【复合材料夹层结构分析】解析

结构泡沫芯材的历史回顾（复材在线原创文章）玻璃钢/复合材料（FRP/CM）中常用的泡沫芯材有聚氯乙烯（PVC）、聚苯乙烯（PS）、聚氨酯（PUR）、丙烯腈-苯乙烯（SAN）、聚醚酰亚胺（PEI）及聚甲基丙烯酰亚胺（PMI）等泡沫，其中PS和PUR泡沫通常仅作为浮力材料，而不是结构用途。

目前PVC 泡沫已几乎完全代替PUR泡沫而作为结构芯材，只是在一些现场发泡的结构中除外。

严格意义上讲，第一种用在承载构件夹层结构中的结构泡沫芯材是使用异氰酸酯改性的PVC泡沫，或称交联PVC。

第一个采用PVC泡沫夹芯的夹层结构是保温隔热车厢。

交联PVC的生产工艺是由德国人林德曼在上世纪30年代后期发明的。

二次大战以后法国将该工艺列入战争赔偿中，由克勒贝尔蕾洛雷特塑料公司（Kleber Renolit）开始生产Klegecell®交联PVC泡沫，主要是一些用在保温隔热车厢中的低密度产品。

上世纪50－60年代，克勒贝尔蕾洛雷特塑料公司给几家欧洲公司发放了PVC泡沫的生产许可证。

另外两家美国公司，B.F歌德雷奇（B.F Goodrich）和佳士迈威（Johns-Manville）也买到了许可证开始生产，但是几年以后就停产。

当所有的生产许可证都过期以后，交联PVC的生产工艺过程转为公开。

进入70年代以后，多数原来的欧洲许可生产厂家也已停产。

目前两个主要的生产厂家是戴博（Diab）公司的Divinycell®和Klegecell®系列PVC泡沫及爱瑞柯斯（Airex）公司的Herex®系列PVC泡沫。

20世纪40年代后期，林德曼使用高压气体作为发泡剂，制造出未经过改性的PVC泡沫，也叫线性PVC泡沫。

英国于1943年首先制成聚苯乙烯泡沫塑料，1944年美国道化学有限公司用挤出法大批量的生产聚苯乙烯泡沫塑料。

第二次世界大战期间，德国拜尔的试验人员对二异氰酸酯及羟基化合物的反应进行研究，制得了PUR硬质泡沫塑料、涂料和粘合剂。

复合材料蜂窝夹层结构在飞机中的应用摘要：飞机结构设计的基本原则是在满足强度要求的情况下使结构尽可能轻，这一要求必然导致需利用稳定的薄蒙皮承受拉伸载荷和压缩载荷，以及剪切、扭转、弯曲载荷的耦合作用。

