平纹编织复合材料层板单面挖补修理的附加铺层分析研究及试验验证
薄层合板单面贴补修理拉伸性能研究
1 0．385 0．3
t0n / MPa
24
t
0 s
=
t0t
/ MPa
30
G0n / N·mm－1
0．3
G0s = G0t / N·mm－1
0．9
表 2 ZT7H / QY9611 预浸料材料参数 Table 2 Material property of ZT7H / QY9611 prepreg
FＲP / CM 2019. No. 2
84
薄层合板单面贴补修理拉伸性能研究
2019 年 2 月
90 /0］s。补片的厚度和铺层顺序与母板相同。首先 在修理件中心处打直径为 50 mm 的穿透孔来模拟 穿透损伤，然后通过胶黏剂与补片粘接，补片直径分 为 4 种，分别为 60 mm、70 mm、80 mm 和 90 mm，胶 黏剂选用 J299 胶膜。胶黏剂和复合材料的力学性 能参数［13］如表 1 和表 2 所示，具体试验矩阵如表 3 所示。
2试验 2. 1 试验对象
无损试验件及修理件的母板采用复合材料单向 带 ZT7H / QY9611 型预浸料，单层厚度为 0. 125 mm， 板厚为 2 mm，铺层顺序为［45 /90 / － 45 /0 /45 / － 45 /
收稿日期： 2018-05-18 作者简介： 范鎔韬 （ 1995-） ，男，硕士，主要从事复合材料结构设计方面的研究。 通讯作者： 关志东 （ 1964-） ，男，博士后，教授，主要从事飞行器结构设计、飞机结构维修等方面的研究，d5062010@163. com。
2019 年第 2 期
平纹编织面板泡沫夹芯结构修补后侧向压缩性能
DOI：10.19936/ki.2096-8000.20210328.008平纹编织面板泡沫夹芯结构修补后侧向压缩性能张铁纯1，张世秋1，王轩1*，周春苹2，王付胜3(1.中国民航大学航空工程学院，天津300300； 2.航空工业济南特种结构研究所高性能电磁窗航空科技重点实验室，济南250023；3.中国民航大学中欧航空工程师学院，天津300300)摘要：为了研究不同修补方式和修补参数对平纹编织面板泡沫夹芯结构侧向压缩性能的影响，对完好试验件和单侧面板修补、单侧面板加芯材修补、双侧面板加芯材修补试验件进行侧向压缩试验。
试验结果表明：单侧面板修补方式的侧向压缩强度高于其他两种修补方式；单侧面板修补时，面板挖补倾角比例越小，试验件侧向压缩强度越低；附加层重叠宽度对试验件侧向压缩强度影响很大；修补后试验件的侧向压缩模量比完好件均有所提升；单侧面板修补时，改变挖补倾角比例，不影响试验件侧向压缩模量，合适的附加层重叠宽度对试验件侧向压缩模量的提高有积极影响；修补方式和修补参数的变化不影响试验件的破坏模式，平纹编织面板泡沫夹芯复合材料侧向压缩的破坏模式为泡沫芯材破裂后，面板局部无支撑受压弯曲导致的整体结构破坏；面板的破坏形式主要为面板端部弯曲、面板中部弯曲、面板皱折和面板纤维断裂。
关键词：平纹编织；复合材料；修补；泡沫夹芯结构；侧向压缩中图分类号：TB332文献标识码：A文章编号：2096-8000(2021)03-0051-091前言雷达罩的面板材料一般为树脂基玻璃纤维复合材料［1］，玻璃纤维平纹编织层合板是机载雷达罩复合材料结构面板的常见形式，使用的芯材主要有蜂窝和泡沫两种。
泡沫芯材中，聚甲基丙烯酰亚胺泡沫(PMI 泡沫)因具有耐温高、尺寸稳定性好、强度高等优异性能，尤其是能够承受高性能树脂基复合材料的高温高压固化工艺,可以实现与预浸料的共固化，在机载雷达罩结构的应用中越来越受到青睐［2］。
机载雷达罩在使用中常受到冲击等损伤，必须对其进行修补以恢复其承载能力。
飞机复合材料层合板修理—铺层修理
（2）用树脂浸渍修理层
④ 将剩余树脂均匀地倒涂在纤维布上
⑤ 再把第２张分离膜覆盖到涂了树脂的纤维织布上面
⑥ 用刮板或滚筒在分离膜上刮推，使树脂浸渍进入纤维布中， 同时赶走气泡、消除纤维织布的皱纹。树脂不能刮到织布外 面去，以免影响树脂和织布的比例。
浸渍纤维织布
• 考虑到树脂在调配时有少量会粘在器皿上，通常还要增加一个 1.05～1.1的系数。
不同纤维布的要求
波音飞机复合材料结构修理培训手册中规定： 浸渍玻璃纤维布，树脂总重=玻璃纤维布总重 浸渍碳纤维布时，树脂总重为碳纤维布的1.3倍。
调配树脂示例
