蜂窝夹芯叠层板的低速冲击接触定律
冲击载荷作用下方形蜂窝夹层板塑性动力响应分析
中 图 分 类号 ：Ｏ３ ４． ４ １ 文 献标 识 码 ：Ａ
Ｄｙ ｍ ｉ ａ ｔｃ ｒ ｓ ｎｓ ｆｓ ｎｄ ｃ ｌ ｔ ｓ ｗｉｈ ｓ ａ ｅ ｎａ ｃ ｐｌ ｓｉ ｅ ｐｏ ｅ ｏ ａ ｗｉ ｈ ｐ ａ ｅ ｔ ｑｕ ｒ
ｈ ｎ ｙ ｏ ｏ ｅ ｕ ｊ ｃｅ ｏｓ ｏ ｋ ｌａ ｉｇ ｏ ｅ ｃ ｍｂ ｃ ｒ ｓｓ ｂ ｔｄ ｔ ｈ ｃ ｄｎ ｅ ｏ
ｓ ｌｔｉ ｇ ｔ ｅ ｒ ｓ ｎｓ ｆｓ ｎ ｐ ｉｔｎ ｈ ｅ ｐｏ ｅ ｏ ａ ｄｗｉ ｈ ｐ ａｅ ｎ ｏ ｔ ｅ ｔ ｇ ｓ ｃ ｌｔ ｓｉ ｔ ｈｒ ｅ ｓａ ｅ ．Ａｎｄ ａ ｐ ｏ ｉ ｔ ｏ ｍｕ ａ ｅ ｔｍａｉ ｈ ｅ — ｎ ａ ｐｒ ｘｍａｅ ｆ ｒ ｌ ｓｉ ｔ ｎｇ ｔ ｅ ｐ ｒ
０ｃ ．２ ０ ｔ ０１
冲 击 载 荷作 用 下 方形 蜂 窝夹 层 板 塑性 动 力 响应 分 析
梁 军 ，刘 均 ， 远 胜 。 程
（ １海 军 装 备 部 ，北京 １ ０ ４ ；２华 中 科技 大学 船 舶 与 海 洋 工 程学 院 ，武 汉 ４ ０ ７ ０８１ ３ ０ ４）
残 余 变 形 的 近似 计 算 公 式 ， 与有 限元 仿 真 结果 进 行 了 比较 ， 并 两者 吻合 良好 ， 证 了文 中方 法 的正 确 性 。 该 方 法 验
复合材料层合板低速冲击损伤特性影响因素
复合材料层合板低速冲击损伤特性影响因素复合材料层合板是一种新型材料，它由多层材料组成，具有较高的强度和刚度，被广泛应用于航空、航天、汽车等领域。
然而，在实际使用过程中，层合板可能出现低速冲击损伤，降低了其力学性能和安全性能。
因此，研究层合板低速冲击损伤特性及其影响因素具有重要的意义。
层合板低速冲击损伤特性包括损伤程度、损伤面积、损伤形状等方面。
其中，损伤程度是指层合板受到冲击后的损伤程度，主要表现为层板表面的凹陷、破裂、裂纹等；损伤面积是指受损的面积大小，直接影响到层合板的力学性能；损伤形状则是指受损面的形状，通常为圆形、椭圆形或者不规则形状。
影响层合板低速冲击损伤特性的因素主要包括以下几个方面：1. 板材材料性质：层合板由多层材料组成，不同的材料性质对其低速冲击损伤特性具有不同的影响。
比如说，弹性模量高的材料在冲击后容易出现裂纹，而韧性好的材料则容易产生凹陷。
2. 冲击能量：冲击能量是指冲击力对层合板的作用力大小，对层合板的损伤程度、面积和形状都有直接的影响。
当冲击能量越大时，层合板损伤程度越严重，损伤面积越大，损伤形状也越不规则。
3. 冲击角度：冲击角度是指冲击力施加的角度大小，对层合板的损伤特性也有影响。
一般来说，冲击力垂直于层合板的表面时，损伤程度和面积都会比较大，而当冲击力与层合板表面成一定角度时，损伤程度和面积都会减小。
4. 堆积方式：层合板材料的堆积方式也会影响其低速冲击损伤特性。
不同的堆积方式会导致不同的力学性质，从而影响冲击损伤情况。
比如说，将纤维方向相反的两层材料堆积在一起时，可提高层合板的冲击强度。
5. 界面黏结强度：层合板的各层材料之间的界面黏结强度也会影响其低速冲击损伤特性。
如果黏结强度不够强，不同材料之间的相对滑动就容易产生，从而导致受损层面的剥离和剪切。
总之，复合材料层合板低速冲击损伤特性影响因素有很多，研究这些因素可以帮助我们了解层合板的力学性质和使用安全性，为以后材料设计和制造提供参考。
铝蜂窝夹层结构抗冲击性能试验与数值研究
铝蜂窝夹层结构抗冲击性能试验与数值研究作者：张晟，陈伟，高德平来源：《粘接》2022年第08期摘要：以铝蜂窝夹层结构为研究对象，通过设计固持结构，采用高速冲击试验系统，开展铝蜂窝夹层结构高速冲击试验;建立铝蜂窝夹层结构数值模型，开展高速冲击数值模拟研究，依据试验结果对数值模拟方法进行确认，分析冲击过程中铝蜂窝夹层结构中铝板与蜂窝结构能量吸收与转化规律及其相互关系。
关键词：铝蜂窝夹层结构;抗冲击性能;能量吸收;数值研究中图分类号：TB331文献标志码：A文章编号：1001-5922（2022）08-0142-04Experimental and numerical study on impact resistanceof aluminum honeycomb sandwich structureZHANG Sheng，CHEN Wei，GAO Deping（Key Laboratory of Aerospace Power System， College of Energy and Power Engineering， Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 210016， China）Abstract：Taking the aluminum honeycomb sandwich structure as the research object， the high-speed impact test of aluminum honeycomb sandwich structure is carried out by designing the retaining structure and adopting the high-speed impact test system; Establish the numerical model of aluminum honeycomb sandwich structure， carry out high-speed impact numerical simulation research， confirm the numerical simulation method according to the test results， and analyze the energy absorption and transformation law of aluminum plate and honeycomb structure in the aluminum honeycomb sandwich structure and their relationship during the impact process.Key words：]aluminum honeycomb sandwich; impact resistance; energy absorption; numerical investigation鋁蜂窝夹层结构作为典型大涵道比涡扇发动机风扇机匣重要组成部分，其抗冲击性能成为国内外研究重点。