传统的飞机结构设计中使用了纵向加强件和增稳桁条、翼肋和隔框等结构加强蒙皮，这样不可避免会带来结构增重问题。

提高结构比刚度的有效结构形式之一是夹层结构，复合材料夹层结构具有重量轻、强度刚度好，耐热、吸声隔音、抗冲击、耐疲劳等特点，已被广泛应用于航空航天中。

关键词：复合材料；蜂窝夹层；飞机；结构设计蜂窝夹层结构复合材料是50年代末发展起来的一种轻质、高强、各向异性的复合材料。

蜂窝夹层结构的密度小,可以明显的减轻结构重量;它的导热系数低,可以作为绝热和保温构件使用;它的比强度和比刚度高,可根据特殊的要求进行各向异性设计与制造。

因此长期以来备受航空、航天等领域的关注,尤其在航空工业中,蜂窝夹层结构复合材料己成功的大量应用于飞机的主、次承力结构件,如机翼、机身、尾翼和雷达罩等部位。

由于飞机飞行的环境条件比较苛刻,要求飞机用材料不仅有足够的强度、抗冲击性和刚度,而且还需良好的耐疲劳性、阻燃性、减重及抗腐蚀等许多特殊要求。

为了使飞机能正常进行飞行,在对所选用的材料性能进行全面的分析后,还需探索清楚构件性能与成型工艺之间的规律,这是材料应用的重要环节。

一、蜂窝夹芯结构的特点1、发挥复合效应的优越性。

夹层结构复合材料是由各组分材料经过复合工艺形成的,但它并不是由几种材料简单的复合,而是按复合效应形成新的性能,这种复合效应是夹层结构复合材料仅有的。

例如当夹芯板承受弯曲载荷时,上蒙皮被拉伸,下蒙皮被压缩,芯子传递剪切力。

从力学角度分析,它与工字梁很相似,面板相当于工字梁的翼缘,芯材相当于工字梁的腹板。

不同的是芯材与面板不是同一材料,芯材是分散的,而不是集中在狭腹板上。

由于轻质夹芯的高度比面板高出几倍,剖面的惯性距随之四次方增大,且面板有夹芯支持不易失稳。

1.1. 夹层结构一种复合构造的板、壳结构，它的两个表面由很薄的板材做成，中间夹以较轻的夹芯层。

前者称为表板，要求强度高；后者称为夹层，要求重量轻。

第二次世界大战时，为了充分利用木材资源，英国的“蚊式”轰炸机上就采用了全木质夹层结构。

一般夹层结构用于机翼、尾翼、机身、箭体、箭头、减速板、发动机短舱、隔音装置、防火隔板等。

与薄壁结构的薄蒙皮相比，夹层板的厚度大得多，抵抗失稳能力强，重量还可减小，而且表面光滑，气动外形良好。

但它的制造工艺复杂，工艺质量又不易检验，所以应用受到限制。

夹层结构表板的材料有铝合金、不锈钢、钛合金和各种复合材料。

夹层材料有轻质木材、泡沫塑料等，也可用金属材料或复合材料制成波纹板夹层或蜂窝型夹层（见蜂窝结构）。

夹层与表板一般用胶粘结在一起，也可用熔焊、焊接连接，形成整体。

在总体受力分析中，认为上、下两表板只承受表板面内的拉、压力和剪切力，不能承受弯矩和扭矩，而中间夹层只承受垂直于夹层中面的切力。

夹层结构与一般板壳结构受力分析的唯一差别在于挠度计算中除了考虑弯曲力矩产生的挠度外，还要考虑剪力的影响。

夹层结构的两表板之间距离较大，所以夹层结构的弯曲刚度比一般板壳结构大得多，失稳临界应力显著提高。

夹层结构自身不用铆钉，免除了钉孔引起的应力集中，提高了疲劳强度。

夹层结构与相邻结构的连接较为复杂，夹层本身的局部接触强度较弱，又需承受连接的集中力，因此必须妥善进行接头设计。

1.1. 类型、特点及应用类型：按面层分类：玻璃钢、金属、绝缘纸、胶合板、塑料板等按芯层分类：泡沫夹层结构、波板夹层结构、蜂窝夹层结构等。

特点：泡沫夹层结构的夹芯材料是泡沫塑料其质量轻、刚度大、保温隔热性能好。

但是强度不高蜂窝夹层结构的夹芯材料是蜂窝材料（玻璃布蜂窝、纸蜂窝、棉布蜂窝等）波板夹层结构波板夹层结构的夹芯材料是波纹板（玻璃钢波纹板、纸基波纹板和棉布波纹板）。

特点：制作简单，节省材料，但不适用于曲面形状的制品，质量轻、刚度大。

复合材料层合／夹层板热膨胀／弯曲有限元分析本文介绍了有限元软件ABAQUS的有限元建模和仿真分析的过程，并且应用ABAQUS对层合板/夹层板的热膨胀和热弯曲问题进行分析，建模过程中分别采用实体单元和壳单元两种不同单元建模，分别对两种单元建立模型的热膨胀和热弯曲问题仿真分析。

通过与精确解的比较可以得出：实体单元可以更好的应用于复合材料层合/夹层结构的热膨胀和热弯曲问题。

具有一定的工程指导意义。

标签：层合板；夹层板；热膨胀；热弯曲1 引言复合材料具有低密度比强度、高比强度和高比刚度等性能，并且还具有稳定的化学性质、良好的耐磨性和良好的耐热性等优点，已经广泛的应用在航空航天领域。