• 计算出树脂需要的总量后，就可以根据厂家要求的树脂和 固化剂的调配比例计算出各自需要的重量。树脂基体Ａ和 固化剂Ｂ的调配比例，根据树脂件号不同而不同。
在复合材料结构修理中，原结构密封胶还应与固化温度相匹配。 例如，BMS5-95密封胶粘接的部位就不能采用350F固化温度。
铺层前的准备工作
① 确定损伤区域，并按相应步骤去除水分 ② 去除损伤层 ③ 修理区域的准备（清洁） ④ 材料的准备。修理材料保存在冰箱里，制作补片前要从冰箱中取
出后放置达到室温才可以解开包装；根据损伤修理面积估算并剪 出所需大小的材料，注意铺层角方向
调配树脂时动作要轻缓，否则将混入过多空气。
树脂调配时会产生大量热量并可能产生有毒气体，要避免被烫伤和吸 入有毒气体。
湿铺层修理步骤
（2）用树脂浸渍修理层
① 剪下两片比纤维织布修理片周圈大３in的塑料分离膜。把其 中一片平铺在光滑平整的工作台面上，边缘用胶带粘贴， 以防移动。
② 把调制好的树脂胶总量的一半均匀地倒在分离膜上。注意， 树脂倒洒的范围不要超过待浸渍纤维织布的大小。
2.5D编织复合材料弹性性能的分析和实验验证
深联 两种 。其 中最 为常用的为浅联 结构 ，它分为直
交 浅联和 弯交浅联 ，直交浅联是指 一组经 纱中一个 第ｎ 层经纱在长度方 向移动２ 纬纱 列 间距 同时在厚 个 度方 向上穿过ｎ 层纬纱 ，再移动２ 纬纱列 间距 同 ＋１ 个 时再 穿过ｎ 层纬纱，再移动２ 一１ 个纬纱列 间距 同时再
ＡＮＡＬ Ｉ ＹＳ ＳＡＮＤ Ｍ ｏＮＳ ＤＥ ＴＲ １ ０Ｎ ＬＡＳ Ｃ Ｐ ０Ｆ Ｅ ＴＩ Ｒ０Ｐ ＲＴＩ Ｓ Ｅ Ｅ
０Ｆ ２．Ｄ ５ ＢＲＡＩ ＤＥＤ Ｃ０Ｍ Ｐ Ｓ ＴＥＳ ０ Ｉ
Ｚ ＨＡＮＧ ｉ ｕ ｎ ， ＪＡＮＧ ｎ ， ＧＵＯ ｎ ｗｅ ＫＵＡＮＧ ｎ Ｌｑ ａ Ｉ Ｙｕ Ｈｏ ｇ ｉ， Ｎｉｇ ，ＺＨＯＵ ａ ｇ ｎ ＤＯＮＧ ｅｆｎ ２ Ｇｕ ｎ ｍｉ ｇ ， Ｗ ｉ ｇ ｅ
张立泉， ２ ５ 编织复合材料弹性性能的分析 和实验 验证 等： ． Ｄ
ｇｌ ， ａ， ＇ ｓ
１ ２ ５ 织物细观几何结构 ．Ｄ
２ ５ 织物按经 纱和 纬纱 的交联 方式分 为浅联和 ．Ｄ
近似椭 圆形状 。为 了定量描述 ２ ５ 织物细观几 何结 ．Ｄ 构 ，假设如下 ： （） 纬纱 的横截面为椭圆形； １ （） 在织物各处纱线的横截 面形状保持不变 ； ２ （） 在 同一织物 中经纬纱变形率一致 。 ３
摘 要：研究２ ５ 编织细观结构 ，分析 了其单元体模型 ，建立 了２ ５ 编织复合材料弹性 性能分析预报模型 。研 究 了２ ５ 编 ．Ｄ ．Ｄ ．Ｄ
织物 的复合成型工艺 ，制作试件并通过实验值与理论预测值 的对 比，验证 了该方法 的正确 性。
关键词：２ ５ 编织 ：复合材料 ；弹性性 能 ．Ｄ
编织复合 材料应用 获得 了飞速 发展 ，引起材 料界 的
复合材料层合板贴补修理失效模式分析与修理参数选择
准则 采用 二次 能量 准 则 ，材 料 积 分 点 的 刚度 退 化 由 内部 损 伤状态 变 量 控 制 ．基 于 此 有 限元 模 型分 析 了 贴补 与挖 补修 理 的修 理参 数对 修 理效 果 的影 响 。姚 辽 军 等 建 立 了 基 于 连 续 介 质 损 伤 力 学 模 型 （ＣＤＭ）和粘 聚 区模 型 （ＣＺＭ）的非 线 性 三 维 渐 进 损 伤有 限元模 型 ，对 损 伤 模 式 和结 构 的修 补 强 度 进 行 了有效 模拟 和 预测 。在对 复合 材料进 行 渐 进失 效分 析 时 主要分 为 应 力求 解 、失效 分 析 和 材 料 属 性 退化 三大 步骤 ，这些 步 骤 不 断 迭代 ，直 到结 构 最终 失 效 ， 其 中应 力求 解 主 要 由有 限元 软 件完 成 。大 部 分 的研 究 工作 集 中在失 效准 则 的确定 和材料 属 性退 化 方案 的研究 上 。
２０１８年 第 １期
玻 璃 钢 ／复 合 材 料
２９
复 合材 料 层 合板 贴 补 修理 失 效模 式 分 析 与枫 ，周 正根
（武汉 理 工 大学 理 学 院 ，武 汉 ４３００７０） 摘 要 ：在 对 复 合 材 料 层 合 板 进 行 渐进 失 效 分 析 时 ，Ｚｉｎｏｖｉｅｖ刚度 退 化 模 型是 最 常 用 的 刚 度 退 化 模 型 之 一 ．但 是 该 模 型 涉及