蜂窝夹层结构的低温力学性能
1998年第4期低 温 工 程N o .4 1998 总第104期CR YO GEN I CSSum N o .104 于1998年3月9日收到。
张建可,男,44岁,副研究员。
蜂窝夹层结构的低温力学性能张建可 冀勇夫 李智华(兰州物理研究所 兰州 730000) 摘要 以选定的一种蜂窝夹层结构为例,对其低温力学性能即拉伸、压缩、剪切等进行了各种外界环境包括温度、粒子辐照、紫外辐照、冷热循环等影响前后的性能测试和研究。
在大量试验的基础上,通过理论分析,找出了影响其低温力学性能的主要因素和变化规律,建立了用已知参数或常温参数推算蜂窝夹层结构低温力学性能的数学模型和计算公式。
该模型的建立对于蜂窝夹层结构低温力学性能的设计具有较重要的指导意义。
主题词 蜂窝夹层结构 低温力学性能 计算公式1 前言蜂窝夹层结构具有重量轻、强度高、刚性好等特点,通过改变夹层结构材料、结构尺寸、结构工艺可广泛用于宇航、航空等工程领域。
在常温下,其力学性能及变化规律和影响因素已进行了广泛的研究和讨论[1,2],但对于使用在低温及其它特殊环境下的力学性能及变化规律研究较少。
本文以一种碳纤维网状单层面板铝蜂窝夹芯结构为特例,对其低温力学性能进行测试研究。
由于蜂窝夹芯结构种类繁多,性能受工艺、结构、材料影响较大,加上试验条件有限,只能从中找出一些具有普遍意义的规律性东西,供研究参考。
我们研究的试样结构及试样方向示意图,见图1。
试样两面是M 40碳纤维和环氧648复合的单向排布层板组成的正交网格,网孔尺寸为3mm ×3mm ,面板厚度约为012mm 。
蜂窝芯是美国H EXCEL 公司生产的,采用了5056铝合金,铝箔厚度为010178mm ,孔尺寸为91525mm ,蜂窝等效密度为16kg m 3。
2 测试结果与试样分析试样均采用通常的试验方法[3],试样为60mm ×60mm ×25mm 的正方形,其力学性能与温度的关系见图2～图4。
蜂窝式夹层板耐撞性能研究
Ａ ｓ ａｔ ｈ Ｓ （ ｏｅｃｍ ａ ｄ ｉｈｐ ｅ）ｃｎｐｏｉｅ ｎｅｃｌ ｎ ｍ ｃ ａ ｉ ｌ ｅｆ ｍ ｎ ｅ ｆ ｉ ｔ ｂｔ ｃ ：Ｔ ｅＨ Ｐ ｈｎ ｙｏ ｂｓｎ ｗ ｃ ａ １ ａ ｒｖ ｅｌ ｔ ｅｈｎｃ ｒ ｒ ａｃ ｇ ｒ ｉ ｒ ｎ ｄａ ｘ ｅ ａｐ ｏ ｏ ｈ ｈ ａｏ
ｕｎ ｒ Ｌａ ｅ ａ ｎ ｍ ｉ ａ ｄｅ ｔ ｒ ｌＤｙ ａ ｃ Ｌｏ ｄ
ＺＨＡＮＧ ａ ｃ ａ ｇ，ＷＡＮＧ ｌ Ｙ ｎｈ ｎ Ｚｉｉ
（ ｃ ｏ ｌ ｆ ａａ Ａ ｃ ｉ ｃｕｅａ ｄＯ ｅｎ Ｅ ｇ ， ｉｎ ｓ ｎｖｒｉ ｉ ｃ ｄ Ｔ ｃ ｎｌｇ ， ｈｎｉｎ ｉ ｇｕ２ ２ ０ ， ｈｎ ） Ｓ ｈｏ ｖ ｌ ｒｈｔ ｔｒ ｎ ｃ ａ ｎ ． Ｊａ ｇｕ Ｕ ｉ ｓ ｙｏ Ｓ ｅ ｅａ ｅ ｈ ｏｏｙ Ｚ ｅ ｊ ｇ ａ ｓ １０ ３ Ｃ ｉａ ｏＮ ｅ ｅ ｔｆｃ ｎ ｎ ａ Ｊｎ
关键词 ： 蜂窝 式 夹层 板 ； 撞 ； 撞 性 ；能 量 吸 收 碰 耐 中 图分 类号 ： ６ １４ Ｕ ６ ．３ 文献 标 识 码 ： Ａ
Ｓ ｕ ｙ ｏ ａ ｈ ｏ ｔ ｉ ｓ ｆＨｏ ｅ ｃ ｍ ｂ Ｓ ｎ ｔ ｄ ｎ Ｃｒ ｓ ｗ ｒ ｈ ｎｅ ｓｏ ｎ ｙ ｏ ａ ｄｗｉｈ Ｐａ ｅ ｃ ｎ ｌ
维普资讯
第２ １卷 第 ３期
２０ ０ ７年 ６月
江 苏 科 技 大 学 学 报 （自然 科 学 版 ）
Ｊｕｎ ｌ ｆ ｉｎ ｓ ｎ ｖ ｒｉ ｆ ｃｅ ｃ ｎ ｅ ｈ ｏ ｇ （ ａ ｒｌ ｃ ｎ ｅＥ ｉｏ ） ｏ ｒａ ｏ ａ ｇｕ Ｕ ｉｅｓ ｙ ｏ ｉｎ ｅａ ｄＴ ｃ ｎ ｌ ｙ Ｎ ｔ ａ Ｓ ｉ ｃ ｄ ｉ Ｊ ｔ Ｓ ｏ ｕ ｅ ｔｎ
蜂窝夹芯板多次低速冲击及冲击后剩余强度
蜂窝夹芯板多次低速冲击及冲击后剩余强度俎政; 原天宇; 汤双双; 代祥俊【期刊名称】《《科学技术与工程》》【年(卷),期】2019(019)028【总页数】9页(P101-109)【关键词】蜂窝夹芯板; 多次冲击; 剩余强度; 数字图像相关【作者】俎政; 原天宇; 汤双双; 代祥俊【作者单位】山东理工大学交通与车辆工程学院淄博255000【正文语种】中文【中图分类】TB331轻质、高强的复合材料在当今得到广泛应用,特别是其抗变形,易加工以及优越的吸能效果,在防撞性要求较高的工业中备受青睐,如飞机、船舶等领域[1]。
其中蜂窝夹芯板则是一种常用的复合材料,国内外多位学者[2—6]对蜂窝夹芯板低速冲击进行了实验研究及仿真模拟。
蜂窝夹芯板服役期间,难免会受到冲击,如飞机起飞时地面碎石的撞击,维修设备中工具掉落的冲击等[7]。
蜂窝夹芯板同一位置常会受到多次冲击的事件,因此研究多次冲击对蜂窝板的损伤情况更有实用价值。
在多次冲击的研究中,Akatay等[7]研究了多次冲击对蜂窝夹芯板的影响,研究发现,随着冲击能量的增加,冲透蜂窝夹芯板所需的次数逐渐减小。