复合材料无论是在制备还是应用的过程中，都不可避免的与热接触，或者是处于热环境之中。

复合材料层合结构和夹层结构在使用过程中会因温度变化而产生热膨胀，受热后产生的应力、应变会对复合材料的力学性能产生重要影响，在热应力的作用下，可能会导致结构的失效。

因此，复合材料受温度影响而导致的热膨胀和热弯曲问题的分析是十分重要的。

而且这个研究方向是一个非常值得深入的研究方向。

国内外对于热问题的研究在理论方面已经取得了重大进展，但是在实际工程问题分析中，有许多问题应用理论求解时时非常困难的，甚至有的问题无法求解。

随着有限云方法的出现和有限云软件的发展，使得有些工程问题变得简单高效。

本文采用有限云软件ABAQUS对于复合材料层合结构和夹层结构的热膨胀和热弯曲问题进行仿真分析。

2 复合材料层合板/夹层板几何模型的建立2.1 复合材料层合板/夹层板几何模型的建立本文建立的模型是用有限元软件ABAQUS建立的，具体的建模步骤如下：本文建立的复合材料三层板分别采用实体单元和壳单元，两种不同的单元建立的。

首先介绍实体单元有限元模型的建立。

实体单元建立模型时进入Part模块，选择三维，实体，可变性，模型空间“大约尺寸”设置为50，其他参数保持不变，采用实体单元建模的时候，采用的是实体拉伸，点击继续进入草图编辑界面。