关 键 词 ： 内聚 力模 型 ；数 值模 拟 ；渐 进 失 效 ；Ｚｉｎｏｖｉｅｖ理 论 ； 刚度 退 化 ；ＡＮＳＹＳ 中 图分 类 号 ：ＴＢ３３２ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１００３—０９９９（２０１８）０ｌ一００２９—０９
随着 复合 材 料 的使 用 量 持续 增 加 ，复合 材 料 结 构 面 临着 越来 越 多 的修 理 任务 ．胶 接 贴 补修 理 法 因 操 作 简单 、成本 低 、修理 后强 度恢 复率 较 高等 优 点成 为 复合 材料 结 构修理 的主要方 法 。由于 补片 贴补 修 理 的特 殊结 构形 式使 得研 究 者必 须采 用 三维 有 限元 方 法才 能对 母板 、补 片 以及胶 层进 行 比较 好 的模 拟 。 Ｃａｍｉｎｅｒｏ等 ＿１．２］利用有 限元 方 法 研 究 了拉 伸 荷 载 下 单 面 以及 双 面贴 补 修 理 ，并 对 受 拉 过 程 中修 理 结 构 的损 伤起 始 以及 裂 纹 的扩 展 进 行 了监 测 ．其 结 果 与 有 限元模 拟 的结果 吻合 得 比较 好 。ＡＪ．Ｍａｎｓｏｕｒ等 ［。］ 对拉 伸荷 载 下 单 面贴 补 结 构 建 立 了 三 维 有 限元 模 型 ，并 探究 了拉 伸 时 的结 构 应 变 、位 移 以及 强 度 等 ， 最后 就 修 补 参 数 对 修 补 效 果 的影 响 进 行 了 分 析 。 Ｃｈｅｎｇ等 ［４ ］对碳 纤 维 增 强 复 合 材 料 双 面 贴 补 修 理 结 构 同时 进行 了有 限 元 模 拟 和实 验 研 究 ，探 究 了修 理 结构 修 复后 的强 度 、损 伤 起 始 以及 扩 展 。李 振 凯 等 ［６］对 复合 材料 层合 板 的双 面贴补 结构 进行 了渐进 失 效 分 析 ，母 板 和 补 片 的 损 伤 起 始 准 则 采 用 三 维 Ｈａｓｈｉｎ准 则 和 Ｙｅ分 层准 则 ．用 损 伤张 量进 行 刚度 退 化 。王跃 全 等 ］建 立 了基 于连 续介 质损 伤力 学 的层 合板 以及 胶 层 的 渐进 损 伤 三 维 有 限 元模 型 ．层 合 板 的损 伤起 始 准则 采用 了三 维 Ｈａｓｈｉｎ准则 ，损 伤 扩 展
平纹编织复合材料层板维修的挖补角度优化分析与试验验证
而 平纹 编织 复合 材料 由于材料 面 内强度 性 能优
异， 逐 渐在 飞机 结构 中大 量应 用 ， 具 有代 表性 的应 用
式 挖补 修理 结构 的三 维 有 限元 模 型 ， 理 论 分 析 结 果 与 试验 结果 吻合 度 较 高 ， 说 明三 维 有 限元 模 型分 析 层 板 阶梯挖 补结 构 的方法 可行 。
元修 补模 型得到的强度计算值 与试验数据基本 吻合 ， 说 明该计算模 型能够 满足 维修设 计 的需求， 为 实际修理提供 较好 的维修
指 导。
关键词
平纹编织
维修角度
有 限元分析
试 验验证
中图法分类号
Ｔ Ｂ ３ ３ ０ ． １ Ｖ ２ １ ４ ． ８ ；
文献标 志码
Ａ
随着先 进 复合材 料结 构在 航 空航 天 中的大量 应
他 的计 算模 型 中 ４ 。 修 补 角 为最 优 选 择 。综 上所 述 ，
对于复合材料修补最佳角度一般认为集 中在 ３ 。 ～
６ 。 之 间， 而 对 于 不 同材 料 体 系 与铺 层 的 复合 材 料 层
板 最优 角 度也不 尽相 同。
伟 等人 对 阶 梯 型 对 接 复合 材 料 层 板 的力 学 性 能 进 行 了 试 验 研 究。 国 外 的 Ｂ ａ ｋ ｅ ｒ 、Ｃ ｈ ｕ ｎ 和 Ｆ ｒ ｅ ｄ ｒ ｉ ｃ ｋ ｓ ｏ ｎ等 人 ｌ ８ 分别 建立 了复 合材 料层 合 板 阶梯
载荷 由胶 层完 全破 坏 的载 荷和损 伤 扩展路 径 的长度
两方 面来 决定 ， 前 者 随挖补 角增 大 而减小 ， 后者 随挖
补角 增 大而增 大 ， 对于 不 同的材 料 、 铺 层等 参数 的层 合 板挖 补修 理结 构 最终 强 度 是 不 同的 ， 需 要 具 体 问 题 具体 分析 ， 从 结构 利用 效率来 讲 ， 应该 选择 胶层 的 失 效载 荷 和结构 最 终 破 坏 载荷 最 为 相 近 的 角 度 ， 在
复合材料自动铺带工艺中的缺陷检测与修补技术研究
复合材料自动铺带工艺中的缺陷检测与修补技术研究复合材料是一种由两个或多个不同的材料按一定比例和方式组合而成的材料。
