蜂窝夹芯叠层板的低速冲击接触定律

1999年2月第25卷第1期北京航空航天大学学报Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics February 1999V ol.25　N o 11　收稿日期:　1997208211第一作者　男　24岁　硕士生　100083　北京　1)航空科学基金(96B51017)资助项目蜂窝夹芯叠层板的低速冲击接触定律1)吴　涤 寇长河 郦正能(北京航空航天大学飞行器设计与应用力学系) 摘　要　借助于蜂窝夹芯叠层板(以下简称蜂窝板)的准静态横向压入实验,研究了蜂窝板的低速冲击接触规律,提出了半经验性的蜂窝板低速冲击接触定律.蜂窝板低速冲击接触过程分为四个阶段:即面板控制阶段;面板穿透阶段;蜂窝夹芯控制阶段;总体卸载阶段.并提出了相应各阶段的加载或卸载定律.应用此接触定律对蜂窝板的低速冲击过程进行动态有限元模拟分析,模拟计算结果与实验结果相比较具有良好的一致性.关键词　蜂窝结构;复合材料;冲击;接触分类号　V 214.6 目前对蜂窝板(或复合材料层板)低速冲击损伤特性的研究大多采用动力分析的方法,而在动态模拟蜂窝板的冲击损伤过程时,如何确定冲击接触力历程则是一个难点.影响冲击接触力的因素很多,包括冲击能量、冲击物的材料、质量、几何形状、受冲板的弯曲刚度、局部接触刚度、以及几何形状、支承条件等等.古典的Hertz 定律描述了弹性球体与弹性半无限大体的冲击接触规律,被广泛用于研究均质各向同性材料的冲击问题.1982年,C.T.Sun 等在前人的基础上结合准静力压入实验提出了复合材料层板的接触定律[1],使动态模拟复合材料层板的冲击损伤过程成为可能.但是对于蜂窝板来说,由于冲击过程中产生比层板大得多的接触变形,而且其中以蜂窝芯材的变形为主,所以Sun 等人基于复合材料层板得到的接触定律不再适用.本文沿用Sun 的研究思想,通过准静态压入实验来确定蜂窝板的低速冲击接触定律.1　蜂窝板的准静态压入实验实验采用铺层为[(0/90G /45/-45/0/-45/45/C]S 的蜂窝板试件,其中(0/90)G 为平纹玻璃布,面板其它部分铺层材料均为T300/双马树脂,C 是指Nomex 蜂窝,其材料为NRH 222802(0.08),面板与芯材之间有S J 22A 胶膜.蜂窝板总高度约为9.5mm ,其中蜂窝高度约为8.3mm.准静态压缩在MTS 2880试验机上进行,实验装置如图1所示,其中压头是直径为20mm 的铝质半球面,夹具是上下两块中心开直径为60mm 圆孔的铝板,固定夹持.压头的横向压入过程采用位移控制,压入速度为1mm/s.为了与低速冲击实验中不同的冲击能量相对应,本实验取了从2.0～6.0mm 不等的7种最大压入位移,最大压入位移与对应的试件数列于表1中.表1　最大压入位移与其对应的试件数试件号123456789压入位移/mm 2.0 3.0 3.5 4.0 4.5 5.5 6.0 3.035.5^试件数231122111 注:3压入时,支持条件为上面板自由,下面板受平板支撑;^压头的压入速度为0.1mm/s.图1　准静态横向压入实验装置示意图人们在研究复合材料层板的低速冲击问题时发现,在低速冲击和准横向静载两种不同载荷作用下层板的接触变形规律十分相似,C.T.Sun 等正是基于此相似性而通过准静载实验得到了复合材料层板的冲击接触定律.为验证上述相似性对蜂窝板也同样适用,在本实验中调节压头的压入速度分别等于1mm/s 和0.1mm/s 作对比,见图2a ,以验证蜂窝板受横向压入时其接触和变形规律对压入速度不敏感,进一步说明,蜂窝板在低速冲击和准静态横向载荷作用下,其接触和变形规律基本一致,具有可比性.从实验装置图1可以看出,实验所测其实并非压入位移──压头位移与蜂窝板受压点的挠曲位移之差,而仅是压头的位移.但由于蜂窝板的总体弯曲刚度高,且夹具开孔直径较小(60mm ),故实验中忽略了蜂窝板的挠曲位移,而认为压入位移即等于压头的位移.为了验证此假设,本实验用支持条件为上面板自由、下面板受整体平板支持的试件与固定夹持的试件作对比实验,如图2b 所示.对比结果表明:蜂窝板横向受压(或受冲击)时对板的支持条件不敏感,因此可不计板的挠曲位移,而假设压入位移与压头位移相等.b 不同的支持条件图2　准静载实验中蜂窝板的接触力2压入位移曲线2　蜂窝夹芯板的接触规律图3为蜂窝板受准静态横向压入载荷时一条典型的接触力2压入位移曲线.其中ab 段接触力随压入位移的增加而几乎呈线性增加,这时的接触规律主要受面板控制,面板的接触刚度是接触力增加的主要原因.到b 点接触力有一段陡降,一直到c 点.观察发现,对于最大压入位移不同的各试件,b 点对应的压入位移大约都为1.8mm 左右,故本文判断bc 段接触力的陡降对应于压入过程中冲击区附近蜂窝芯材在压缩作用下屈曲或破坏,面板失去蜂窝支持后而很快被穿透.接着cd 段接触力呈缓慢地线性爬升,此时的接触力主要由被压溃屈曲的蜂窝承担,同时因为试件的蜂窝高度较低,压入过程中由于下面板对蜂窝的支持作用而使接触力缓慢上升.对于蜂窝高度较高的夹芯板,由于下面板的支持作用不明显,所以蜂窝屈曲后cd 段接触力几乎保持不变,见图4.