复合材料夹层结构分析复合材料夹层结构是指由两个或多个不同材料组成的结构，每个材料在夹层结构中的分布和相互作用对整个结构的性能起着重要的影响。

本文将从夹层结构的组成、分析方法和应用领域三个方面进行介绍，并重点探讨夹层结构的应力分析、强度计算和疲劳寿命预测等方面的问题。

夹层结构的组成可以有很多种形式，例如纤维增强复合材料夹层结构、金属-复合材料夹层结构、复合材料-塑料夹层结构等。

其中，纤维增强复合材料夹层结构是最常见的一种形式。

在纤维增强复合材料夹层结构中，一般由多层纤维增强复合材料板材和粘接剂层组成。

其中，板材是由纤维和基体材料复合而成的，粘接剂层用于将不同板材连接在一起。

夹层结构的分析方法可以通过有限元分析、理论分析和试验分析等途径进行。

其中，有限元分析是最常用的分析方法之一、有限元分析可以通过将夹层结构离散化成有限个小单元，然后利用数值方法求解得到夹层结构的应力、应变和变形等信息。

在进行有限元分析时，需要考虑夹层结构的几何形状、材料特性和加载方式等因素，并选择合适的有限元模型和边界条件。

夹层结构的应力分析是夹层结构分析的关键一步。

应力分析可以通过解析方法、数值方法和试验方法进行。

在解析方法中，常用的有层合板理论、三维理论和剥离理论等。

层合板理论是最常见和简化的一种方法，它假设夹层结构是一个薄板，在板厚方向上应力变化不大。

三维理论则考虑了夹层结构的厚度效应，可以更准确地描述夹层结构的应力分布。

而剥离理论则主要用于描述夹层结构在受剪力作用下的剥离破坏。

夹层结构的强度计算是夹层结构分析中的另一个重要内容。

强度计算可以通过解析方法和试验方法进行。

在解析方法中，常用的有杠杆平衡法、层合板理论和损伤力学等。

杠杆平衡法可以用于计算夹层结构的最大弯曲应力和最大剪应力等。

层合板理论可以用于计算夹层结构的最大应力和最大应变等。

而损伤力学则可以用于描述夹层结构的疲劳寿命和损伤演化过程等。

夹层结构的疲劳寿命预测是夹层结构分析的重要内容之一、疲劳寿命预测可以通过数值模拟和试验验证相结合的方法进行。

客机复合材料APU舱门结构设计及分析摘要：按照结构布局、适航要求及APu门载荷水平，对复合材料APu舱门结构进行设计研究。

为满足防火要求和闪电防护要求，选择先进碳纤维复合材料和泡沫芯材，设计了一种复合材料夹层结构。

利用有限元模型对夹层结构在气动载荷和风载作用下进行应力和位移分析，得到应变云图和变形云图，分析说明该夹层结构设计满足设计要求。

关键词：APU舱门；结构设计；复合材料；夹层结构随着航空科掣技术曲不断进步．新材科飞速发展．其中尤以先进复合材料的发展最为突出。

先进复合材辩主要包括较高强度和横量的玻璃纤堆、碳纤维、芳纶纤维等增强的复台材抖，耐高温的纤雏增强陶瓷基复台材科、隐身复合材料、梯度功能复台材料等。

一、国内外复合材料发展现状与趋势过去一个世纪，航空用复合材料经历了很大的发展变化。

2O世纪60年代以硼、环氧为代表，先进复合材料问世，源于军机结构减重需求。

此后，碳纤维成为主要增强纤维，民机着重研究了与安全性、可靠性、经济性相关的复合材料性能和设计、工艺技术。

日本东丽公司00碳纤维（基准型碳纤维）达到波音公司碳纤维材料规范BMS9—8要求。

T300／环氧（采用未改进胺类固化剂）复合材料符合波音公司复合材料预浸料标准BMS8—256要求（含复合材料性能指标要求），为民机结构用第1代复合材料，用于操纵面和尾翼结构。

波音公司提出了新的复合材料预浸料标准BMS8—276，概述了主承力结构复合材料性能目标。

波音公司提出改进碳纤维性能，要求碳纤维拉伸弹性模量提高30％、拉伸强度提高50％，同时，开发高抗分层能力的韧性树脂基体，欲将复合材料结构设计许用应变由第1代复合材料的0．13～0．14％提高到0．16～0．18％，以使新一代复合材料适合民机主承力结构应用。

NASA发布RP1142碳纤维／热固型韧性树脂复合材料标准规范。

中模量、高强度型碳纤维T800达到波音公司碳纤维材料标准BMS9217要求，并与同期研发的180~C固化韧性环氧树脂构成的复合材料（如T800H／3900—2）达到波音公司材料标准BMS8—276要求。

蜂窝夹层结构复合材料应用及成型工艺分析摘要：复合材料因其本身的优异性能而备受关注，其中蜂窝夹层结构是一种较为特殊的复合材料，其一般是通过2层及以上蒙皮、蜂窝夹芯再以胶黏剂来固结的形式制备而成，已经广泛用于航空、航天、轨道交通、舰船、医疗、建筑等领域。

文章就蜂窝夹层结构复合材料的应用、成型工艺、工艺要点进行了论述与分析。

关键词：蜂窝夹层结构；复合材料应用；成型工艺引言讨论并分析蜂窝夹层结构复合材料应用及成型工艺，需明确该种复合材料的基本制备流程，判定并总结其制备过程的影响因素，因此来实现对成型工艺的有效控制，使其达到更好的制备效果，满足各个方面的应用需求。

1 蜂窝夹层结构复合材料应用1.1 航空应用（1）蜂窝夹层复合材料因其质量轻、抗剪切失稳能力强、弯曲强度大等因素而广泛地应用在各种航天结构中，尤其是该种材料的减重效果，在舵面、副翼、舱门、雷达罩等结构上有着极好的应用效果；蜂窝夹层结构复合材料最早出现在美国F15战斗机系列的平尾、垂尾、机翼前缘等位置；其后用于F／A18飞机上的飞行控制面；后续在F35飞机上的方向舵、垂尾前缘、襟副翼等位置皆有应用。

而在民用飞机上，该种复合材料也具备着一定的优势，B787、A380、A340、A320等飞机上皆有含该项材料的结构件，比如方向舵等。

（2）因蜂窝夹层结构材料耐腐蚀、减震、力学性能优良，亦会较多应用在各种航空航天功能件制造上，比如天线罩、整流罩等结构功能件；借助适宜的外形设计，不但可满足飞行器整体的气动外形标准要求，还可借助结构设计与模拟计算，通过设定相应的结构形式来满足飞行装置透波等性能要求；此外，在各种飞机饰件选择与装饰时亦会应用到该项材料，比如飞机内饰板壁、底板等结构。

