章编号：１００３０９９９（２０１１）０４００２００４　　　　１前言　　　　由于重量轻，具有大的弯曲刚度及强度，蜂窝夹　　层结构在星载天线上得到了广泛应用。夹层结构由　　　　薄面板和软夹芯组成，传递集中载荷的能力较差，但　由于夹层结构与其他设备连接及其本身之间连接的　　　　需要，传递集中载荷又是不可避免的，这就需要对夹　层结构连接部位进行合理设计。最常用的方式是采　　　　用各种形式的金属镶嵌件进行局部加强，使连接产　　　　生的集中载荷扩散出去。镶嵌件固定于蜂窝夹层结　　　构中，它将蜂窝夹层结构与其他结构件（含蜂窝夹层　　结构）之问、或与仪器设备之间形成一种可拆卸的连接结构¨　　　Ｊ。很多重要的天线部件，如馈源等多是通　　过镶嵌件连接到蜂窝夹层结构上。　　　　　虽然蜂窝夹层结构镶嵌件已经得到了广泛应　　　　用，但与之相应的研究工作却开展得尚不充分，且主　　　　　　　要集中在对镶嵌件的试验研究方面。ＢｙｏｕｎｇＪｕｎｇ　　　　　Ｋｉｍ等通过静力拉伸及动力拉伸试验，研究了镶嵌　　　　　　—　件形状对于镶嵌件拉伸承载力的影响。ＫｅｕｎＩＩ　　　　　　Ｓｏｎｇ等通过拉伸试验研究了面板厚度、芯子高度、　　　芯子密度三个因素对镶嵌件拉伸及剪切承载力的影　　　　　　　响。Ｐ．Ｂｕｎｙａｗａｎｉｃｈａｋｕｌ等试验研究镶嵌件的拉　　　　　　　　　伸失效过程，并用有限元法进行了验证。Ｎ．Ｇ．　　　　　　Ｔｓｏｕｖａｌｉｓ等试验研究了镶嵌件引起的应变集中Ｊ。　　林有材与何玉梅通过试验分析了镶嵌件对玻璃钢蜂　　　　窝夹层结构的增强效应，。姚秀冬等研究了树脂　　　　柱对夹层梁性能的影响。　　　　从上可以看出，目前研究镶嵌件主要采用试验　　　　方法。试验方法不仅周期长，且耗费大量的人力、财　　力、物力。本文将通过有限元方法分析在夹层板平　　　面内的剪切载荷作用时，镶嵌件的失效模式。剪切　　　载荷作用下的镶嵌件结构示意如图１所示。　、　ｑ　　　　图１剪切载荷作用下的镶嵌件　　　　　　Ｆｉｇ．１Ｉｎｓｅｒｔｕｎｄｅｒｓｈｅａｒｌｏａｄ　　　镶嵌件承受载荷时，一般镶嵌件本身的强度都　　　足够，发生破坏的往往都是镶嵌件周围的蜂窝夹层　　结构。所以，本文给出一个镶嵌件系统的定义，它包　　　　　　　括镶嵌件周边的上下面板、板芯粘接胶膜、蜂窝夹　　　芯、填充胶以及镶嵌件。本文中规定，剪切载荷作用　　　　　　下，镶嵌件系统中任何一部分出现第一个达到极限　　　强度的点时，则认为镶嵌件发生剪切失效。　　２模型简介　　　　　　　　　　　　镶嵌件材料为铝合金７Ａ０４．Ｔ６，其直径为　　　　１８ｍｍ，填充胶为环氧泡沫胶，均匀分布在镶嵌件周　围两圈蜂窝格子的范围。上下面板为高模量碳纤　　　　　　维／环氧复合材料层合板，铺层顺序为０／±　４５／９０，　　总厚度为０．４ｍｍ。　　　　　为了结合试验数据进行强度评估，等效为单层　　　板处理，等效方法见文献［１０］。板芯粘接胶膜取为　　　收稿日期：２０１０．１２－２７　　　　　　　　作者简介：梁月华（１９８２．），女，在读硕士研究生，主要从事航天器天线结构分析方面的研究。　　　ＦＲＰ／ＣＭ２０１１；　　２０１１年第４期　　　　　　　玻璃钢／复合材料　２１　　　　　０．１ｍｍ。蜂窝夹芯为ＬＦ２Ｙ－Ｏ．０４－５，高度为１５ｍｍ，　　　　　等效为正交各向异性材料，等效方法见文献［１１］。　　　表１列出了上述所有材料的力学性能参数。　　　　