至d 点到达位移控制的最大值,开始进入卸载阶段,由图可知在卸载的初始阶段接触刚度比加载接触刚度稍大,此后逐渐变小,呈高次曲线的变化规律.初始卸载刚度大可能是因为蜂窝被压溃后其压缩刚度反而增加,而此后刚度逐渐变小则是压头逐渐脱离接触的必然结果.图3　典型的蜂窝板接触力2压入位移曲线图4　芯材很厚的蜂窝板的接触力2压入位移曲线以上分析定性地把蜂窝板准静态横向压入的接触过程分为面板控制加载、面板穿透、蜂窝控制加载和卸载等四个阶段.由于实验已验证蜂窝板在低速冲击载荷和准静态压入载荷下的接触规律基本一致,因此以上分析也同样适用于蜂窝板的冲击接触过程.在面板控制加载阶段,接触力随压入位移的增大而迅速增加.拟合该(ab )段接触力2压入位移曲线,得到蜂窝板的面板控制段加载定律F =K L αn(1)式中,α为压入位移;K L 为接触系数;n 为载荷指05北京航空航天大学学报 1999年数.在本实验中K L=7.5×105N/m,n=1.0.在面板穿透阶段,接触力随压入位移的增大而急速线性下降.拟合该(bc)段曲线,得到蜂窝板面板穿透阶段的接触规律F=F B-α-αBαC-αB(F B-F C)(2)式中,αB、F B分别为面板开始穿透时的压入位移及其对应的接触力;αC、F C分别为面板穿透阶段结束时的压入位移及其对应的接触力.对于相同的试件和边界条件、不同的冲击能量,αB、αC和F C为常数,在本实验中αB=2.0mm,αC=2.125 mm,F C=1000N.面板穿透后,冲击区附近的蜂窝也已经被压溃或屈曲,接触力主要靠屈曲的蜂窝承担.接触力曲线由于下面板的支持作用而缓慢上升,拟合该(cd)段曲线,得到蜂窝夹芯板的蜂窝控制段加载定律F=F C+K C(α-αC)(3)式中,K C为蜂窝控制加载段的等效接触系数.本实验中K C=1.74×105N/m.在总体卸载阶段,接触力随压入位移的减小、压头逐渐脱离接触而减小,卸载趋势为一条高次曲线.用最小二乘法拟合该(de)段曲线,得到蜂窝板的卸载定律F=F Dα-ααM-α0制的　,开始q(4)式中,F D为开始卸载时对应的蜂窝控制段最大接触力;αM为整个冲击接触过程中的最大压入位移;q为载荷指数,在本实验中取值为q=6.0;α0为永久压入位移,由下式确定:α0=0β(αM-αcr)定性 屈 25北京航空航天大学学报 1999年Indentation Law for Honeycomb Core Sandwich Compo site sWu Di　K ou Changhe　Li Zhengneng(Beijing University of Aeronautics and Astronautics,Dept.of Flight Vehicle Design and Applied M echanics) Abstract　Quasi2static transverse indentation tests of com posite sandwich plates were carried out to study the contact law of honeycomb core sandwich panels.The em pirical contact laws were raised to determine the contact force due to low velocity im pact between the im pactor and the panel.The contact process of the com posite sandwich plate subjected low velocity im pact could be divided into four stages i.e.controlling loading stage for facesheets, penetration stage for facesheets,controlling loading stage for honeycomb core,overall unloading stage.The loading or unloading laws for each stage were set up by the test.By using of a dynamic finite element analysis program with aforementioned contact laws,the numerical simulation of the im pact history of com posite sandwich plates due to low velocity im pacts was performed,the numerical results agreed fairly well with the test data.K ey words　honeycomb structure;com posite materials;shocks;contact我校航展展团载誉归来’98珠海中国国际航展规模空前,近百万人次参观。

北航展团承担并圆满完成了航展会旗传递任务。