而在蜂窝夹层结构工艺迅速发展的背景下，行业内的专业研究学者亦开始探索“绿色蜂窝+改性酚醛预浸料”、“绿色蜂窝+改性酚醛预浸料”等绿色蜂窝夹层结构在飞机侧壁板等结构上应用的可能性，并取得了较好的研究成果[1]。

表3强度计算及结论
项目拉伸强度
压缩强度应力MPa 许用值MPa
裕度应力MPa 许用值a ）有限元模型
b ）载荷施加图
图3有限元网格
达罩的变形和应力情况，
如图4所示。

根据以上计算结果进行强度校核，校核的公式如下式，
计算结果详见表3所示。

MS=σmax 1.5σ
-1
其中：MS ———强度裕度；σmax ———材料许用应力，MPa ———结构应力值，MPa 。

通过雷达罩结构强度分析结果可知，雷达罩最大变形0.46mm ，并且纤维应力均小于许用值。

根据技术要雷达罩满足最大变形不能大于0.6mm 技术要求。

图1结构设计流程
图2雷达罩结构构型
表2材料参数
E1/MPa
E2/MPa n12
芳纶纸蜂窝石英氰酸酯预浸料
13024700
13045000
0.30.207a ）位移云图
b ）石英纤维拉伸应力
c ）蜂窝剪切应力
d ）石英纤维压缩应力
图4雷达罩变形和应力云图
图1PAL-V飞行汽车设计概念
本设计中的飞行汽车座舱可容纳2人，汽车空中440kg。

其中：车身结构约重55kg，电池等重量约重110kg，机翼重量55kg，发动机共重88kg，其他一些设备共重。

复合材料夹层结构分析复合材料夹层结构是一种由两层或多层材料组成的结构，其中不同材料层通过层间粘接或焊接等工艺相连。

它的结构设计旨在充分发挥各种材料的优势，使夹层结构具有较高的性能和应用价值。

在实际应用中，夹层结构广泛用于航空航天、汽车、建筑等领域。

夹层结构的优势主要体现在以下几个方面：1.强度和刚度优势：夹层结构中的不同层材料可以互相补充，使整个结构具有更高的强度和刚度。

例如，夹层结构可以利用高强度纤维增强聚合物复合材料作为外层，在保证较高强度的同时，通过内层材料的增韧作用提高结构的韧性。

2.轻量化优势：夹层结构可以有效减轻整体结构的重量。

由于复合材料的密度较小且具有较高的强度，可以使用薄而轻的复合材料构成夹层结构，从而达到减轻结构重量的目的。

这对于提高载重能力、降低能耗和提高运行效率具有重要意义。

3.抗疲劳和耐久性优势：夹层结构在使用过程中具有较好的抗疲劳和耐久性能。

由于夹层结构中的不同材料层具有不同的性能，使整个结构具有更好的抗疲劳和耐久性能。

例如，夹层结构可以利用耐磨材料作为外层，使结构表面具有更好的耐磨性，提高结构的使用寿命。

4.导热和绝缘性优势：夹层结构中的不同层材料可以起到隔热和隔热的作用。

例如，夹层结构可以利用导热性能较好的材料作为内层，阻止热量向外传导；同时利用导热性能较差的材料作为外层，防止外界热量传入结构中，从而达到保温的目的。

5.吸音和隔音优势：夹层结构中的不同层材料可以起到吸音和隔音的作用。

例如，在建筑领域中，夹层结构可以利用吸音性能较好的材料作为内层，增加结构对声音的吸收；同时利用密度较大的材料作为外层，阻止声音的传播，提高结构的隔音效果。

然而，夹层结构也存在一些挑战和问题。

首先，夹层结构的设计和制造要求较高，需要考虑不同材料层之间的界面粘接强度、尺寸匹配等问题；其次，夹层结构在使用过程中可能存在层间剥离、破裂等问题，需要进行结构损伤评估和修复；最后，夹层结构的成本较高，需要考虑材料选择、制造工艺等问题，以提高经济性。

