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整体中空夹层复合材料低速冲击性能及剩余强度研究的开题报告一、研究背景和意义随着复合材料在航空、汽车和其他领域的广泛应用，对其性能的要求也越来越高。
尤其在低速冲击下，复合材料的性能表现更为突出。
因此，针对整体中空夹层复合材料的低速冲击性能研究及剩余强度变化规律探讨，将对优化复合材料设计、提升产品性能和延长使用寿命具有重要意义。
二、研究目的和内容本研究旨在探讨整体中空夹层复合材料在低速冲击过程中的响应及其剩余强度变化规律，具体任务包括：1.设计低速冲击试验方案，并在试验中采集数据；2.利用有限元方法对试验过程进行数值模拟；3.分析试验数据和模拟结果，探究复合材料的低速冲击性能和剩余强度变化规律；4.提出优化建议，对复合材料设计提供参考。
三、研究方法和步骤1.设计低速冲击试验方案根据ASTM标准，确定低速冲击试验中的冲击能量、试验样品尺寸、试验条件等参数，制备试验样品。
2.试验数据采集使用高速摄影仪记录试验过程，取得相应的图像数据；使用力传感器记录试验过程中试验样品的应力和应变等数据。
3.数值模拟采用有限元方法，建立整体中空夹层复合材料的模型，模拟低速冲击过程，得出相应的模拟结果。
4.试验数据和模拟结果分析对试验数据和模拟结果进行分析、对比，探究复合材料低速冲击性能及其剩余强度变化规律。
5.优化建议根据研究结果，提出优化建议，对复合材料设计提供参考。
四、论文结构和安排1.引言介绍研究背景、研究意义和目的，以及研究内容、方法和步骤等。
2.文献综述回顾国内外相关文献，总结目前对整体中空夹层复合材料低速冲击性能及剩余强度变化规律的研究现状和发展趋势。
3.低速冲击试验设计与分析设计低速冲击试验方案，采集试验数据，并对试验结果进行分析。
4.数值模拟通过有限元方法，建立整体中空夹层复合材料的数值模拟模型，并进行数值模拟分析。
5.试验数据和模拟结果对比分析对试验数据和数值模拟结果进行比较和分析，探讨复合材料的低速冲击性能和剩余强度变化规律。
叠层缝合碳纤维增强铝基复合材料低速冲击及冲击后剩余压缩力学性能顾 姝, 蔡长春, 余 欢*, 徐志锋, 王振军（南昌航空大学 轻合金加工科学与技术国防重点学科实验室, 南昌 330063）摘要：以铝合金ZL301为基体，碳纤维叠层缝合织物为增强体，采用真空压力浸渗工艺制备叠层缝合碳纤维增强铝基（叠层缝合C f /Al ）复合材料。
通过室温落锤冲击实验，研究冲击载荷及能量随时间的变化行为规律，采用光学显微镜和工业数字X 射线成像系统观测其冲击损伤形貌，分析冲击损伤机理。
通过冲击后压缩（CAI ）实验，研究复合材料在不同冲击能量下沿经纱方向的剩余强度，观察压缩试样宏观与微观断口形貌，分析压缩失效机制。
结果表明：冲击载荷作用下叠层缝合C f /Al 复合材料发生了显著的局部损伤，正面损伤区域出现了较明显的凹坑，而其背面出现明显的沿经向的裂纹，裂纹长度随冲击能量增加而增大，损伤模式主要表现为基体开裂和纤维断裂拔出；冲击后的经向压缩强度随冲击能量的增大而下降，压缩后的复合材料出现了从冲击裂纹端部沿纬纱方向扩展到试样边缘的横向裂纹，压缩宏观断口中纱线结构破坏严重程度随冲击能量的增加而加重，而压缩后的微观断口均呈现出纤维剪切断裂后参差不齐的形貌。
关键词：叠层缝合；C f /Al 复合材料；低速冲击；冲击后压缩；失效机制doi ：10.11868/j.issn.1005-5053.2021.000209中图分类号：TB333 文献标识码：A 文章编号：1005-5053(2022)03-0080-09纤维增强复合材料（FRP ）因密度小、比强度高、比模量大、各项力学性能优异而被广泛应用，其中碳纤维增强复合材料（CFRP ）以其高强高模、耐高温、可多维编织、热力学性能优良等特点脱颖而出，广泛应用于航空航天领域，但其特殊的使用环境中存在如飞鸟、冰雹等外来物体的冲击，对复合材料造成一定程度的损伤，降低其力学性能，缩短其使用寿命，影响飞行安全。
复合材料层合板低速冲击后的力学性能试验研究邓立伟;陈新文;王海鹏;罗舒【摘要】The tensile、compressive and flexural strength were tested for 5224/CF3052 plain weave composite laminates after impact.The influence of dent depth on the tensile、compressive and flexural strength of laminates was researched .The results show that decreasing amplitude of tensile、compressive and flexural strength were 60.9%,50.4%,and28.4%,the biggest decreasing amplitude was tensile strength after impact which should be noticed .There is infection in the relation curve of the dent depth and tensile ,compressive,flexural strength.%对特定铺层的5224/CF3052平纹织物复合材料层合板进行了低速冲击和冲击后拉伸、压缩及弯曲试验。
探讨了层合板在冲击试验过程中的损伤过程、特征和机理；分析了凹坑深度对层合板冲击后拉伸、压缩和弯曲强度的影响规律。
结果表明：冲击后拉伸、压缩及弯曲强度降幅分别为60．9％、50．4％及28．4％，冲击后拉伸强度降幅最大，应引起注意。
与冲击后压缩试验结果类似，凹坑深度与冲击后拉伸、弯曲剩余强度关系曲线存在拐点现象。
【期刊名称】《纤维复合材料》【年(卷),期】2013(000)003【总页数】4页(P17-20)【关键词】复合材料层合板;低速冲击;冲击损伤;剩余强度【作者】邓立伟;陈新文;王海鹏;罗舒【作者单位】北京航空材料研究院，北京100095;北京航空材料研究院，北京100095;北京航空材料研究院，北京100095;中航试金石检测科技有限公司，北京100000【正文语种】中文纤维增强树脂基复合材料由于具有高的比刚度和比强度、抗疲劳性能好及良好的可设计性等优点得到了广泛应用。