表１材料力学性能参数（单位：ＭＰａ）　　　　　　Ｔａｂｌｅ１Ｍａｔｅｒｉａｌｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｐａｒａｍｅｔｅｒｓ（Ｕｎｉｔｓ：ＭＰａ）　　—　（ａ）ＡｌｕｍｉｎｕｍＡｌｌｏｙ７Ａ０４３＂６　　　　有限元建模时，复合材料面板与板芯粘接胶膜　　　简化为板单元，蜂窝芯子与填充胶则采用体单元，镶　　　嵌件选用体单元。不考虑粘接缺陷，面板与芯子，填　充胶与芯子及镶嵌件与填充胶之间全部采用共用节　　　　点的方式处理。不同材料的分界面上，考虑到材料　　　　的不连续引起了较大的应力梯度，此处的网格划分　　　　比较细密，远离分界面时，网格逐渐变疏。　　３计算结果分析　　３．１压缩破坏　　　　通过ＭＳＣ／ＮＡＳＴＲＡＮ结构有限元软件计算，得　到板面内剪切载荷作用时镶嵌件及其周边区域各个　　　　　　部分的应力分布情况。表２列出了应力计算结果，　　　表中所列应力均是各个部分的最大应力。图２为随　　　　着到镶嵌件中心距离的增大，面板中的应力分布曲　　　　线。模型中０＜ｒ＜９ｒａｍ的范围是镶嵌件的区域，所　以图中没有对应的面板应力值。　　　　　由表２可知，剪切载荷ｑ＝８０００Ｎ时，面板最先　　　　　　达到其压缩强度２００ＭＰａ而破坏，镶嵌件系统的其　　　它部分都还小于其相应的极限强度（材料强度值参　　考表１）。　　　袁２应力计算结果　　　　　　Ｔａｂｌｅ２Ｒｅｓｕｈｓｏｆｓｔｒｅｓｓ　　　剪力Ｑ＝８０００Ｎ（单位：ＭＰａ）　２００　　　　　　　　　　２．１６０．１３２０．１４２０．１３１０．７６８０．４７９　１２１．６　　到镶嵌件中心的距离ｒ／ｒａｍ　　图２面板中的应力分布曲线　　　　　　Ｆｉｇ．２Ｓｔｒｅｓｓｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｉｎｆａｃｅｓｈｅｅｔ　　　　　　　　另外，由面板中的应力分布曲线图２可看出，　　　　面板中的应力仅分布在镶嵌件周围一定范围内，随　　　　着与镶嵌件中心距离的增大，面板中的应力迅速减　　　小。所以，镶嵌件受面内剪切载荷作用时，镶嵌件历　　　　围的面板首先发生破坏，面板的强度是决定镶嵌件　　系统受剪切承载力的关键因素。主要原因是镶嵌件　　　　受板面内的剪切载荷时，由于芯子的面内刚度很小，　　　　　　　　　剪切载荷主要由上下面板承担，芯子承担的载荷　很小。　　　　由上可知，面板中的应力水平是决定镶嵌件是　　　　　否发生剪切失效的关键因素。下面讨论面板厚度、　　　芯子密度和镶嵌件直径以及充胶半径四个因素对面　　　板中应力的影响。其它因素不变时变化其中一个因　　　　　素，计算面板中的最大应力，计算结果见图３。模型　中所用材料及约束边界条件与前面给出的相同，所　　加载荷为Ｑ＝２０００Ｎ。　　　　　从图３可以看出，镶嵌件受板面内剪切载荷时，　面板厚度与镶嵌件直径对面板中的最大应力影响较　　　　大，随着面板厚度与镶嵌件直径的增大，面板中的最　　　大应力显著减小，因此，可以通过增大镶嵌件直径和　　　局部加厚镶嵌件周围的面板厚度来降低面板中的最　　　大应力。单独变化充胶半径和芯子密度时，面板中　的应力基本不变。　｜　　　　　　　　月／（１ｌ２｜，４“　　　　　：ｌ　ｍ　ｃ：　２２　蜂窝夹层结构镶嵌件剪切失效模式分析　２０１１年７月　Ｒ　翅　斗＜　堪　窨　岳　辎　豫　　：ＵＵ　８０　、　６０　４０　、　２Ｏ　００　、　８Ｏ　６０　４０　．．—、卜　・日　６０　　皇５５　　杂５０　４５　　辎２５　　瞎２０　　　　　　　　　　　　　　　２Ｏ２５３Ｏ３５４０４５５Ｏ５５　　芯子密度ｇ・ｍ－●　　　＼　　＼　　　、ｌ＼　　１５　２０　２５　３０　３５　　镶嵌件直径／ｍｍ　１５　２０　２５　　充胶半径／ｍｍ　　（ｄ）Ｐｏｔｔｉｎｇｒａｄｉｕｓ　　　图３面板中应力的影响因素　　Ｆｉｇ．