它具有轻质、高强度、优良的耐腐蚀性和热稳定性等特点，被广泛应用于航空航天、汽车、电子、建筑等领域。
在复合材料的制造过程中，自动铺带工艺是一种常用的制造方法，它能够高效地进行复合材料的生产，但是不可避免地会出现某些缺陷，如气泡、裂纹等，这些缺陷可能会影响复合材料的性能和使用寿命。
因此，对于复合材料自动铺带工艺中的缺陷检测与修补技术的研究具有重要的意义。
在复合材料的制造过程中，缺陷的检测是一个至关重要的环节。
一旦复合材料中存在缺陷，如果不及时发现并采取措施修补，可能在使用过程中导致严重的事故，甚至危及人们的生命安全。
因此，研究人员提出了多种缺陷检测技术。
其中，非破坏性检测技术被广泛应用于复合材料缺陷的检测。
这种技术通过探测复合材料中的内部缺陷，如气泡、裂纹等，并对其进行评估和分析，以确定缺陷的类型、形状和大小。
常用的非破坏性检测技术包括超声波检测、红外热像检测、X射线检测等。
这些技术不仅能够高效地检测复合材料中的缺陷，而且对于复合材料的损伤程度和损伤机制的分析也十分重要。
除了缺陷的检测，修补技术也是复合材料制造中一个关键的环节。
在复合材料自动铺带工艺中，如果在制造过程中发现有缺陷，需要及时进行修补。
常用的修补技术包括补片修补、填充封堵、微补、环氧树脂胶修补等。
补片修补是一种常用的修复复合材料缺陷的方法，它通过将与受损区域相同的复合材料补片粘贴在受损区域上进行修复。
填充封堵技术是一种用填充材料填充缺陷处，然后封堵的方法，通过填充材料对缺陷进行修复。
微补是一种使用纤维布覆盖在缺陷区域上并使用树脂浸润修复的方法。
环氧树脂胶修补是一种使用环氧树脂胶固化修复缺陷的方法，通过在缺陷处涂布环氧树脂胶，然后进行固化修复。
这些修补技术可以对复合材料的缺陷进行有效的修复，提高复合材料的性能和使用寿命。
在复合材料自动铺带工艺中，缺陷的检测与修补技术的研究还面临一些挑战。
复合材料自动铺带工艺中的层间微观结构分析
复合材料自动铺带工艺中的层间微观结构分析复合材料是由两种或多种不同性质的材料组合而成的，具有优异的性能和广泛的应用领域。
自动铺带工艺是制备复合材料的一种常用方法，它能够实现高效、确保质量的生产。
在复合材料自动铺带工艺中，层间微观结构是一个重要的研究方向。
层间微观结构的分析可以提供有关复合材料性能、力学行为和疲劳特性的重要信息，为材料的设计和工艺优化提供参考。
层间微观结构主要包括纤维或颗粒的分布、界面特性和孔洞结构。
首先，纤维或颗粒的分布对于复合材料的性能至关重要。
通过层间微观结构的分析，可以确定纤维或颗粒是否均匀地分布在基体中，以及它们的方向和密度。
这些参数的变化会直接影响到复合材料的力学性能，如强度、刚度和韧性。
其次，界面特性是层间微观结构分析中需要关注的另一个重要因素。
由于复合材料是由多个不同材料层叠组合而成，界面的质量对于材料的性能起着决定性的作用。
通过层间微观结构的分析，可以研究界面的胶合性能、界面能量和相互扩散等特性。
这些参数的分析可以帮助设计合适的工艺控制方法，以提高界面的强度和粘结力，从而增强材料的整体性能。
最后，孔洞结构也是层间微观结构分析的一个重要内容。
在制备过程中，由于材料的性质不均一或工艺参数的变化，复合材料中往往会存在一定数量的孔洞。
通过层间微观结构的分析，可以了解孔洞的分布、形状和尺寸。
孔洞对材料的性能具有很大的影响，会降低材料的强度和韧性。
因此，通过对孔洞结构的分析，可以优化工艺参数，减少孔洞的产生，并提高材料的质量和可靠性。
为了进行复合材料自动铺带工艺中的层间微观结构分析，可以利用一系列的实验技术和测试方法。
传统的方法包括光学显微镜观察、扫描电子显微镜（SEM）观测和能谱分析，这些技术可以提供材料表面的形貌和结构信息。
另外，透射电子显微镜（TEM）可以提供更高分辨率的层间微观结构分析，并可以观察到纤维或颗粒的内部结构。
除了实验技术，计算模拟方法也是层间微观结构分析的重要手段。
挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理