Guo等[8]研究了泡沫铝夹芯板,发现在低能量冲击情况下,夹芯结构的挠度随着冲击次数的增加而逐渐增大,但增幅却逐渐减小。
Tooski等[9]研究了纤维板相邻部位多次冲击时的响应,研究发现第二个部位的冲击力受第一个部位的影响,这是由于第一个部位的冲击引起应变强化。
Zhu等[10]研究了在低温(-60 ℃)与室温(20 ℃)两种温度下泡沫铝夹层板多次冲击的力学性能。
其研究发现,随着冲击次数的增加,加载阶段的刚度逐渐增大。
Atas等[11]研究了加热后复合材料的冲击效应,研究发现,多次冲击情况下,随着加热时间越长,损伤面积就越大。
加热后的复合材料相比于未加热的材料,在最大接触力、吸能效果等方面都有变化。
Balc等[12]研究了修复后的蜂窝夹芯结构多次冲击的实验。
对比原来的蜂窝板,修复后的蜂窝板所需的冲透能量大。
Nomex蜂窝夹芯板冲击损伤试验研究
Nomex蜂窝夹芯板冲击损伤试验研究卞栋梁;李曙林;常飞;张铁军【摘要】针对某型飞机上应用的Nomex蜂窝夹芯板,通过冲击损伤试验,研究了蜂窝夹芯板厚度对其抗冲击损伤能力的影响、试件损伤面积与冲击能量之间的关系以及穿透损伤对夹芯板轴压承载性能的影响.结果表明:20 mm与8 mm厚度板在分别承受40 J与25 J冲击能量时出现穿透损伤,厚板比薄板具有更高的抗冲击损伤能力;相同冲击能量时,20 mm厚板损伤面积比8 mm板的小;随冲击能量的增大,两种板的损伤面积逐渐增大;当冲击能量超过一定值时,8 mm板损伤面积增速明显加快;20 mm蜂窝夹芯板冲击后的剩余强度为完好件的56.7％,8 mm蜂窝夹芯板冲击后的剩余强度为完好件的67.5％.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2014(014)010【总页数】4页(P171-174)【关键词】复合材料;蜂窝夹芯板;冲击损伤;试验研究【作者】卞栋梁;李曙林;常飞;张铁军【作者单位】空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安710038【正文语种】中文【中图分类】TB332Nomex 蜂窝与玻璃纤维、碳纤维、芳纶纤维及铝薄板等材料复合而成的蜂窝夹层结构材料在飞机上已被广泛使用［1］，主要用于尾翼、襟翼、雷达罩、地板等飞机主受力构件;同时也在舱门、客舱内壁板等次受力构件上使用。
采用这种夹层结构材料，可以减轻飞机质量，从而减少使用过程中的油耗，大大提高飞机的效能。
但是，蜂窝夹层结构复合材料对冲击损伤比较敏感［2］，在设计时必须考虑使用过程中可能引起的损伤(如低能量冲击损伤、维护和搬运引起的损伤等)，通过对受损结构的剩余强度进行评估，以保证结构具有足够的剩余强度，确保飞机在每一个飞行起落或在每一个检查周期内的飞行安全［3］。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构变形浅析
大面积复合材料蜂窝夹芯结构变形浅析复合材料蜂窝夹芯结构是一种常见的轻质高强度结构，由两层薄板夹持着具有高强度和刚度的蜂窝芯层组成。
其特点是重量轻、强度高、刚度大、抗冲击性好，广泛应用于航空航天、船舶、汽车、建筑等领域。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构在应用过程中会发生一定的变形。
变形是由外部载荷或温度变化引起的，其中外部载荷是主要的变形原因。
这些变形会对结构的性能和使用寿命产生一定的影响，因此对其变形进行深入的分析和研究具有重要意义。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构在受到载荷作用时会产生弯曲变形。
当载荷作用于结构上时，蜂窝夹芯结构会发生屈曲，使得结构弯曲变形。
这种变形主要取决于结构的几何尺寸、材料特性和载荷大小。
一般来说，结构越薄，板件的尺寸越大，弯曲变形越明显。
为了减小这种变形，可以采取增加材料厚度、调整芯层的形状等方式来提高结构的刚度。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构还会发生拉伸和压缩变形。
当结构受到拉力或压力作用时，夹芯结构会发生拉伸或压缩变形。
在拉伸或压缩变形中，蜂窝芯层承担了主要的载荷，而外层薄板主要起到传递载荷和保护芯层的作用。
通过合理选择材料的性能和厚度，可以提高结构的抗拉性能和抗压性能，减小变形。
在复合材料蜂窝夹芯结构的制造过程中，温度变化也会引起结构的变形。
由于材料的热膨胀系数不同，当结构受到温度的影响时，会发生热膨胀变形。
为了减小温度引起的变形，可以选择合适的材料、控制制造过程中的温度变化、采取保温措施等。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构的变形是由外部载荷和温度变化引起的，主要包括弯曲变形、拉伸和压缩变形以及热膨胀变形。
通过合理选择材料、优化结构设计、控制制造过程等方式，可以减小结构的变形，提高结构的性能和使用寿命。
铝蜂窝夹芯板抗冲击强度指标分析
210铝蜂窝夹芯板抗冲击强度指标分析王维峰，石卫兵（中车青岛四方机车车辆股份有限公司技术中心，山东 青岛 266111）摘 要：对铝蜂窝夹芯板的结构特点及研究现状进行了简要叙述，并参照铝蜂窝夹芯板冲击性能试验的相关规范，进行了一系列的落球与落锤冲击试验。
通过间接手段对铝蜂窝夹芯板抗冲击强度进行指标分析，并推导出了落球撞击蜂窝板的冲击力与其自由落体高度的关系。
关键词：铝蜂窝夹芯板 ；落球冲击 ；落锤冲击 ；指标分析中图分类号：O346.2 文献标识码：A 文章编号：11-5004（2020）01-0210-2收稿日期：2020-01作者简介：王维峰，男，生于1987年，汉族，甘肃庆阳人，硕士研究生，工程师，研究方向：复合材料的研发与应用。