３Ｉｎｆ　　　　　　　ｌｕｅｎｃｅｆａｃｔｏｒｏｆｍａｘｉｍｕｍｓｔｒｅｓｓｉｎｆａｃｅｓｈｅｅｔ　　３．２失稳破坏　　　　镶嵌件受板面内剪切载荷作用时，面板轴向受　到挤压载荷。轴向压缩载荷作用下，面板除了可能　　由于压缩强度不够而发生挤压破坏外，还可能发生　　　　失稳破坏，所以面板压缩强度足够时，还需要考虑面№　４　板失稳破坏模式。　　　按照文献［１２］中第三章，承受边缘载荷夹层结　　　　构面板皱褶的校核方法，面板产生皱褶的应力由下　　列公式近似地给出：　　　　Ｆ：Ｑｆ墨１丁　（１）　＼　Ａ　，　　　　式中，Ｆ为使面板产生皱褶的应力，在此处就　　　　　　是面板承受的挤压应力；Ｅ为面板受载荷方向上的　　　　弹性模量；Ｅ为芯层在垂直于夹层结构面板方向的　　　　　弹性模量；Ａ为１与面板两个泊松比的乘积之差；Ｇ　　　为与平行于受载方向的与剪切变形有关的芯层剪切　　　　模量；Ｑ为与下列表达式中专有关的相对最小值：　＋　ｆ　　　二＼’　　　３０ｑ２＼１１ｓｉｎｈ￣：＋５』…　　　　４（　）　　式中：　、　　　　ｑ＋Ｇ。（）　（３）　Ｋ：　（４）　ｃ，。　　　　　　　其中，ｃ为芯层高度；－厂为面板厚度；为面板波　　　　　形的初始挠度；Ｆ为夹层结构平面强度（取芯层平　　面压缩强度和夹层板平面拉伸强度中较小者）。　　　　　　　Ｑ与ｑ和Ｋ关系，由式２绘成的图（略）确定。　　　　　　从面板中的应力分布曲线图２可知，镶嵌件受　　　　　剪切载荷时，面板中的应力主要分布在镶嵌件周围　　　很小的范围内，随着与镶嵌件中心距离的增大，面板　中的应力迅速减小。而镶嵌件周围很小的一部分范　　　　围内，面板是由泡沫胶作为支撑芯层，也就是说，如　　　果面板有皱褶发生，则其一定是发生在泡沫胶上面　　　的面板中。所以，下面将泡沫胶作为连续芯层，按照　　　面板的压缩强度２００ＭＰａ来确定面板发生失稳的初　　始波纹大小。面板皱褶校核所用到的参数如下：　四层面板厚度（／）：０．４ｍｍ　　芯层厚度（ｃ）：１５ｍｍ　　面板等效模量：９７ＧＰａ　　　　　面板的两个泊松比：＝ｔ，１＝０．３　　泡沫胶芯层等效模量：Ｅ＝０．３４ＧＰａ　　　泡沫胶芯层剪切模量：Ｇ＝０．１３ＧＰａ　　　　　　　　　　　　　　　　泡沫胶芯层范围的夹层板平拉强度：Ｆ＝　２．０ＭＰａ　　　　　　　　由式１，得到Ｑ为０．１２；由式３，得到ｑ为２．９；∞　　∞　　∞　　∞　　　加　　　＼Ｒ氆嚼ｇ哥阻∞　　∞　　∞　　　　　：合如加∞∞　　　《Ｒ越Ｋ嚼譬恒　　　２０１１年第４期　　　　　　　玻璃钢／复合材料　２３　　　　　　按照式２绘制的曲线图（略），可以查到为０．９；再　　　　根据式４，得到６＝０．０８ｍｍ，即发生屈曲的初始波纹　　的波幅要求大于等于０．０８ｍｍ。　　　　　　　　　　　　对于胶接质量好的部位，小范围（如２０×　　　２０ｍｍ）内的平面度一般在０．０３ｍｍ以下　　，因此，　　　　不会发生皱褶。但是，对于微观有粘接缺陷的部位　　　　　　（假设局部弱粘，平拉强度下降８０％），则屈曲的初　　　始波纹波幅下降为０．Ｏ１６ｍｍ，参考平面度的数据，这　　　　　　　　种初始波纹是可能的，因此就可能发生屈曲失稳　　失效。　　　　由上，面板是否发生皱褶受多种因素的影响，设　　　　　计时应保证给定的平面度要求下，设计载荷不会导　致面板发生皱褶失稳。　　　４结论　　　板平面内剪切载荷作用下，镶嵌件系统有两种　　　失效模式，分别为镶嵌件周围的面板压缩破坏和面　　　　板皱褶失稳。