复合材料层合板冲击损伤剩余强度分析何周理，李旭辉（中国商飞上海飞机设计研究院，上海201210）摘要：民用飞机复合材料结构设计时必须考虑复合材料层合板的冲击损伤。
通过试验测量和数值模拟两种方法分析碳纤维增强复合材料层合板低速冲击损伤后的剩余压缩强度，试验采用标准试验规范进行测量，数值模拟分析采用层内渐进损伤模型和层间Cohsive模型模拟分析层合板冲击损伤以及剩余压缩强度。
数值模拟与试验结果对比表明，该数值模拟分析方法的有效性，为民用飞机复合材料结构设计时预测和计算复合材料层合板的剩余强度提供方法。
关键词：复合材料层合板；冲击损伤；剩余压缩强度；数值模拟中图分类号：TB338；V214.4文献标识码：A文章编号：1007-9915（2021）02-0015-06 Residual Strengti Analysit of Impacl DamaaeU Composite LaminateoHE Zhonli-LU XiiUni(COMAC SSaaaai AircraOt Desina ant Resexrca Institutx,SSaaaai221010)Abstrrcl:The impdct damaae of composite laminateo must be consieerea in the design of civil aircratt composite strecturea.Two methona,test mesuemeat ant namericyl aimulation,are usc V lo analyae the residual compressive strenath of cyreon00x0reinforcee composite laminatesaaee low velocito impac-damaae.The test it stant-p0experiment,ant the namericol simulation analysis m corrieV ont by usinf the prooressive damaae monel in lami-aaesiaadynhsinesmndsibsewssaiamnaaesi4Thsynmpaeninabsewssaesieesiuieiaadaumsenyaiinmuiaennaihnwi that the namericol simulation methon is effective；whicO provides a methon On preVictina ant colcolatina the residu-aiiieeaeihntynmpninieiamnaaieinaynenianeyeatiynmpninieiieuyiueedeinea4Key words:composite laminates；impad damaae；residualcompressive strenfth；numericol simulation度、重量轻、可设计性等特点，目前已在航空、0前言航天等领域得到了广泛的应用［°0然而在飞机复合材料构件的生产和使用中，各类工具的掉落、纤维增强复合材料由于其高比强度、高比刚跑道上的杂物、冰雹等形成的冲击以及其他各种作者简介：何周理（1993—）男，汉，硕士，高级工程师，主要从事民用飞机复合材料结构设计、研究工作，电子邮箱：hezhoUi@ comae,ccH年高科技纤维与应用11第2期意外撞击都可能造成复合材料构件内部损伤，导致复合材料构件的承载能力大幅下降，对结构的安全性造成潜在的威胁2。
ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ２０２３，４５（３）：６４６⁃６５２ＤＯＩ：１０ １６５７９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００１ ９６６９ ２０２３ ０３ ０２０∗２０２１０９２３收到初稿，２０２１１０２１收到修改稿㊂国家自然科学基金项目（５１４０８２６３）资助㊂∗∗张超锋，男，１９７９年生，江苏无锡人，汉族，江南大学机械工程学院教授，主要研究方向为结构优化设计㊂混杂复合三明治结构低速冲击特性及剩余压缩强度研究∗ＳＴＵＤＹＯＮＴＨＥＬＯＷ⁃ＶＥＬＯＣＩＴＹＩＭＰＡＣＴＡＮＤＲＥＳＩＤＵＡＬＣＯＭＰＲＥＳＳＩＶＥＳＴＲＥＮＧＴＨＯＦＨＹＢＲＩＤＣＯＭＰＯＳＩＴＥＳＡＮＤＷＩＣＨＳＴＲＵＣＴＵＲＥＳ张超锋∗∗１㊀㊀韩超超１㊀㊀朱佳佳２㊀㊀都伟忠１（１．江南大学机械工程学院，无锡２１４１２２）（２．江南航天机电工业有限公司，苏州２１５３００）ＺＨＡＮＧＣｈａｏＦｅｎｇ１㊀ＨＡＮＣｈａｏＣｈａｏ１㊀ＺＨＵＪｉａＪｉａ２㊀ＤＵＷｅｉＺｈｏｎｇ１（１．ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＪｉａｎｇｎａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｗｕｘｉ２１４１２２，Ｃｈｉｎａ）（２．ＪｉａｎｇｎａｎＡｅｒｏｓｐａｃｅＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＥｌｅｃｔｒｉｃａｌＩｎｄｕｓｔｒｙＣｏ．，Ｌｔｄ．，Ｓｕｚｈｏｕ２１５３００，Ｃｈｉｎａ）摘要㊀采用实验和仿真相结合的方法，探究蜂窝夹层结构在不同冲击能和不同边界条件下的冲击特性及剩余压缩强度㊂用Ｖｕｍａｔ子程序建立三维渐进失效准则，通过实验验证仿真模型的有效性㊂结果表明，简支试样更容易发生损伤，峰值力也更低，但吸能效果略好㊂同时，简支试样冲击后的剩余压缩强度较低㊂当冲击能较低时，边界条件对剩余压缩强度有着重要影响㊂而在较大的冲击能下，边界条件对剩余压缩强度的影响可以忽略㊂关键词㊀蜂窝夹层结构㊀混杂复合蒙皮㊀仿真分析㊀低速冲击性能㊀剩余压缩强度中图分类号㊀ＴＢ３３２㊀Ａｂｓｔｒａｃｔ㊀Ｔｈｅｉｍｐａｃｔｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｎｄｒｅｓｉｄｕａｌｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉｍｐａｃｔｅｎｅｒｇｉｅｓａｎｄｄｉｆｆｅｒｅｎｔｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄｂｙｔｅｓｔｉｎｇａｎｄｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔａｎａｌｙｓｉｓ．ＴｈｅＶｕｍａｔｓｕｂｒｏｕｔｉｎｅｗａｓｕｓｅｄｔｏｅｓｔａｂｌｉｓｈａｔｈｒｅｅ⁃ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｐｒｏｇｒｅｓｓｉｖｅｆａｉｌｕｒｅｃｒｉｔｅｒｉｏｎ．Ｔｈｅｖａｌｉｄｉｔｙｏｆｔｈｅｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｍｏｄｅｌｗａｓｖｅｒｉｆｉｅｄｂｙｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｓｉｍｐｌｙｓｕｐｐｏｒｔｅｄｓｐｅｃｉｍｅｎｓａｒｅｍｏｒｅｐｒｏｎｅｔｏｄａｍａｇｅａｎｄｔｈｅｐｅａｋｆｏｒｃｅｉｓｌｏｗｅｒ，ｂｕｔｔｈｅｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｅｆｆｅｃｔｉｓｓｌｉｇｈｔｌｙｂｅｔｔｅｒ．Ａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ，ｔｈｅｒｅｓｉｄｕａｌｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｓｉｍｐｌｙｓｕｐｐｏｒｔｅｄｓａｍｐｌｅａｆｔｅｒｉｍｐａｃｔｉｓｒｅｌａｔｉｖｅｌｙｌｏｗ．Ｗｈｅｎｔｈｅｉｍｐａｃｔｅｎｅｒｇｙｉｓｌｏｗ，ｔｈｅｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｈａｖｅａｎｉｍｐｏｒｔａｎｔｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｎｔｈｅｒｅｓｉｄｕａｌｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｓｔｒｅｎｇｔｈ．Ｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｎｔｈｅｒｅｓｉｄｕａｌｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｓｔｒｅｎｇｔｈｃａｎｂｅｉｇｎｏｒｅｄｗｈｅｎｔｈｅｉｍｐａｃｔｅｎｅｒｇｙｉｓｌａｒｇｅ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ㊀Ｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ；Ｈｙｂｒｉｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｋｉｎ；Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎａｌｙｓｉｓ；Ｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ；ＲｅｓｉｄｕａｌｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｓｔｒｅｎｇｔｈＣｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇａｕｔｈｏｒ：ＺＨＡＮＧＣｈａｏＦｅｎｇ，Ｅ⁃ｍａｉｌ：ｚｃｆ８３０７０３＠１６３．ｃｏｍＴｈｅｐｒｏｊｅｃｔｓｕｐｐｏｒｔｅｄｂｙｔｈｅＮａｔｉｏｎａｌＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅＦｏｕｎｄａｔｉｏｎｏｆＣｈｉｎａ（Ｎｏ．５１４０８２６３）．Ｍａｎｕｓｃｒｉｐｔｒｅｃｅｉｖｅｄ２０２１０９２３，ｉｎｒｅｖｉｓｅｄｆｏｒｍ２０２１１０２１．０㊀引言㊀㊀复合材料蜂窝夹层结构以高能量吸收能力和高比强度等特点，被广泛应用于航空航天㊁汽车交通等工程领域［１］㊂然而，在该类材料的使用及维护过程中，往往因外来物的撞击导致其内部发生损伤，其结构完整性也会大受影响［２⁃３］㊂因此，复合材料蜂窝夹层结构的抗冲击能力和剩余强度也越来越受到研究学者们的关注㊂复合材料在承受冲击载荷之后，其结构完整性有一定程度下降，目前常用剩余强度来评估其冲击后力学性能㊂复合材料冲击后的压缩性能受多种因素影响，如蒙皮铺层顺序［４］㊁蒙皮厚度／芯体厚度［５］㊁冲头形状和冲击能量等［６］１８８⁃１９８［７］㊂在较低的冲击能下，冲击后压缩试样出现蒙皮局部屈曲㊂在较高的能量下，粘接界面出现脱粘损伤［６］１８８⁃１９８㊂蒙皮较厚的夹层板有更高的冲击后压缩强度［８］㊂而芯体较厚的夹层板在承受冲击载荷时易穿透，后压缩强度也较低［９］㊂目前对蜂窝夹层结构的抗冲击性能多集中于单一类型材料的蒙皮［１０⁃１１］㊂前文中，学者们对夹层结构的剩余强度研究通常集中于冲击后面内压缩强度，很少㊀第４５卷第３期张超锋等：混杂复合三明治结构低速冲击特性及剩余压缩强度研究６４７㊀㊀涉及面外剩余压缩性能的研究㊂然而，蜂窝夹层结构在受到异物撞击后，除了蒙皮会发生不同程度损伤外，蜂窝芯体也会受到局部压缩损伤㊂在蜂窝芯体坍塌后，芯体对蒙皮的支撑作用将明显减小㊂因此，蜂窝芯体的抗压溃性对蜂窝夹层结构的设计来说也是一个需要考虑的关键因素［１２］㊂本文采用实验和仿真相结合的方法，探究了不同冲击能和不同边界条件对混杂复合材料蜂窝夹层结构抗冲击性能和冲击后面内及面外压缩性能的影响㊂１㊀实验和仿真１ １㊀蜂窝夹层结构㊀㊀本文采用的是蜂窝夹层结构，如图１（ａ）所示㊂蜂窝与蒙皮通过高强度胶Ｊ⁃９５粘接在一起㊂试件尺寸为边长１５０ｍｍ的正方形㊂蒙皮是由玻璃纤维（ＧｌａｓｓＦｉｂｅｒＲｅｉｎｆｏｒｃｅｄＰｏｌｙｍｅｒ，ＧＦＲＰ）和碳纤维（ＣａｒｂｏｎＦｉｂｅｒＲｅｉｎｆｏｒｃｅｄＰｏｌｙｍｅｒ，ＣＦＲＰ）混杂斜纹编织而成㊂蒙皮铺层方式为［（０／９０）Ｃ（ʃ４５）６Ｇ（０／９０）Ｃ］（Ｃ表示碳纤维，Ｇ表示玻璃纤维）㊂单层厚度为０ ２４ｍｍ，共８层，总厚度为１ ９２ｍｍ㊂蜂窝材料为Ｎｏｍｅｘ（诺梅克斯）蜂窝，形状为正六边形㊂蜂窝胞元边长Ｌ＝２ ７７ｍｍ，单层壁厚ＴＣ＝０ １ｍｍ，蜂窝芯高３８ｍｍ㊂蜂窝截面如图１（ｂ）所示㊂图１㊀试件及蜂窝截面示意图Ｆｉｇ．