铝蜂窝夹芯板是一种以正六边形蜂窝铝材料作为芯层，钢板材料作为面板设计制作成的复合结构材料，这种结构既能发挥蜂窝结构自身优良的性能，也解决了纯蜂窝铝强度低的问题。
蜂窝材料作为多孔材料，具有优良的吸能、隔热、降噪以及抗冲击等特点[1，2]，同时具有比强度大和比刚度大的特性，因此在轨道列车、飞机制造上均有广泛应用。
建筑材料的抗冲击能力是评价其品质的重要指标。
在选择产品材料和进行产品设计时，冲击强度往往起着决定性作用。
许多材料诸多性能优越，但并不受欢迎，其主要原因是在规定的冲击负荷下有脆性断裂的风险，因此对铝蜂窝夹芯板进行抗冲击性能的研究显得尤为重要。
对铝蜂窝板的抗冲击试验一般以落锤与落球冲击为主[3-6]，二者有共同特点，即不同材料产生裂痕所需能量不同，试验时若球（锤）重量不变，则可在不同高度下进行试验，从而获得不同冲击速度。
其中落锤冲击试验具有加载过程平稳、可靠性高、测量手段直接等优点，并可以直接获得冲击力的时程曲线，而落球对铝蜂窝夹芯板冲击力的测量目前多通过数值模拟的手段来进行。
如王堃[8]等利用ANSYS 有限元软件模拟分析了小球低速冲击对蜂窝铝板的损伤变形，以及在冲击条件不变的情况下，研究了蜂窝铝板结构参数（蜂窝芯边长、蜂窝芯壁厚、蒙皮板厚）对冲击变形以及吸收能量的影响。
双层串联蜂窝夹芯复合材料板的抗高速冲击性能研究
河南科技Henan Science and Technology 化工与材料工程总第810期第16期2023年8月双层串联蜂窝夹芯复合材料板的抗高速冲击性能研究杨中陈涛徐志洪（南京理工大学，江苏南京210000）摘要：【目的】研究双层串联蜂窝夹芯复合材料板的抗高速冲击性能。
【方法】采用Abaqus有限元分析和试验方法，以两种不同材料（玻璃纤维、凯夫拉）分别作为蒙皮的双层串联蜂窝夹芯材料为研究对象，对立方块形破片冲击靶材进行动态过程数值仿真，并与试验结果进行比对分析。
【结果】通过研究，得出这两类材料的破片穿透的极限速度及各部分的能量衰减情况。
【结论】关于吸能占比，表面蒙皮的抗冲击性能最强，背面蒙皮最弱。
关键词：双层串联蜂窝；复合材料；高速冲击；有限元建模中图分类号：TB33文献标志码：A文章编号：1003-5168（2023）16-0087-05 DOI：10.19968/ki.hnkj.1003-5168.2023.16.018Research on the Performance of High-Speed Impact Resistance ofDouble-Layer Tandem Honeycomb Sandwich Composite PanelsYANG Zhong CHEN Tao XU Zhihong(Nanjing University of Science and Technology,Nanjing210000,China)Abstract:[Purposes]This paper aims to investigate the high speed impact resistance of double-layer tandem honeycomb sandwich composite panels.[Methods]The paper used Abaqus finite element analy⁃sis and experimental methods to numerically simulate the dynamic processes and compare them with the experimental results for the cube fragments impact targets using glass fiber(GFRP)and Kevlar as the skin of the double-layer tandem honeycomb sandwich composites,respectively.[Findings]Through re⁃search,the limiting velocity of fragment penetration and the energy decay of each part of these two types of materials were obtained.[Conclusions]As for the energy absorption ratio,the strongest impact resis⁃tance offirst layer of skin and the weakest of the back skin.Keywords:double-layer tandem honeycomb;composite materials;high-speed impact;finite element modeling0引言天线罩作为雷达系统的重要组成部分，是雷达的电磁窗口，也是用于保护天线或雷达系统的“防护眼镜”。
蜂窝夹层复合材料结构低速冲击数值模拟
蜂窝夹层复合材料结构低速冲击数值模拟摘要：为了发展蜂窝夹层结构低速冲击数值分析方法，建立了蜂窝夹层结构典型平板冲击有限元计算模型，通过界面单元方式模拟蜂窝与面板之间的粘接效应。
结果表明：本文采用的有限元模型能够充分模拟冲击载荷下蜂窝与面板之间的脱粘现象，损伤扩展模式合理准确且通过仿真进行了不同冲击速度和冲击角度下的结构脱粘演化分析，本文分析结果能够支持蜂窝夹层结构的设计和缺陷处理提供数据支撑。
关键词：蜂窝夹层复合材料；低速冲击；损伤扩展；数值模拟中图分类号：TB332 文献标识码：A1研究背景蜂窝夹层复合材料结构由于轻质、高强及耐疲劳等优异的性能被广泛应用于航空航天领域。