总第170期2012年第1期直升机技术H E L I C O PT E R T E C H N I Q U ET ot a l N o．170N o．12012文章编号：1673．1220(2012)01-052-04国产N H(Y T)一1蜂窝在直升机复合材料夹层结构中的应用分析谌广昌，肖文萍，徐璐(中航工业直升机设计研究所，江西景德镇330001)摘要按积木式试验验证程序验证了国产N H(Y T)一1蜂窝在直升机复合材料蜂窝夹层结构中应用的可行性，为N H(Y T)一1蜂窝在蜂窝夹层结构中的应用提供了依据。

关键词N H(Y T)一1蜂窝；直升机；积木式；蜂窝夹层结构中图分类号：V250．2文献标识码：AA ppl i cat i on A na l ys i s of N H(Y T)一1H oneycom b i n C om pos i t e S a ndw i c hC ons t r uct i on of H el i copt erC H EN G uang chang，X I A O W e npi ng，X U L u(C hi na H el i c opt e r R es ear ch and D evel opm ent I ns t i t ut e，Ji ngde zhen330001，C hi na)A bs t r act I n t hi s pa per，t he appl i cat i o n f easi bi l i t y of N H(Y T)一1honeyco m b i n com posi t e s and—w i ch cons t r uct i on of hel i copt er has be e n t es t ed t hr ough t he bui l d i ng bl ock appr oa ch，t he exper i m en—t al r esul t s ga i ne d conf i r m ed t he pr act i cal appl i cat i o n of N H(Y T)一1honeyco m b and pr ovi de d t hebas i s f or t he us e of N H(Y T)一1honeycom b．K ey w or ds N H(Y T)一1hone yc om b；bui l di ng bl ock a ppr oa ch；s andw i ch cons t r uct i on0引言夹层结构具有气动表面光滑、比刚度大，抗声振疲劳和抗机械疲劳性能好，以及绝热隔声性能优越等特点，在航空装备上获得了广泛应用¨J。

FRP /C M 2005.N o .2收稿日期:2004 07 23作者简介:孙春方(1963 ),男,副研究员,博士研究生。

复合材料泡沫夹层结构力学性能与试验方法孙春方,薛元德,胡 培(同济大学航空航天与力学学院,上海200092)摘要:本文讨论纤维增强复合材料与聚合物泡沫组成的夹层结构的刚度、强度及弯曲性能试验方法;分析了复合材料面层的弹性常数、泡沫芯层的模量和夹层结构的刚度;阐述了夹层结构的应力分布和常见的5种破坏模式;对夹层结构的疲劳强度和冲击时的力学行为进行了探讨。

关键词:复合材料;泡沫;夹层结构;力学性能中图分类号:T B332 文献标识码:A 文章编号:1003-0999(2005)02-0003-041 引 言由轻质芯体与两层刚硬坚固的外壳制成的结构件称为夹层结构。

芯体对外壳的分隔增大了结构的惯性矩,而质量几乎没增加,得到一个抗弯曲和屈曲载荷的有效结构。

它常用于为减小重量的场合。

外壳或面材一般是金属(如铝)或纤维增强复合材料,芯体是蜂窝、聚合物泡沫、木材等。

本文讨论纤维增强复合材料与聚合物泡沫组成的夹层结构。

探讨轨道车辆用复合材料泡沫夹层结构中的一些力学性能及相应的试验方法。

复合材料是由两种或两种以上不同化学性质或物理性质的组分复合而成的材料。

复合材料具有质量轻、比强高,易于加工和改型、耐腐蚀、可设计性强等优点。

涉及到的材料包括碳纤维、玻璃纤维、环氧树脂和酚醛树脂等。

聚合物泡沫是一种最常见的芯材,主要有聚氯乙烯(PVC )、聚苯乙烯(PS)、聚氨酯(PU )、聚甲基丙烯酰亚胺(P M I)、聚醚酰亚胺(PE I)和丙烯腈 苯乙烯(SAN 或AS)。

密度从30kg /m 3到300kg /m 3不等。

通常在复合材料中使用的泡沫密度在40~200kg /m 3之间。

夹层结构的力学性能取决于表层和芯部材料的力学性能及几何尺寸。

主要涉及夹层结构的强度和刚度。

强度主要指复合材料的拉、压性能,泡沫的剪切强度,夹层结构的疲劳强度和冲击时的力学行为。