１㊀Ｓｐｅｃｉｍｅｎａｎｄｃｒｏｓｓｓｅｃｔｉｏｎｏｆｈｏｎｅｙｃｏｍｂ１ ２㊀研究计划㊀㊀本文对大质量冲头㊁低速情况下的蜂窝夹层结构抗冲击性能及冲击后的剩余强度展开研究㊂首先，讨论不同冲击能和不同边界条件下蜂窝夹层的抗冲击性能㊂接着，对冲击后蜂窝夹层展开面内和面外压缩实验㊂将它们的抗压缩性能分别与未冲击试件的抗压缩性能进行对比，从而研究不同载荷下的剩余压缩强度㊂完整的研究计划如表１所示㊂表１中，ＦＳ和ＳＳ代表的试件边界条件分别是底面固支和四周简支㊂１ ３㊀实验设备和步骤１ ３ １㊀低速冲击实验㊀㊀冲击试验机如图２所示㊂冲头形状是半球形，直径为７５ｍｍ，冲头质量为３１ｋｇ，冲击能通过落锤高度调节㊂冲击试验机通过连杆结构来防止二次冲击，从而可以准确评估单次冲击下蜂窝夹层结构的剩余压缩强度㊂冲头的接触力和速度历程曲线直接通过数据采集系统获得㊂表１㊀研究计划Ｔａｂ．１㊀Ｒｅｓｅａｒｃｈｐｌａｎ试件Ｓｐｅｃｉｍｅｎ边界条件Ｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎ落锤高度Ｄｒｏｐｈｅｉｇｈｔ／ｍｍ冲击能量Ｉｍｐａｃｔｅｎｅｒｇｙ／Ｊ面外压缩实验Ｏｕｔ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ面内压缩实验Ｉｎ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔＡ１／／０ɿＢ１／／０ɿ７６Ｊ⁃ＦＳＦＳ２５０７６ɿɿ１５２Ｊ⁃ＦＳＦＳ５００１５２ɿɿ２２８Ｊ⁃ＦＳＦＳ７５０２２８ɿɿ７６Ｊ⁃ＳＳＳＳ２５０７６ɿɿ１５２Ｊ⁃ＳＳＳＳ５００１５２ɿɿ２２８Ｊ⁃ＳＳＳＳ７５０２２８ɿɿ图２㊀冲击实验系统Ｆｉｇ．２㊀Ｉｍｐａｃｔｔｅｓｔｉｎｇｍａｃｈｉｎｅ１ ３ ２㊀压缩试验㊀㊀复合材料蜂窝夹层结构的剩余压缩强度通常计算为σＣ＝ＦｍａｘＡ（１）式中，Ｆｍａｘ为试件破坏时的最大载荷㊂在面外压缩实验中，Ａ为蒙皮的面积㊂在面内压缩中，由于蜂窝芯体几乎不承受压缩载荷，因此Ａ为蒙皮厚度与宽度的乘积㊂压缩实验在万能液压试验机上进行，实验如图３所示㊂在面内压缩实验中，为了更加细致地观察到蒙皮和蜂窝的压缩变形过程，将冲击后的试件对半切开后进行压缩实验㊂在面外压缩实验中，试件通过两块钢板夹持，试件尺寸与冲击实验保持一致㊂图３㊀压缩实验Ｆｉｇ．３㊀Ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ㊀６４８㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２３年㊀１ ４㊀有限元模拟㊀㊀仿真模型如图４所示㊂采用有限元软件Ａｂａｑｕｓ／Ｅｘｐｌｉｃｉｔ分析蜂窝夹层结构在冲击载荷和压缩载荷下的力学性能㊂模型中蒙皮与蜂窝夹芯采用绑定约束类型㊂蒙皮和蜂窝的单元类型分别选用Ｃ３Ｄ８Ｒ和Ｓ４Ｒ㊂冲头同样采用Ｃ３Ｄ８Ｒ单元，并对冲头设置了刚体约束㊂采用通用接触定义接触属性㊂经计算分析，当网格数目达到５ˑ１０５时可满足计算精度要求，本文有限元模型网格数共５６９７８８个㊂图４㊀冲击有限元模型Ｆｉｇ．４㊀Ｉｍｐａｃｔｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌ采用重启动的方法分析冲击后的剩余强度，将冲击后的末状态作为冲击后压缩的分析初始状态㊂冲击后压缩模型与冲击模型保持一致㊂三维渐进失效理论被编进Ｖｕｍａｔ子程序中，并应用于蒙皮模型，失效准则参考文献［１３］㊂蜂窝芯体和蒙皮的仿真材料参数分别如表２和表３所示㊂表２㊀蜂窝材料参数Ｔａｂ．２㊀Ｈｏｎｅｙｃｏｍｂｍａｔｅｒｉａｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓ参数Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ数值Ｖａｌｕｅ密度Ｄｅｎｓｉｔｙρ／（ｋｇ／ｍ３）７１０弹性模量ＥｌａｓｔｉｃｍｏｄｕｌｕｓＥ／ＭＰａ２０００泊松比Ｐｏｉｓｓｏｎᶄｓｒａｔｉｏμ０ ３屈服强度Ｙｉｅｌｄｓｔｒｅｎｇｔｈσｓ／ＭＰａ２０表３㊀蒙皮材料参数Ｔａｂ．３㊀Ｓｋｉｎｍａｔｅｒｉａｌｐａｒａｍｅｔｅｒｓ参数Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ碳纤维ＣＦＲＰ玻璃纤维ＧＦＲＰ密度Ｄｅｎｓｉｔｙρ／（ｋｇ／ｍ３）ρ＝１５７０ρ＝１７５６泊松比Ｐｏｉｓｓｏｎᶄｓｒａｔｉｏμμ１２＝０ ０６μ１２＝０ １２弹性参数Ｅｌａｓｔｉｃｐａｒａｍｅｔｅｒ／ＭＰａＥ１１＝６３０００Ｅ１１＝１４７３０Ｅ２２＝６３０００Ｅ２２＝１４７３０Ｅ３３＝８０００Ｅ３３＝６８７０Ｇ１２＝４１００Ｇ１２＝２８００Ｇ１３＝３８００Ｇ１３＝１４３０Ｇ２３＝３８００Ｇ２３＝１４３０强度值Ｓｔｒｅｎｇｔｈｖａｌｕｅ／ＭＰａＸＴ＝４９９ＸＴ＝４４２ＸＣ＝３５２ＸＣ＝３３７ＹＴ＝４９９ＹＴ＝４４２ＹＣ＝３５２ＹＣ＝３３７ＺＴ＝６４ＺＴ＝７５ＺＣ＝１６０ＺＣ＝２１０Ｓ１２＝８８Ｓ１２＝５２Ｓ１３＝５２Ｓ１３＝４５Ｓ２３＝５２Ｓ２３＝４５２㊀结果和讨论２ １㊀冲击损伤模式２ １ １㊀蒙皮损伤模式㊀㊀冲击后试件的表面损伤状态如图５所示㊂所有试件表面均出现了不同程度的凹坑㊂在凹坑周围，沿着碳纤维的编织方向出现了 十 字形的裂纹，这表明试件已经产生纤维断裂损伤㊂在相同边界条件下，无论是底面固支还是四周简支的情况，随着冲击能的增加，凹坑和纤维断裂损伤更加明显㊂在相同冲击能下，对比不同边界条件下的损伤程度发现，四周简支试件的损伤程度要比底面固支试件的损伤程度严重㊂在冲击能为７６Ｊ时，７６Ｊ⁃ＦＳ［图５（ａ）］试件表面并未出现明显的纤维断裂损伤，而７６Ｊ⁃ＳＳ［图５（ｄ）］纤维断裂损伤则较为明显㊂这是因为在固支的情况下，试件的下蒙皮不会发生面外变形㊂当边界条件为简支时，由于底面夹具开孔的存在，蜂窝夹层结构的整体刚度相对较低，下蒙皮在冲击过程中会产生一定程度挠曲㊂因此，冲头的位移量会大于底面固支时的冲头位移量㊂这导致上蒙皮在冲击过程中有着更大的变形量，更易发生纤维断裂损伤㊂图５㊀蒙皮损伤模式Ｆｉｇ．