第３４卷第６期中国机械工程V o l ．３４㊀N o ．６２０２３年３月C H I N A M E C HA N I C A LE N G I N E E R I N Gp p．７２７Ｇ７３８挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理王㊀轩１㊀马瑞云１㊀周春苹２１．中国民航大学航空工程学院,天津,３００３００２．航空工业济南特种结构研究所高性能电磁窗航空科技重点实验室,济南,２５００２３摘要:针对单侧面板挖补㊁单侧面板加芯子挖补㊁双侧面板加芯子挖补３种修理方式,采用一维阶梯挖补模型代替三维模型研究挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理.建立能够模拟蜂窝壁损伤演化的有限元模型,利用内聚力模型模拟胶层损伤.试验和仿真结果表明,完好件和各种挖补方式试验件的破坏模式均为向非修补面板内凹的屈曲变形;各种挖补方式的侧压强度恢复率均在７５％以上,大小排序为:单侧面板挖补㊁双侧面板加芯子挖补㊁单侧面板加芯子挖补;完好件和各种挖补方式试验件均未出现面板损伤,均出现蜂窝壁横向损伤和剪切损伤,且横向损伤均先出现,均在与发生大变形的蜂窝芯格相连的胶层处出现应力集中;蜂窝壁纵向损伤仅出现在单侧面板挖补件上,胶层损伤只出现在双侧面板加芯子挖补件上;芯子蜂窝壁损伤均发生在靠近替芯的母体芯材上.关键词:复合材料;蜂窝夹芯结构;渐进失效分析;内聚力模型;挖补修理中图分类号:T B ３３２D O I :１０．３９６９/j ．i s s n ．１００４ １３２X．２０２３．０６．０１２开放科学(资源服务)标识码(O S I D ):P r o g r e s s i v eF a i l u r eM e c h a n i s mo f S c a r fR e p a i r e d i nH o n e y c o m bS a n d w i c h S t r u c t u r e sw i t hP l a i n W e a v eP a n e l s u n d e rE d g e w i s eC o m pr e s s i o n WA N G X u a n １㊀MA R u i y u n １㊀Z HO U C h u n p i n g２１．C o l l e g e o fA e r o n a u t i c a l E n g i n e e r i n g ,C i v i lA v i a t i o nU n i v e r s i t y o fC h i n a ,T i a n ji n ,３００３００２．A v i a t i o nK e y L a bo f S c i e n c e a n dT e c h n o l o g y o nH i g hP e r f o r m a n c eE l e c t r o m a gn e t i cW i n d o w s ,A V I CR e s e a r c h I n s t i t u t e f o r S p e c i a l S t r u c t u r e o fA e r o n a u t i c a l C o m po s i t e ,J i n a n ,２５００２３A b s t r a c t :F o r t h r e es c a r f r e p a i rm e t h o d so f t h eu n i l a t e r a l p a n e l r e p a i r ,t h eu n i l a t e r a l p a n e l a n d c o r e r e p a i r ,t h eb i l a t e r a l p a n e l a n d c o r e r e p a i r ,t h e o n e Ｇd i m e n s i o n a l s t e p pe d Ｇs c a r fm o d e lw a s u s e d i n Ｇs t e a dof t h e t h r e e Ｇd i m e n s i o n a lm o d e l t os t u d y t h e p r og r e s s i v e f a i l u r em e ch a ni s m o f s c a r f r e p a i r e d i n h o n e y c o m b s a n d w i c hs t r u c t u r e sw i t h p l a i nw e a v e p a n e l su n d e re d g e w i s ec o m p r e s s i v e l o a d s ．