胶接质量好的夹层板，面板中应力小　　　与其压缩强度时，面板不会发生皱褶失稳，镶嵌件系　　　统的失效模式是面板首先发生压缩破坏，可以通过　　　　　局部增大镶嵌件周围的面板厚度与增大镶嵌件直　　　径，来降低面板中的应力。夹层板有粘接缺陷时，则　面板没有达到其压缩强度时就可能发生皱褶失稳。　参考文献　　　　　　　　　　　　　　　［１］冯纪生．蜂窝夹层结构后埋件的连接设计［Ｊ］，航天器工程，　１９９８，７（２）．　　　　　　　　　［２］ＢｙｏｕｎｇＪｕｎｇＫｉｍ，ＤａｉＧｉｌＬｅｅ．Ｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｊｏｉｎｉｎｇｉｎｓｅｒｔｓｆｏｒ　　　　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２００８，（８６）．　　—　—　—　［３］Ｋｅｕｎ．ＩＩＳｏｎｇ，Ｊｉ－ＹｏｕｎｇＣｈｏｉ，ＪｉｎＨｗｅＫｗｅｏｎ，ＪｉｎＨｏＣｈｏｉ，Ｋｗａｎｇ　　　　　　　　　　—　ＳＯＯＫｉｍ．Ａｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｆｔｈｅｉｎｓｅｒｔｊｏｉｎｔｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｃｏｍｐｏｓ　　　　ｉｔｅｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［Ｊ］．Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２００８，（８６）．　　［４］Ｐ．Ｂｕｎｙａｗａｎｉｃｈａｋｕｌ，Ｂ．Ｃａｓｔａｎｉｅ，Ｊ．一Ｊ．Ｂａ￣ａｕ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄ　　　　　　　ＮｕｍｅｒｉｃＭＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＩｎｓｅｒｔｓｉｎＳａｎｄｗｉｃｈＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［Ｊ］．Ａｐｐｌｉｅｄ　—　ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌｓ，２００５，（１２）：１７７１９１．　　　［５］Ｎ．Ｇ．Ｔｓｏｕｖａｌｉｓ，Ｍ．Ｊ．Ｋｏｌｌａｒｉｎｉ．ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌＩｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆ　　　　　　　　ＳｔｒａｉｎＣｏｎｃｅｎｔｒａｔｉｏｎｓＣａｕｓｅｄｂｙＩｎｓｅｒｔｓｉｎＳａｎｄｗｉｃｈＢｅａｍｓ［Ｊ］．　Ｓｔｒａｉｎ，２００８，（４４）：３１７－３２６．　　　　　　　　　　　　　　［６］林有才，何玉梅．预埋件对玻璃钢蜂窝夹层结构性能的影响　　［Ｊ］．玻璃钢／复合材料，２００２，（１）．　　　　　［７］何玉梅，林有才．预埋件对玻璃钢蜂窝夹层结构增强效应的实验　　　　研究［Ｊ］．理化检验－物理分册，２００１，（５）．　　　　　　　　［８］周祝林，吴妙生，易洪雷．关于蜂窝夹层结构雷达罩连接的分析　　［Ｊ］．纤维复合材料，２００７，（４）．　　　　　　［９］姚秀冬，周叮，刘伟庆．复合材料夹层梁树脂柱的影响分析［Ｊ］．　　玻璃钢／复合材料，２０１０，（２）．　　　　　　　　　　　　　　　［１Ｏ］陈烈民．复合材料力学分析［Ｍ］．