其中芳纶纸蜂窝夹层复合材料结构除具有较高的强度刚度性能外还具备低介电的特性，多被用于雷达罩等对透波和隐身性能要求较高的功能性能一体化部位。
考虑到受力特性及使役功能，蜂窝夹层复合材料结构多为刚度强度较高的上下复合材料面板和低密度蜂窝结构组成，面板与蜂窝之间通过粘接剂胶接。
典型的蜂窝夹层结构如图1所示。
图1蜂窝夹层结构示意图蜂窝夹层复合材料结构的面外性能较弱，抗冲击性能较差。
对冲击损伤引起的强度降高度敏感。
冲击损伤的来源很多，在实际的制造、装配、使用和维修等过程中受到的冲击载荷包括工具掉落、跑道碎石、冰雹和鸟撞等。
经国内外研究发现，冲击损伤能够很大程度地破坏蜂窝夹层复合材料结构的完整性，冲击载荷造成的损伤面积大、损伤形式多，严重影响结构的强度和刚度。
因此，开展蜂窝夹层复合材料结构的冲击损伤萌生和演化规律显得十分重要。
（a）面板损伤（b）面板和芯体损伤扩展图2蜂窝夹层结构冲击损伤示意图相关学者对蜂窝夹层复合材料结构的冲击损伤问题已开展了较多研究。
在试验研究方面，复合材料的冲击损伤已经受到广泛关注，但是对于夹层复合材料结构的冲击损伤机理还没有得到很好的解释，夹层结构具有不同于层压板的冲击损伤模式，除了包含Cantwell提到的所有层压板冲击损伤模式（纤维-基体脱粘、纤维断裂、层间基体开裂等）以外，还存在面板-芯体脱粘、芯体压碎等破坏形式。
Nomex蜂窝复合材料冲击损伤及剩余剪切强度试验_常飞
第 12 期
118
Machinery Design ＆ Manufacture
2013 年 12 月
Nomex 蜂窝复合材料冲击损伤及剩余剪切强度试验
常 飞，石晓朋，李曙林，杨 哲
（空军工程大学 航空航天工程学院，陕西 西安 710038）
摘 要：Nomex 蜂窝复合材料在航空航天中的应用越来越广泛，但其对低速冲击损坏较为敏感，针对 Nomex 蜂窝复合材 料冲击损伤问题，研究了蜂窝材料在冲击作用下的损伤行为，并进行了剩余剪切强度试验，观察试验件应变值变化，得出 试验结构件破坏载荷和最大破坏应变，并与未进行冲击试验的试验件进行对比。结果表明：冲击损伤后，破坏载荷的保持 率为 69.0%左右，破坏最大应变的保持率为 78.8%，即冲击损伤使蜂窝复合材料的力学性能恶化，且影响较大。 关键词：蜂窝复合材料；冲击损伤；剩余剪切强度 中图分类号：TH16；TB322 文献标识码：A 文章编号：1001-3997（2013）12-0118-04
损伤区域 950mm（2 37×35） 1022mm（2 43×38） 972mm（2 35×34）
2.3 冲击后剪切试验
3 试验结果及讨论
3.1 完好试验结构件剪切特性
试验中对未进行冲击试验的试验件进行剪切破坏试验，并通 过应变片数据采集设备采集加载过程中的实时应变数据。为分析试 验件的剪切特性，取中间部位正面应变花的通道（58～66）和背面应 变花的通道（178～186）号，W1 试验件载荷应变曲线，如图 8 所示。
1 引言
复合材料夹芯结构由两块薄而强硬的复合材料层合板面 板，以及面板间比重轻、尺寸较厚、承载能力相对较弱的芯体材料 （蜂窝或泡沫）组成。该结构具备极高的比强度和比刚度，被越来 越多地应用于现代航空航天飞行器结构[1]，特别是机身蒙皮结构 中。
双层夹心结构材料的冲击性能研究(1)
双层夹芯结构复合材料冲击性能研究学院：材料学院专业：成型08-3班姓名：尤宝锋学号：0808020327双层夹芯结构复合材料冲击性能研究摘要: 夹芯复合材料行业属于新材料行业，是未来国家产业政策重点鼓励发展的行业，在国民经济中占有重要地位。
随着国家对新材料行业的日益重视，夹芯复合材料无论是在产量、销量还是在生产技术、生产工艺、新产品研发等方面，都将快速发展。
复合材料在近几十年迅猛发展，就在于其“轻质高强”的特性，而夹层结构的设计理念则向人们展示了复合材料“更轻更强”的神奇魅力。
因此对双层夹心结构冲击性能的研究有着重要的意义。
关键词: 双层夹心结构冲击复合材料夹心复合材料引言传统的夹芯结构通常由上下面板和 1 层芯材构成。
当夹芯结构受到低速冲击时可能导致面板与芯材间脱粘、上面板损伤和芯材塌陷、整体贯穿等损失和破坏模式的发生或当外面板破坏后,水或其他物质渗入芯材导致结构失效。
另外,受损的夹层结构的修复也比较困难,修复结构的功能恢复较差。
20世纪90年代C. A. Weeks等提出了多层夹芯结构的设想,并比较了多层夹芯结构与传统单层夹芯结构的性能,结果表明,尽管多层夹芯结构的弯曲刚度比单层夹芯结构的稍小,但多层夹芯结构抗横向冲击损伤的能力明显优于单层夹芯结构（1）。
此外,由于内面板的分隔作用,可以预见多层夹芯结构将具有更好的隔音、隔热等物理性能;对非整体贯穿型损伤的修复也非常有利,甚至可免于修复处理。
初步的数值模拟研究表明,在横向冲击载荷下,双层夹芯结构中内面板起到了将作用在冲击点局部的能量分散至整体夹芯结构的作用,有效地抑制了面板与芯材间脱粘、芯材塌陷和整体贯穿等损失模式的发生。
双(多) 层夹芯结构具有良好的结构特性并显示出了优异的性能,已引起越来越多的关注。
一·常用的夹芯材料目前，用于复合材料夹层结构的夹芯材料主要有：硬质泡沫、蜂窝和轻木三类。
硬质泡沫主要有聚氯乙烯（PVC）、聚氨酯（PU）、聚醚酰亚胺（PEI）和丙烯腈一苯乙烯（SAN或AS）、聚甲基丙烯酰亚胺（PMI）、热塑性聚乙烯（PET）等。
低速冲击后复合材料层合板的压缩破坏行为
A CTA M A T ER I A E COM PO S ITA E S I N ICA
第 18 卷 第 1 期 2 月 2001 年
Vol . 18 N o. 1 Feb ruary 2001
文章编号: 100023851 ( 2001) 0120115205