５㊀Ｓｋｉｎｄａｍａｇｅｍｏｄｅｓ蒙皮损伤仿真如图６所示㊂在相同的边界条件下，蒙皮表面的损伤区域面积随着冲击能的增加而增大㊂在相同冲击能下，四周简支的试件比底面固支的试件表面损伤程度更为严重㊂在７６Ｊ⁃ＦＳ［图６（ａ）］的云图中，蒙皮表面也未出现纤维断裂现象，而７６Ｊ⁃ＳＳ［图６（ｄ）］的云图中已经出现了明显的纤维断裂损伤㊂这和试验的损伤模式表现一致㊂２ １ ２㊀蜂窝损伤模式㊀㊀试件对中切半后剖面损伤模式如图７所示㊂上蒙皮的下层碳纤维与中间玻璃纤维之间出现明显的分层损伤，这是由于碳纤维和玻璃纤维韧性不同引起的㊂蜂窝芯出现了不同程度的屈曲损伤㊂在冲击区域，蜂㊀第４５卷第３期张超锋等：混杂复合三明治结构低速冲击特性及剩余压缩强度研究６４９㊀㊀图６㊀蒙皮损伤仿真云图Ｆｉｇ．６㊀Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓｎｅｐｈｏｇｒａｍｏｆｓｋｉｎｄａｍａｇｅｍｏｄｅｓ窝的损伤深度最大，同时出现了折叠㊁压溃等损伤㊂整体来看，蜂窝芯体的损伤样貌呈现出凹坑状㊂由图７（ａ） 图７（ｃ）可以看出，实验和仿真具有良好的一致性㊂在简支下仿真［图７（ｄ） 图７（ｆ）］云图中，下蒙皮有明显的挠曲变形，这在试件的剖面图中并未观察到㊂这是因为在整个冲击过程中，下蒙皮仅发生了弹性变形，这微小的变形很难在实验中观察到㊂总体来说，仿真与实验表示出了相同的损伤模式，仿真较好地模拟出了实验中蜂窝芯体的屈曲㊁压溃现象㊂图７㊀实验和仿真的试件剖面对比图Ｆｉｇ．７㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｄｉａｇｒａｍｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｓｐｅｃｉｍｅｎｐｒｏｆｉｌｅｓ不同边界下的损伤深度如图８所示㊂由图８可以看出，不论是在底面固支的边界条件下还是在四周简支的边界条件下，蜂窝芯体的损伤深度均随着冲击能的增加而增加㊂在相同的冲击能下，边界条件为四周简支的蜂窝损伤深度都要略大于底面固支的情况㊂这是因为四周简支时，下蒙皮的挠曲会影响蜂窝的变形，从而使得蜂窝损伤深度更大㊂２ ２㊀冲击后压缩损伤模式２ ２ １㊀面内压缩㊀㊀夹层结构冲击后的面内压缩实验与仿真的损伤模式如图９所示，仿真云图与实验的破坏模式表现出了良好的一致性㊂Ａ１为未冲击的试件，它的右侧蒙皮沿宽度方向（垂直于压缩载荷方向）发生了断裂；左侧蒙皮靠近上压头处，蒙皮与蜂窝芯之间产生了脱胶㊂冲击后压缩的试件都呈现出了相似的破坏模式，即凹坑图８㊀不同边界下的损伤深度Ｆｉｇ．８㊀Ｄａｍａｇｅｄｅｐｔｈｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ中心区域受冲击的蒙皮出现整体屈曲失稳㊂在不同边界条件下，压缩后的下蒙皮变形也会有所不同㊂简支试件表现为整体弯曲变形，固支试件表现为单侧弯曲变形㊂固支试件的下蒙皮发生面外变形较小，其变形量受前期冲击能量的影响较小㊂但当冲击能为２２８Ｊ时，上蒙皮和蜂窝之间已经发生了严重的脱胶现象㊂这会导致在面内压缩时，下蒙皮会发生一定的屈曲变形㊂在压缩载荷下，所有简支试样的下蒙皮都产生了明显的面外变形㊂变形量随前期冲击能量的增加而增加㊂仿真得到的损伤云图如图９所示㊂无论是何种边界条件，损伤宽度随着冲击能的增加而减小㊂冲击能相同时，简支的损伤宽度要大于固支的损伤宽度㊂这是因为简支下试件的冲击损伤特征是损伤区域大㊁范围较广，固支的冲击损伤范围小㊁更加集中㊂图９㊀面内压缩实验和仿真损伤模式对比Ｆｉｇ．９㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｄａｍａｇｅｍｏｄｅｓｂｅｔｗｅｅｎｉｎ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｎｄｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ２ ２ ２㊀面外压缩㊀㊀冲击与未冲击试件的面外压缩损伤模式对比如图１０所示㊂在Ｂ１试件［图１０（ａ）］中，蜂窝壁屈曲㊁折叠现象集中于蜂窝芯体的中部区域㊂而对于冲击后的试件［图１０（ｂ）］，屈曲㊁折叠现象多出现于蜂窝的上半区，下半区蜂窝几乎没有出现损伤㊂在蜂窝两侧，损伤㊀６５０㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２３年㊀开始往下半部分扩展㊂这是因为冲击后的夹层结构，面外压缩载荷主要由非冲击区域的蜂窝承载㊂这导致冲击区域蜂窝的损伤主要出现在上半区，在两侧损伤会扩展至中下部区域㊂图１０㊀冲击与未冲击试件面外压缩实验对比Ｆｉｇ．１０㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｉｍｐａｃｔａｎｄｎｏｎ⁃ｉｍｐａｃｔｏｕｔ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｔｅｓｔｏｆｓｐｅｃｉｍｅｎ２ ３㊀冲击结果２ ３ １㊀冲击力曲线㊀㊀不同冲击能下冲击力历程曲线对比如图１１所示㊂整体看来，仿真得到的冲击力历程曲线与实验结果较为吻合㊂曲线表现出单峰和双峰两种曲线形式㊂曲线为双峰时，冲击力曲线呈现出３个阶段㊂冲击力线性上升至峰值力㊁冲击力骤降后再次上升㊁冲击力下降㊂第１阶段蒙皮基本处于弹性变形阶段，仅产生了微小的纤维断裂损伤，这使得冲击力线性上升㊂在达到蒙皮承载极限后，蒙皮产生严重的纤维断裂损伤，造成了冲击力骤降㊂随着冲击的继续，冲击力再次缓慢上升㊂此后，由于冲击能逐渐被耗散，冲击力开始减小至零㊂曲线为单峰形式是因为在冲击能较低时，蒙皮主要以弹性变形为主，并未出现较为严重的纤维断裂损伤，因此没有出现冲击力骤降的现象㊂冲击能相同的条件下，在达到峰值力之前，冲击力历程曲线斜率大小可以在一定程度上反应试件刚度的大小㊂两种边界条件下，冲击力曲线斜率均呈现出开始时非常接近，之后简支试样斜率略低的现象㊂这是因为，在冲击最初的阶段，试件的刚度主要受上蒙皮的影响㊂随着冲击过程的持续，简支条件下的下蒙皮开始发生变形，进而导致了简支试件的曲线斜率减小㊂２ ３ ２㊀峰值力㊀㊀两种边界条件下的峰值力如图１２所示㊂简支试件的峰值力均小于固支试件的峰值力㊂这是因为简支下试件的刚度比固支时小，且更易发生纤维断裂损伤㊂无论是何种边界条件，峰值力均随着冲击能的增加而增加㊂但夹层结构所能承受的冲击能存在一个临界值，当冲击能超过该值时，峰值力会稳定在一个范围内㊂２ ３ ３㊀能量吸收㊀㊀能量吸收特性是用来评价蜂窝夹层结构抗冲击性能的重要指标之一㊂由于冲击过程中冲头与试件之间摩擦所耗散的能量较小，因此这部分能量可以忽略不图１１㊀不同边界条件下冲击力历程曲线对比Ｆｉｇ．