Af i n i t e e l e m e n tm o d e l t h a tm i g h t s i m u l a t e t h e d a m a g e e v o l u t i o no f h o n e y c o m bw a l lw a s e s t a b l i s h e d ．A n d t h e c o h e s i v em o d e lw a su s e dt os i m u l a t e t h ed a m a g e so f t h ea d h e s i v e l a y e r s ．T h er e s u l t ss h o wt h a t t h e f a i l u r em o d e so f p r i s t i n ea n dr e p a i r e ds a n d w i c hs t r u c t u r e sa r e t h ec o n c a v eb u c k l i n g d e f o r m a t i o n s t o t h en o n Ｇr e p a i r e d p a n e l s ．T h er e c o v e r y r a t eo fe d g e w i s ec o m p r e s s i o ns t r e n g t ho fr e pa i r e ds a n d w i c h s t r u c t u r e s i s ab o v e７５％,a n dt h ed a t aa r e r a n k e df r o ml a r ge s t t os m a l l e s t a sf o l l o w s :t h eu n i l a t e r a l p a n e l r e p a i r ,t h e b i l a t e r a l p a n e l a n d c o r e r e p a i r ,t h e u n i l a t e r a l p a n e l a n d c o r e r e p a i r ．N o d a m ag e sm a yb e s e e no n t h e p a n e l s o f p r i s t i n e a n d r e p a i r e ds p ec i m e n s ．T h e t r a n s v e r s e a n ds h e a rd a m a ge so c c u r o n t h eh o n e y c o m bw a l l ,a n dt h ef o r m e ra p p e a r s f i r s t ．S t r e s sc o n c e n t r a t i o no c c u r sa t t h ea d h e s i v e l a ye r c o n n e c t e d t o t h e h o n e y c o m b c o r ew i t h l a r g e d ef o r m a t i o n ．T h e l o ng i t u d i n a l d a m a g e s o f th e h o n e yc o m b w a l l o n l y a p p e a r o n t h e u n i l a t e r a l p a n e l r e p a i r s p e c i m e n s ,a nd t he d a m a g e s of a d h e s i v e l a y e r a p pe a r o n t h e b i l a t e r a l p a n e l a n d c o r e r e p a i r s p e c i m e n s ．T h e d a m a g e s of h o n e y c o m bw a l l o c c u r o n t h e p a r e n t c o r e m a t e r i a l s c l o s e t o t h e r e pl a c e m e n t c o r e ．