收稿日期: 1999207215; 收修改稿日期: 1999209206 基金项目: 航空科学基金资助项目 (96B51017) 作者介绍: 程小全 (1967) , 男, 博士, 副研究员, 研究方向主要有复合材料力学、 复合材料损伤力学、 耐久性及损伤容限设计等。
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复 合 材 料 学 报 表 2 不同能量冲击后板的前表面凹陷深度
试件的铺层
[ [ 45 02 - 45 902 - 45 0 45 90 ] S ] S [ [ 45 - 45 0 - 45 0 45 90 45 0 - 45 ] S ] S [ [ 45 0 - 45 0 - 45 0 45 0 90 0 ]S ] S [ [ 45 0 - 45 902 - 45 0 45 ] S ] S [ - 45 90 45 0 ] 4S
[ 1, 5 ] [1]
损伤 [ 3～ 5 ]。由于测试手段的限制, 对冲击后层合板的 压缩破坏机理了解得还不十分清楚。 目前已有的对 低速冲击后层合板压缩破坏机理的描述大致有三 类, 并有三种压缩破坏的分析模拟方法 [ 1 ]: ( 1) 软化 夹杂法, 将冲击损伤等效成规则形状的软化夹杂, 然 后用应力准则、 应变准则或其它准则判定板的失效; ( 2 ) 子层屈曲法, 把冲击损伤看成是大小不同的多 个矩形分层, 认为压缩破坏过程是各子层的屈曲, 当
低速冲击后复合材料层合板的压缩破坏行为
纸蜂窝夹层管的轴向跌落冲击缓冲吸能特性研究
Vol.36，No.1，2021中国造纸学报Transactions of China Pulp and Paper纸蜂窝夹层管的轴向跌落冲击缓冲吸能特性研究韦青郭彦峰*付云岗吉美娟韩旭香（西安理工大学包装工程系，陕西西安，710048）摘要：借鉴多边形管和瓦楞夹层管的设计思路，提出了纸蜂窝夹层管；通过轴向静态和轴向跌落冲击动态压缩实验，研究了正多边形纸蜂窝夹层管的缓冲吸能特性，分析了管方向、管横截面边数、管长比和跌落冲击能量对纸蜂窝夹层管缓冲吸能特性的影响。
结果表明，在轴向静态压缩条件下，纸蜂窝夹层管的渐进屈曲变形模式明显，X 向管的屈服强度比Y 向管的高14.8%，而压溃强度比Y 向管的低7.0%。
随着管横截面边数的增加，纸蜂窝夹层管的行程利用率呈上升趋势，而比吸能、压缩力效率、比总体效率都呈下降趋势。
在轴向跌落冲击载荷作用下，纸蜂窝夹层管也发生渐进屈曲变形，X 向正四、正五、正六边形管的比吸能、比总体效率都优于Y 向管，而行程利用率小于Y 向管。
随着管长比的增大或管横截面边数的增加，纸蜂窝夹层管的比吸能、行程利用率和比总体效率都呈明显下降趋势；随着跌落冲击能量的增大，比吸能、行程利用率和比总体效率总体呈上升趋势。
关键词：纸蜂窝夹层管；静态压缩；轴向跌落冲击；缓冲吸能特性中图分类号：TS76；TB332文献标识码：ADOI ：10.11981/j.issn.1000⁃6842.2021.01.52薄壁管状结构在轴向和斜向载荷作用下能够通过弹性和塑性屈曲、折叠变形和材料断裂等方式来抵抗外部冲击载荷并吸收耗散能量，这对冲击防护具有重要意义［1-3］。
近年来，国内外学者基于对金属圆管和方管的研究成果，通过改变管横截面形状、增加管内隔板和折叠单元个数的方法，丰富了对新型吸能构件的设计方法、压缩变形模式和能量吸收性能的研究；相应成果表明，多边形管、非凸边形管、多胞管和夹层管在轴向压缩载荷作用下具有更好的变形模式和吸能特性。
蜂窝夹芯叠层板的低速冲击损伤分析
蜂窝夹芯叠层板的低速冲击损伤分析
建立复合材料蜂窝夹芯叠层板(以下简称蜂窝板)低速冲击损伤模型,应用动态有限元分析程序估算蜂窝板低速冲击损伤的发生和扩展.该程序采用20节点等参元和*簧元分别模拟面板和蜂窝夹芯.该模型建立在面板的初始损伤准则(蔡-胡强度准则)和损伤扩展准则(F.K.Chang的冲击分层损伤判据)以及本文提出的蜂窝夹芯的简化损伤准则的基础上.并进行了低速冲击损伤实验以验*模拟计算结果,比较表明预测结果与实验数据吻合较好.。
蜂窝夹芯板在高速冲击下的动态响应研究
0引言直升机由于其具有平移飞行、悬停飞行和垂直起降的能力，使其成为所有飞行器中用途最广泛的类型之一[1]。
迄今为止，直升机已经广泛应用于军事和民用领域，然而，近几十年来，直升机安全问题越来越受到关注。
对直升机事故调查发现，飞机耐撞性被视为关键问题之一。
但直到越南战争时期才引起足够的重视，第一批优先考虑防撞设计的是UH-60黑鹰和AH-64阿帕奇直升机[2]。
在之后的开发中，耐撞性设计变得越来越重要。
而在各种典型的能量吸收结构中，蜂窝结构由于具有高比强度、比刚度和显著的能量吸收性能，在大多数工程领域得到了广泛应用[3]。
迄今为止，在耐撞性研究中，人们开发了许多蜂窝夹层结构来提高能量吸收能力。
目前Sun 等人[4]研究了基于一阶和二阶顶点的分层蜂窝的平面外耐撞性行为。
结果表明，一阶和二阶蜂窝的比能量吸收分别提高了81.3%和185.7%，而峰值力没有增加太多。
Ma 等人[5]研究了仿生自相似规则分层蜂窝在面外冲击载荷下的耐撞性。
分层单元组织可以加强材料强度，从而提高抗压强度和能量吸收能力。
湖南大学[6]和东南大学团队[7]关于蜂窝夹层结构几何属性对其抗冲击的影响有了系统性的研究。
但是，直升机在飞行过程中往往遭受高速冲击，而在这方面的研究目前还相对较少。
所以本文通过ABAQUS 建立了蜂窝夹芯结构的有限元模型，并模拟了破片侵彻夹芯结构的过程，分析了在破片高速贯穿夹芯板时，结构各部分的损伤情况。
并进一步对比了各部分参数的变化对其吸能的影响，旨在进一步了解夹芯结构的面板、芯层的参数和夹芯板耐撞性之间的关系。