１１㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｉｍｐａｃｔｆｏｒｃｅｈｉｓｔｏｒｙｃｕｒｖｅｓｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ图１２㊀不同冲击能下峰值力Ｆｉｇ．１２㊀Ｐｅａｋｆｏｒｃｅｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｉｍｐａｃｔｅｎｅｒｇｉｅｓ计㊂蜂窝夹层结构的吸能计算公式为Ｅ＝１２Ｍ（Ｖ２０－Ｖ２ｔ）（２）式中，Ｅ为吸收能；Ｍ为冲头质量；Ｖ０和Ｖｔ分别为冲击时冲头的初速度和ｔ时刻冲头的速度㊂仿真和实验能量吸收对比如图１３所示，可以看出，仿真与实验结果比较吻合㊂各部件的吸能占比如图１４所示㊂蜂窝夹层结构的吸能比几乎在６０％以上；蜂窝芯吸收的能量在整个结构吸能中占比最大，均在７０％以上㊂这说明该类结构具有优良的能量吸收特性，同时蜂窝芯是此结构的主要吸能部件㊂在边界条件为固支时，由于下蒙皮几乎不产生面外变形，且蜂窝的损伤深度也没有超过蜂窝芯体本身的高度，因此下蒙皮几乎没有吸收能量㊂在边界条件为四周简支时，可以看到，下蒙皮虽然吸能很少，但随着冲击能的增加仍呈现出了递增的趋势㊂这表明随着冲击能的增加，下蒙皮的损伤变形会更加严重，进而所吸收的能量值增加㊂㊀第４５卷第３期张超锋等：混杂复合三明治结构低速冲击特性及剩余压缩强度研究６５１㊀㊀图１３㊀能量吸收实验仿真结果对比Ｆｉｇ．１３㊀Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｒｅｓｕｌｔｓｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔ图１４㊀夹层结构各部件吸能情况Ｆｉｇ．１４㊀Ｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｏｆｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ２ ４㊀冲击后压缩结果２ ４ １㊀面内压缩㊀㊀冲击后面内压缩强度实验和仿真对比如图１５所示㊂在整个压缩过程中，压缩载荷近似呈线性上升，在达到最大值后骤降㊂为避免预紧力过大对实验结果造成影响，仅对试件进行了微小的预紧㊂这使得在曲线的最初阶段，力位移曲线出现了短暂的非线性现象，间接导致了实验和仿真在位移结果上误差较大㊂总体来看，仿真可以较准确地预测出极限压缩载荷㊂由图１５可以看出，随着冲击能的增加，试件刚度均逐渐减小㊂这是因为前期冲击能越大，损伤程度越大，导致试件承受面内压缩的能力更低㊂三种冲击能下，简支冲击后的试件刚度均小于固支冲击后试样的刚度㊂这是因为在相同冲击能下，简支试件的冲击损伤程度更加严重，因此刚度更低㊂图１５㊀面内压缩实验仿真对比Ｆｉｇ．１５㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｉｎ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｎｄｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ冲击后试件的面内剩余压缩强度如图１６所示㊂在冲击能相同时，简支试件的剩余强度均小于固支试件的剩余强度㊂试件在面内压缩时，蒙皮为主要承载载荷的部件㊂冲击能相同时，简支试件的蒙皮损伤程度较严重，因此剩余强度也就较小㊂在冲击能为７６Ｊ时，固支和简支试件的剩余强度分别为８１ ４５ＭＰａ和６７ ４１ＭＰａ，分别为原始强度的８３ １０％和６８ ７８％㊂这表明在此种冲击能下，两种边界条件下的试件仍存在一定程度的抗压缩载荷能力㊂当冲击能为２２８Ｊ时，二者的剩余强度接近，表明此时边界条件对剩余强度的影响可以忽略㊂图１６㊀面内压缩剩余强度Ｆｉｇ．１６㊀Ｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｉｎ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ２ ４ ２㊀面外压缩㊀㊀冲击后的面外压缩强度如图１７所示㊂随着冲击能的增加，无论是何种边界条件，面外剩余强度均逐渐降低㊂图１７㊀面外压缩剩余强度Ｆｉｇ．１７㊀Ｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｏｕｔ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ当冲击能为１５２Ｊ和２２８Ｊ时，简支下试件的剩余强度分别为０ ４５ＭＰａ和０ ４４ＭＰａ，二者剩余强度几乎相同㊂这表明此时夹层结构的面外剩余强度已减小至较低的水平㊂在相同冲击能下，固支的剩余强度均大于简支的剩余强度㊂当冲击能为７６Ｊ时，固支和简支下的剩余强度分别为１ ７２ＭＰａ和１ ０８ＭＰａ，分别为原始强度的５６ ９５％和３５ ７６％㊂简支下的剩余强度远远低于固支下的剩余强度㊂这表明，在较低的冲击能量下，边界条件对夹层结构的平压强度有着重要影响㊂当冲击㊀６５２㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２３年㊀能为２２８Ｊ时，两种边界条件下的面外剩余压缩强度分别为０ ５ＭＰａ和０ ４４ＭＰａ，二者剩余强度非常接近㊂这表明在冲击能为２２８Ｊ时，边界条件对面外剩余压缩强度影响几乎可以忽略㊂３㊀结论㊀㊀本文对碳纤维⁃玻璃纤维混杂复合材料蜂窝夹层结构的低速冲击和冲击后压缩性能展开研究㊂探究了冲击能和试件的边界条件对该类结构冲击性能和剩余压缩强度的影响，得到了以下结论：１）无论是何种边界条件，峰值力均随着冲击能的增加而增加㊂但夹层结构所能承受的冲击能存在一个临界值，当冲击能超过该值时，峰值力会稳定在一个范围内㊂２）相比于底面固支情况，四周简支试件更易发生纤维断裂损伤，损伤深度更大，峰值力更低，但吸能效果略优㊂３）在本文所涉及的冲击能量下，蜂窝芯体是整个结构中吸能最大的部件，吸能比均超过５５％㊂４）无论是冲击后的面外压缩强度还是面内压缩强度，简支的剩余压缩强度更低㊂当冲击能为７６Ｊ时，边界条件对剩余压缩强度有着重要影响㊂当冲击能超过２２８Ｊ时，边界条件对剩余压缩强度的影响可以忽略㊂参考文献（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ）［１］㊀ＦＥＮＧＨ，ＬＩＵＬＱ，ＺＨＡＯＱ．ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｅｎｔｒａｐｐｅｄａｉｒｏｎｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆＮｏｍｅｘｈｏｎｅｙｃｏｍｂｕｎｄｅｒｆｌａｔ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１７（１８２）：６１７⁃６２７．［２］㊀金㊀迪，乔凌云，凡㊀玉．芯层高度对复合材料蜂窝夹层结构总体稳定性的影响［Ｊ］．机械强度，２０１７，３９（５）：１１６４⁃１１６８．ＪＩＮＤｉ，ＱＩＡＯＬｉｎｇＹｕｎ，ＦＡＮＹｕ．Ｅｆｆｅｃｔｏｆｃｏｒｅｈｅｉｇｈｔｏｎｇｅｎｅｒａｌｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｆｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ，２０１７，３９（５）：１１６４⁃１１６８（ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［３］㊀齐佳旗，段玥晨，李㊀成，等．低速冲击下铝蜂窝夹层板的动态响应研究［Ｊ］．玻璃钢／复合材料，２０１９（５）：５⁃１１．ＱＩＪｉａＱｉ，ＤＵＡＮＹｕｅＣｈｅｎ，ＬＩＣｈｅｎｇ，ｅｔａｌ．Ｄｙｎａｍｉｃｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｐｌａｔｅｕｎｄｅｒｌｏｗｓｐｅｅｄｉｍｐａｃｔ［Ｊ］．ＦｉｂｅｒＲｅｉｎｆｏｒｃｅｄＰｌａｓｔｉｃ／Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ，２０１９（５）：５⁃１１（ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［４］㊀ＬＵＸＭ，ＭＡＹＦ，ＷＡＮＧＳＸ．Ｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓａｎｄｒｅｓｉｄｕａｌｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｔｔｉｃｅｃｏｒｅｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＰａｒｔＢ⁃Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１１，４２（４）：８９１⁃８９７．［５］㊀ＷＡＮＧＪ，ＷＡＮＧＨ，ＣＨＥＮＢ，ｅｔａｌ．Ａｆａｉｌｕｒｅｍｅｃｈａｎｉｓｍｂａｓｅｄｍｏｄｅｌｆｏｒｎｕｍｅｒｉｃａｌｍｏｄｅｌｉｎｇｔｈｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ⁃ａｆｔｅｒ⁃ｉｍｐａｃｔｏｆｆｏａｍ⁃ｃｏｒｅｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１７（１５１）：２５８⁃２６７．［６］㊀ＺＨＡＮＧＧ，ＷＡＮＧＢ，ＭＡＬ，ｅｔａｌ．Ｔｈｅｒｅｓｉｄｕａｌｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｉｍｐａｃｔ⁃ｄａｍａｇｅｄｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｗｉｔｈｐｙｒａｍｉｄａｌｔｒｕｓｓｃｏｒｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１３（１０５）：１８８⁃１９８．［７］㊀ＫＲＯＬＬＭＡＮＮＪ，ＳＣＨＲＥＹＥＲＴ，ＶＥＩＤＴＭ，ｅｔａｌ．Ｉｍｐａｃｔａｎｄｐｏｓｔ⁃ｉｍｐａｃｔｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｈｙｂｒｉｄ⁃ｍａｔｒｉｘｌａｍｉｎａｔｅｓｂａｓｅｄｏｎｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ⁃ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｅｐｏｘｙａｎｄｅｌａｓｔｏｍｅｒｓｕｂｊｅｃｔｅｄｔｏｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１９（２０８）：５２５⁃５４５．［８］㊀ＣＡＭＩＮＥＲＯＭＡ，ＧＡＲＣÍＡ⁃ＭＯＲＥＮＯＩ，ＲＯＤＲÍＧＵＥＺＧＰ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｔｈｉｃｋｎｅｓｓａｎｄｐｌｙ⁃ｓｔａｃｋｉｎｇｓｅｑｕｅｎｃｅｏｎｔｈｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎａｆｔｅｒｉｍｐａｃｔｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｒｅｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｅｐｏｘｙｌａｍｉｎａｔｅｓ［Ｊ］．ＰｏｌｙｍｅｒＴｅｓｔｉｎｇ，２０１８：３６０⁃３７０．［９］㊀ＤＡＶＩＥＳＧ，ＨＩＴＣＨＩＮＧＳＤ，ＢＥＳＡＮＴＴ，ｅｔａｌ．Ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎａｆｔｅｒｉｍｐａｃｔｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２００４，６３（１）：１⁃９．［１０］㊀ＺＨＯＵＪＷ，ＬＩＡＯＢＢ，ＳＨＩＹＹ，ｅｔａｌ．Ｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔｂｅｈａｖｉｏｒａｎｄｒｅｓｉｄｕａｌｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆＣＦＲＰｌａｍｉｎａｔｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＰａｒｔＢ⁃Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１９（１６１）：３００⁃３１３．［１１］㊀ＰＡＮＢＡＲＡＳＵＫ，ＲＡＮＧＡＮＡＴＨＶＲ，ＰＲＡＫＡＳＨＲＶ．Ａｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎｉｍｐａｃｔｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｑｕａｓｉ⁃ｉｓｏｔｒｏｐｉｃＣＦＲＰｌａｍｉｎａｔｅｓ［Ｊ］．ＭａｔｅｒｉａｌｓＴｏｄａｙ：Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓ，２０２１（４４）：２８９⁃２９３．［１２］㊀ＬＩＵＬ，ＷＡＮＧＨ，ＧＵＡＮＺ．ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆＮｏｍｅｘｈｏｎｅｙｃｏｍｂｃｏｒｅｕｎｄｅｒｔｒａｎｓｖｅｒｓｅｌｏａｄｉｎｇ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１５（１２１）：３０４⁃３１４．［１３］㊀ＸＵＥＸＷ，ＺＨＡＮＧＣＦ，ＣＨＥＮＷ，ｅｔａｌ．Ｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｉｍｐａｃｔｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｏｆｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｕｎｄｅｒｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙ／ｈｅａｖｙｍａｓｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１９，２２６（１５）：１１２２３．。
复合材料点阵结构吸能特性和抗低速冲击性能研究共3篇复合材料点阵结构吸能特性和抗低速冲击性能研究1复合材料点阵结构吸能特性和抗低速冲击性能研究随着交通工具的普及和人们对安全性的要求不断提高，材料的耐冲击性和吸能特性成为了材料研究的热点之一。
而复合材料以其轻量化、高强度、高刚度等优势在这方面得到了广泛的应用。
本文将介绍一种新型的复合材料点阵结构，并分析其吸能特性和抗低速冲击性能。
首先，我们介绍点阵结构的基本原理。
点阵结构是由一系列相互连接的单元组成的，这些单元之间形成了一种无缝衔接的网络结构。
点阵结构因其特殊的几何形状，所形成的空隙比较大，因此在某些情况下可以有效地吸收冲击能量，从而避免或减轻对其他部件的破坏。
同时，点阵结构还具有很好的抗压、抗剪和抗扭性能，可以有效地抵御外力作用下的变形和断裂。
接着，我们介绍复合材料的制备过程。
利用点阵结构的吸能特性，我们可以将其应用到复合材料中，从而提高复合材料的吸能能力。
复合材料通常由纤维增强材料和基体材料组成，纤维增强材料主要承担受力的作用，而基体材料则起到固定和保护作用。
为了在复合材料中实现点阵结构，我们需要将单元作为一种增强材料纤维，将其与基体材料相互交织，形成一种新的复合材料。
在制备过程中，需要注意纤维和基体的匹配性、纤维集聚和分散程度、纤维的取向等因素，以确保复合材料的力学性能和耐久性。
最后，我们介绍点阵结构复合材料的应用与发展。
点阵结构复合材料具有广泛的应用前景，包括汽车、航空航天、公共交通等领域。
在汽车与公共交通领域，点阵结构复合材料可以用于车身、底盘等部件的设计，可以有效减轻汽车的重量，提高汽车的安全性和经济性。
在航空航天领域，点阵结构复合材料可以应用于飞机的机身、机翼等部件设计，可以提高飞机的飞行速度和稳定性。
综上所述，复合材料点阵结构是一种应用前景广阔的新型复合材料，在汽车、航空航天、公共交通等领域有着广泛的应用前景，同时具有良好的吸能特性和抗低速冲击性能。
T300-69层合板边缘多角度低速冲击损伤及剩余压缩强度研究T300/69层合板边缘多角度低速冲击损伤及剩余压缩强度研究摘要：本文旨在研究T300/69层合板在边缘多角度低速冲击下的损伤程度以及其对剩余压缩强度的影响。
采用实验方法对合板样品进行不同角度的低速冲击试验，通过破坏机制、损伤程度和剩余压缩强度的分析，揭示了合板在边缘多角度低速冲击下的破坏行为及损伤机制。
实验结果表明，冲击角度对合板损伤程度和剩余压缩强度有着显著的影响。
1. 引言合板作为一种常见的复合材料结构，在航空航天、航空及其他行业中得到广泛应用。
然而，合板在实际使用过程中容易受到外界冲击的影响，导致损伤和失效，影响结构的稳定性和安全性。
因此，研究合板在不同冲击条件下的破坏行为和损伤机制具有重要意义。
2. 实验方法本实验采用T300/69层合板样品，通过投影仪确定合板的几何尺寸和冲击点位置。
使用多角度低速冲击试验机对合板样品进行冲击，冲击能量和冲击速度根据实际需求设定。
3. 结果与分析3.1 冲击角度对破坏行为的影响实验结果表明，合板在不同冲击角度下的破坏行为存在差异。
当冲击角度为0°时，合板呈现出较为严重的破裂和剥离。
随着冲击角度的增加，合板的破坏行为逐渐向内部转变，呈现出较为平均和均匀的破坏特征。
3.2 冲击角度对损伤程度的影响通过扫描电子显微镜观察合板损伤面的形貌，发现在不同冲击角度条件下，合板的损伤程度不同。
当冲击角度为0°时，合板表面出现较为严重的纤维破裂和树脂破碎。
随着冲击角度的增加，合板的损伤程度逐渐减小，表面纤维破裂减少，树脂破损程度较轻。
3.3 冲击角度对剩余压缩强度的影响剩余压缩强度是评估合板损伤程度的重要指标之一。
本实验通过压缩试验测试合板在不同冲击角度下的剩余压缩强度。
结果显示，随着冲击角度的增加，合板的剩余压缩强度逐渐增加，说明合板在较大冲击角度下的损伤程度较轻，结构的稳定性得到一定的保障。