K e y w o r d s :c o m p o s i t em a t e r i a l ;h o n e y c o m b s a n d w i c h s t r u c t u r e ;p r o g r e s s i v e f a i l u r e a n a l y s i s ;c o Ｇh e s i v em o d e l ;s c a r f r e pa i r 收稿日期:２０２２０５１８基金项目:国家重点基础研究发展计划(２００１４C B ０４６２００);天津市科技计划(２０Y D T P J C ００３８０);航空科学基金(２０１８Z F ６７０１１);中央高校基本科研业务费中国民航大学专项资金(３１２２０１９０９９)０㊀引言玻璃纤维平纹编织面板蜂窝夹芯结构因具有良好的透波㊁隔热㊁耐化学性能和较高的比刚度㊁比强度[１]而在机载雷达罩㊁整流罩等航空航天结构件上得到大量应用[２].雷达罩等在服役中可能会遭受环境和偶然损伤,损伤区域需要进行修理,挖补修理是蜂窝夹芯结构永久性修理采用的主要方法.雷达罩在使用过程中大多处于侧向拉伸和７２７ Copyright ©博看网. All Rights Reserved.压缩交变出现的状态[３],而侧压载荷下夹芯结构的失效机制比较复杂,特别是整体屈曲可能会导致突然失效,进而威胁结构的使用安全[４],因此研究挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理对结构修理方案设计与持续安全评定具有重要意义.关于蜂窝夹芯结构挖补修理的相关研究已经取得了大量的成果.郭轩等[５]将试验和有限元结合起来研究损伤和修补参数对单侧面板加芯子修补蜂窝夹芯结构的弯曲性能的影响,研究发现,蜂窝夹芯结构件的承载能力随着损伤直径和补片厚度的增大先增强后减弱.赵志彬等[６]采用有限元方法研究了蜂窝夹芯结构修补件的性能,研究发现,蜂窝夹芯结构的剩余强度随着损伤孔径㊁挖补角度㊁附加层铺层角度㊁附加层厚度的增大而减小.孙海霞等[７]通过冲击和压缩试验研究了半穿透损伤修补后蜂窝夹芯结构的性能,试件采用正方形补片进行挖补修理,结果表明,修补试件性能接近完好试件的性能.周银华等[８]研究了铝蜂窝夹芯结构穿孔损伤修补后的拉伸性能,结果表明双侧面板修补方法能够得到较高的强度恢复率.刘遂等[９]采用试验和有限元结合的方法研究了三种不同圆形斜接修补方式对单向带层合面板蜂窝夹芯结构侧压性能的影响,研究表明三种修补方式均可获得较高的强度恢复率.汪海等[１０]对蜂窝夹芯结构完好试验件和三种修补试验件进行了侧压试验,得到了试验件的破坏模式和强度恢复率.张铁纯等[１１]分析了胶层㊁工艺㊁构型㊁环境４种因素对复合材料夹芯结构修补后侧向压缩强度恢复率的影响.G H A Z A L I等[１２]对蜂窝夹芯结构单侧面板修补件进行了四点弯曲和侧压试验,并建立了总体的１/４有限元等效模型进行侧压性能分析,结果表明,损伤发生在面板修补区域与未修补区域的交界处.综上,目前有关蜂窝夹芯结构挖补修理研究大多只关注强度恢复率,而没有揭示渐进损伤演化机制和失效机理,相关的仿真分析研究主要通过建立等效模型[５Ｇ６,９,１３Ｇ１６]来模拟蜂窝芯的力学和失效行为,等效模型虽然可以简化建模过程,但不能描述起始于蜂窝壁的损伤及其扩展情况,无法揭示挖补修理蜂窝夹芯结构的真实失效机理,进而难以精准指导蜂窝夹芯结构修理方案的工程设计.针对出现不同程度损伤而采用的单侧面板挖补㊁单侧面板加芯子挖补和双侧面板加芯子挖补３种修理方式,本文首先建立了一维阶梯挖补修理的精细化有限元模型,在此基础上构建渐进失效分析模型,从而描述蜂窝壁损伤起始和扩展情况,然后采用内聚力模型模拟补片㊁替芯与母体结构之间的胶层损伤,开展完好试验件与挖补试验件的侧向压缩试验来验证模型的有效性,进而全面揭示侧压载荷下挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构的失效机理以及不同挖补修理方式的影响.１㊀一维阶梯挖补修理模型对于复合材料夹芯结构损伤,目前使用最多的永久性修理方法是三维阶梯挖补修理,因为挖补修理能够得到较高的强度恢复率,且修理表面光滑[１７],但是三维阶梯挖补修理无论是试验设计还是仿真分析都很复杂.L I U等[１８]提出采用简化的一维非圆形斜接模型代替三维圆形斜接挖补模型进行基础研究,一维简化模型计算的胶层应力与三维模型在载荷方向上的胶层应力分布相同,证明了可以用一维简化模型来代替研究三维圆形斜接挖补修理结构最危险位置的性能.