1数值仿真模型及参数设置有限元模型分为夹芯结构和破片，其中夹芯板的结构如图1所示，前后面板为边长150mm 的正方形，厚度1mm ；芯层采用边长为4mm，厚度为0.07mm 的正六边形蜂窝，高度为15mm。
破片采用球型破片，其直径为12mm，质量为7.05g。
由于主要研究夹芯板的动态响应过程，所以不考虑破片自身的变形情况，将破片设置为钢体结构。
蜂窝式夹芯层结构横向耐撞性能数值仿真研究
第 ２ 卷第 ４期 １ ２０ ０ ７年 ８月
江 苏 科 技 大 学 学 报（ 自然科 学版 ） Ｊｕｎ ｌ ｆ ｉｎｓ ｎｖｒｉ ｆ ｃ ｎｅａｄＴ ｃｎ ｌ ｙ Ｎ ｔｒｌ ｃ ｎｅＥ ｉｏ ） ｏ ｒａ ｏ ａｇｕＵ ｉｅｓｙｏ ｉ ｃ ｎ ｅｈ ｏ ｇ （ ａｕａ Ｓｉ ｃ ｄｔｎ Ｊ ｔ Ｓｅ ｏ ｅ ｉ
ｃ ｒ ｏ ｓ ｓ ｅ ｎ ｅ ｃ ｌｅ ｔｃ ａ ａ ｔｒｓｉ ｆｅ ｅ ｇ ｓ ｒ ｉｎ． ｅ ｓｒ ｃｕ ａ ｅ ｓｔ ｉ ｃｕ ｉ ｇ ｔ ｅ ｔｉ ｋ ｅ ｓａ ｄ ｏ ｅ ｐ ｓｅ ｓ ｓａ ｘ ｅ ｌｎ ｈ ｒ ｃｅ ｔ ｏ ｎ ｒ ｙ ａ ｏｐｔ ｉ ｃ ｂ ｏ Ｔｈ ｔ ｔ ｒ ｄ ｎ ｉｙ，ｎ ｌ ｄ ｎ ｈ ｈｃ ｎ ｓ ｎ ｕ ｌ ｂ ｅ ｄ ｈ ｏ ｏ ｅ ｃ ｍｂ ｃ ｒ ｅｌ ａ ｆｅ ｔｔ ｅ ｃ ａ ｈ ｒｈｎｅ ｓｃ ｔ ａｌ ． ｅ ｃ ｒ ｅ ｇ ｔｉ ｏ ｎ ｉｆｕｅ ｔ ｌ ｒ ａ ｔ ｆｔ ｈ ｎ ｙ ｏ ｏ ｅ ｃ ｌ，ｃ ｎ ａｆｃ ｈ ｒ ｓ ｗｏ ｔ ｉ ｓ ｒ ｉ ｌｙ Ｔ ｏｅ ｈ ｉｈ ｓｎ ｔａ ｎｌ ｎ ｉ ｈｅ ｉ ｃ ｈ ａ ｐ ｒ ｍｅｅ ｎ ｔ ｅ ｃ ａ ｈ ｒｈ ｎ ｓ ｂ ｔｔ ｅ ｅ ｅ ｇ ｂ ｏ ｔ ｎ ｗｉｌｉ ｃ ｅ ｓ ｔ ｈ ｎ ｒ ａ ｉｇ ｏ ｈｅ ｃ ｒ ｅ ｇ ｔ ａ ａ ｔ ｒｏ ｈ ｒｓ ｗｏ ｔ ｉ ｅ ｓ， ｕ ｈ ｎ ｒ ｙ ａ ｓ ｒ ｉ ｌ ｎ ｒ ａ ｅ ｗｉ ｔ ｅ ｉ ｃ ｅ ｓｎ ｆｔ ｏ ｅ ｈ ｉｈ ． ｐ ｏ ｈ
Ａｂｓｒ ｃ ： Ｔ ｅ ｈ ｎ ｙ ｏ ａ ｄ ｃ ｐ ｎ ｌ ａ ｏ ｉ ｅ ｎ ｘ ｅｌ ｎ ｓｒ ｃｕｒｌ ｆ ｃｅ ｃ ｗｉｈ ｉ ｈ ａｉ ｏ ｔａ ｔ ｈ ｏ ｅ ｃ ｍｂ ｓ ｎ ｗｉｈ ａ ｅ ｃ ｎ ｐｒｖ ｄ ａ ｅ ｃ ｌ ｔ ｔｕ ｔ ａ ｅｆ ｉｎ ｙ ｅ ｉ ｔ ｈ ｇ ｒ ｔ ｏ ｆ ｓｒｎ ｔ ｏ ｗｅｇ ｔ ｎ ｗｈ ｃ ｈ ｏ ｅ ｃ ｍ ｏ ｅ ｐａ ｓ ａ ｓｅ ｔ ｌｒ ｌ ． ｅ ｆｅ ｔｏ ｃ ａ ｉｍ ｆｔ ｅ ｈｏ ｅ — ｔｅ ｇ ｈ ｔ ｉ ｈ ，ｉ ｉｈ ｔ ｅ ｈ ｎ ｙ ｏ ｂ ｃ ｒ ｌｙ ｎ ｅ ｓ ｎｉ ｅ Ｔｈ ｃｉｎ ｍｅ ｈ ｎ ｓ ｏ ｈ ｎ ｙ ａ ｕ ｌ ｃ ｍｂ ｃ ｒ ｎ ｅ ａ ｅａ ｍｐ ｃ ｏ ｄｓｉ ｎ ｅ ｔ ａｅ ． ｅｃ ａ ｈ ｒｈ ｎ ｓ ｎ ｈ ｎ ｌ ｅ ｃ ｆｓｒ ｃｕ ａ ａ ａ — ｏ ｏ ｅ ｕ ｄ ｒｌ ｔｒ ｌｉ ａ ｔｌａ ｓｉ ｖ ｓｉ ｔ ｄ Ｔ ｒ ｓ ｗｏ ｔｉ ｅ ｓａ ｄ ｔ ｅ ｉｆｕ ｎ ｅ ｏ ｔ ｔ ｒ ｐ ｒｍｅ ｇ ｈ ｕ ｌ ｔｒ ｎ ｔ ｅ ｃ ａ ｈ ｒｈ ｎ ｓ ｒ ｎ ｙ ｅ ｙ ｕ ｉｇ ｔ ｏ ｌｎ ａ ｎ ｔ ｌｍｅ ｔａ ａｙ ｉ ｒ ｇａ ＭＳ ｅ ｓｏ ｈ ｒ ｓ ｗｏ ｔ ｉ ｅ ｓａ ｅ ａ ａ ｚ ｄ ｂ ｓｎ ｈｅｎ ｎ ｉ ｅ ｒｆ ｉｅ ｅｅ ｎ ｎ ｌ ｓｓｐ ｏ ｒ ｍ Ｃ／Ｄｙｒ ｎ Ｒｅ ｌ ｉ ｔａ ． —
铝蜂窝填砂复合夹芯结构的低速冲击响应试验研究
铝蜂窝填砂复合夹芯结构的低速冲击响应试验研究罗伟铭;石少卿;孙建虎;刘盈丰【摘要】以防护结构设计为背景,提出一种铝蜂窝填砂复合夹芯结构.从理论角度对填砂蜂窝模型进行力学分析,通过落锤冲击试验,对不同芯层规格的试件在梯度能级冲击下的响应进行了对比,根据荷载、位移和挠度的变化规律和破坏模式得到以下结论:在低能级冲击下,蜂窝芯层较软的试件填砂后对于其结构强度和刚度的提升作用较为明显,同时,在铝蜂窝质量相同的前提下,优先选择蜂窝胞元较小、高度较低的蜂窝作为填砂复合夹芯结构的芯层,可提高结构比强(刚)度;在高能级冲击下,当芯层高度达到一定值时,变形挠度减小,破坏范围缩小为局部贯穿破坏,芯层填砂对结构抗冲击性能产生较为积极的影响.研究结果为铝蜂窝填砂复合夹芯结构在防护结构中的应用奠定了基础.%With the background of a protective structure designing,a kind of sand-filled aluminum honeycomb composite sandwich structures was put forward.The simplified sand-filled honeycomb model was analyzed from the standpoint of mechanics.By drop weight impact tests,the specimens with different core specifications were compared with the empty-core specimens under gradient impact.By comparing the changing of the impact load,the displacement of impactor,the deflection and the damage mode of specimens,some conclusions were drawn as follows:under low-energy impact,the