北京：中国科学技术出版　　社，２００６．　　　　　　　［１１］胡玉琴．铝蜂窝夹层板等效模型研究及数值分析［Ｄ］．南京航　　空航天大学硕士学位论文，２００８．　　［１２］ＭＩＬ－ＨＤＢＫ－２３Ａ．结构用夹层复合材料［Ｍ］．１９６８．　　　　　　　［１３］韦娟芳，杨军．星载Ｋｅｖｌａｒ环氧蜂窝夹层结构天线反射器表面　　“　　　状态研究［ｃ］．２００７年度五院科技委航天真空与低温技术专”　　业组学术研讨会，２００７．　　　　　［１４］李小刚，赵美英，万小朋．复合材料胶接修补参数优化研究［Ｊ］．　　玻璃钢／复合材料，２０１０，（１）．　　　　　［１５］汪亮，孙玲．变截面蜂窝夹层结构复合材料胶接工艺研究［Ｊ］．　　玻璃钢／复合材料，２００９，（３）．’　　　　　　　　　ＡＩＬＵＲＥＭｏＤＥＳＡＡＬＹＳＩＳＦ０ＲＨ０ＮＥＹＣｏＭＢ　　　　　ＰＡＮＥＬＩＮＳＥＲＴＳＵＮＤＥＲＳＨＥＡＲＬｏＡＤ　　—　ＬＩＡＮＧＹｕｅ－ｈｕａ，ＷＥＩＪｕａｎｆａｎｇ　　　　’’　　（ＣｈｉｎａＡｃａｄｅｍｙｏｆＳｐａｃｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ（Ｘｉａｎ），Ｘｉａｎ７１００００，Ｃｈｉｎａ）　　　　　　　　　　　　Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａｌｔｈｏｕｇｈｈｏｎｅｙｃｏｍｂｐａｎｅｌｉｎｓｅｒｔｓａｒｅｗｉｄｅｌｙｕｓｅｄｉｎａｅｒｏｓｐａｃｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，ｖｅｒｙｌｉｍｉｔｅｄｌｉｔｅｒａｔｕｒｅ　　　　　　　　　　　　　　　　　　ｅｘｉｓｔｓｒｅｇａｒｄｉｎｇｔｈｅｉｒｄｅｓｉｇｎ，ａｎｄｔｈｅｍｏｓｔｃｏｍｍｏｎｌｙｕｓｅｄｍｅｔｈｏｄｉｓｔｅｓｔ．Ｔｈｉｓｐａｐｅｒｈａｓａｎａｌｙｓｅｄｔｈｅｉｎｓｅｒｔｓ　　　　　　　　　　　　　　　　　　　ｔｈｒｏｕｇｈｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄ．Ａｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔａｎａｌｙｓｉｓｍｏｄｅｌｆｏｒｔｈｅｉｎｓｅｒｔｈａｓｂｅｅｎｂｕｉｌｔａｎｄｔｈｅａｎａｌｙｓｉｓｈａｓ　　　　　　　　　　　　　　　　　ｂｅｅｎｃｏｎｄｕｃｔｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｗｏｋｉｎｄｓｏｆｆａｉｌｕｒｅｍｏｄｅｓｍａｉｎｌｙｅｘｉｓｔｓｆｏｒｓｈｅａｒｌｏａｄｏｆｉｎｓｅｒｔｓ，ｎａｍｅｌｙ　　　　　　　　　　　　　　　　　　ｂｅａｒｉｎｇａｎｄｄｉｍｐｌｉｎｇｏｆｆａｃｅｓｈｅｅｔａｒｏｕｎｄｔｈｅｉｎｓｅｒｔ．Ｗｈｅｎｔｈｅｆａｃｅ／ｐｏｔｔｉｎｇｂｏｎｄｉｎｇｉｓｉｎｔａｃｔ，ｔｈｅｂｅａｔｉｎｇｆａｉｌｕｒｅｉｓ　　　　　　　　　　ａｐｐｌｉｃａｂｌｅ．Ｔｈｅｄｉｍｐｌｉｎｇｆａｉｌｕｒｅｏｃｃｕｒｓｏｎｌｙｗｈｅｎａｄｈｅｓｉｖｅｄｅｆｅｃｔｓｅｘｉｓｔ．　　　　　　Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｉｎｓｅｒｔ；ｓｈｅａｒｌｏａｄ；ｆａｉｌｕｒｅｍｏｄｅｓ；ｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔａｎａｌｙｓｉｓ　＿％　蕊　毪　　　锄豫　一　　　｜ＨＩｏ＇４