effect of filling sand on the strength promoting of the honeycomb structure with softer core and on the reducing of its deflection was relatively better;on the premise of the same mass,the honeycomb with smaller size and smaller height should be given priority to be adopted as the core of sand-filled composite sandwichstructures for improving the specific strength or stiffness;under high-energy impact,as the core layer height reaches a certain value,the deflection of specimen decreases,and the damage scope is narrowed down to a local area with fully penetration.Filling sand in the honeycomb is beneficial to the improvement of impact resistance.The research provides a basis for the practical application of sand-filled aluminum honeycomb composite sandwich structures in protection.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2018(037)010【总页数】7页(P50-56)【关键词】铝蜂窝;填砂;夹芯结构;低速冲击【作者】罗伟铭;石少卿;孙建虎;刘盈丰【作者单位】陆军勤务学院军事设施系,重庆401331;陆军勤务学院军事设施系,重庆401331;陆军勤务学院军事设施系,重庆401331;重庆对外建设(集团)有限公司,重庆401121【正文语种】中文【中图分类】O347.3铝蜂窝夹芯结构由于自身优良的力学性能和吸能特性，被广泛应用于航天[1]，防护，汽车，船舶[2]以及其他领域。
低速冲击下金属面夹芯板性能分析
低速冲击下金属面夹芯板性能分析王洪欣;查晓雄;余敏;王锦文【摘要】Tests,finite element simulations and theoretical analysis were performed here to study the impact resistance performance of metallic sandwich panels under low velocity impact.Firstly,the dynamic performance and damage situation of metallic sandwich panels under dropping hammer impact were analyzed with tests.Finite element method was used to simulate tests,and the applicability of finite element analysis was verified.Then,the total potential energy of the system was established with local deformation potential energy and external force work.The relationship between the concentrated force and local deformation was also obtained.The cracking impact force of the sandwich panels was obtained taking the tensile fracture of face sheets as the failure condition.Finally,the finite element model was established to calculate the cracking impact force of the panels,and the results were compared with those using the formula.It was shown that the cracking impact force of the panels increases with increase in strength and thickness of the face sheets,hammer radius and cracking strain,but hammer mass,strength and thickness of the core have little effect on the cracking impact force.%用实验、有限元及理论分析相结合方法对金属面夹芯板抗冲击性能进行研究。
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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。