本文运用有限元软件A B A Q U S建立蜂窝夹芯结构单侧面板挖补㊁单侧面板加芯子挖补㊁双侧面板加芯子挖补３种修理方式的三维阶梯挖补修理模型和一维阶梯挖补修理模型,对比分析了侧压载荷下的胶层应力.为了简便计算,此处选择建立蜂窝芯子等效模型,图１为三维阶梯挖补修理模型和一维阶梯挖补修理模型俯视图,图２为３种不同挖补修理方式示意图.图２中h为挖补修理区域面板的厚度,θ为挖补角,B为挖补修理区域面板的宽度.(a)三维阶梯挖补㊀㊀㊀㊀(b)一维阶梯挖补图１㊀三维阶梯挖补模型和一维阶梯挖补模型俯视图F i g．１㊀T o p v i e wo f t h r e eＧd i m e n s i o na n do n eＧd i m e n s i o ns t e p p e dＧs c a r f r e p a i rm o d e l s图３为３种不同挖补修理方式下,与加载方向平行的胶层剥离应力和剪切应力对比图.其中,σp e e l为胶层的剥离应力,τ为胶层的剪切应力,σ为夹芯结构截面上的名义应力,x为胶层上的点与胶层边缘的距离(０ɤxɤB).由图３可以看出,一维简化模型计算得到的胶层剥离应力和剪切应力与三维模型计算得到的８２７中国机械工程第３４卷第６期２０２３年３月下半月Copyright©博看网. All Rights Reserved.㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀(a)单侧面板挖补㊀㊀㊀㊀㊀(b)单侧面板加芯子挖补㊀㊀㊀㊀㊀(c)双侧面板加芯子挖补图２㊀３种挖补修理方式示意图F i g．２㊀S c h e m a t i c d i a g r a mo f t h r e e d i f f e r e n t s c a r f r e p a i rm e t h o d s㊀㊀(a)单侧面板挖补胶层剥离应力㊀㊀(b)单侧面板加芯子挖补胶层剥离应力㊀(c)双侧面板加芯子挖补胶层剥离应力㊀㊀(d)单侧面板挖补胶层剪切应力㊀㊀(e)单侧面板加芯子挖补胶层剪切应力㊀(f)双侧面板加芯子挖补胶层剪切应力图３㊀修补区域胶层剥离应力和剪切应力分布F i g．３㊀P e e l i n g a n d s h e a r s t r e s s d i s t r i b u t i o no f t h e a d h e s i v e l a y e r i n t h e r e p a i r a r e a数值和危险点分布基本一致,一维简化模型中胶层在危险点处的应力相比三维模型稍大一些,计算结果更趋保守.可见,简化的一维阶梯挖补模型能够代替三维阶梯挖补模型来开展侧压载荷下挖补修理蜂窝夹芯结构力学行为与失效机理研究.２㊀渐进失效分析理论２．１㊀面板和蜂窝芯的损伤判据玻璃纤维平纹编织面板由三层单层板组成,该单层板在径向纤维方向和纬向纤维方向上都有增强[１９].本文选择三维H a s h i n失效准则[２０]作为平纹编织面板的损伤判据,具体形式如下.经向纤维失效:(σ１１Xt)２＋(σ１２S１２)２＋(σ１３S１３)２＝１㊀㊀σ１１ȡ０(１)(σ１１Xc)２＝１㊀㊀σ１１＜０(２)㊀㊀纬向纤维失效:(σ２２Yt)２＋(σ１２S１２)２＋(σ２３S２３)２＝１㊀㊀σ２２ȡ０(３)(σ２２Yc)２＋(σ１２S１２)２＋(σ２３S２３)２＝１㊀㊀σ２２＜０(４)㊀㊀纤维Ｇ基体剪切失效:(σ１１Xc)２＋(σ１２S１２)２＋(σ１３S１３)２＝１㊀㊀σ１１＜０(５)㊀㊀分层失效:(σ３３Zt)２＋(σ１３S１３)２＋(σ２３S２３)２＝１㊀㊀σ３３ȡ０(６)(σ３３Zc)２＋(σ１３S１３)２＋(σ２３S２３)２＝１㊀㊀σ３３＜０(７)９２７挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理 王㊀轩㊀马瑞云㊀周春苹Copyright©博看网. All Rights Reserved.式中,σ１１㊁σ２２㊁σ３３为１㊁２㊁３方向上的正应力,１㊁２㊁３分别代表经向纤维方向㊁纬向纤维方向㊁层间厚度方向;σ１２㊁σ１３和σ２３为剪切应力;S １２㊁S １３和S ２３为剪切强度;X t ㊁X c ㊁Y t ㊁Y c ㊁Z t ㊁Z c 为强度参数,t 表示拉伸,c 表示压缩.由芳纶纸制成的蜂窝壁可以看作是薄的单层板,本文将最大应力准则作为蜂窝芯子的失效判据,其中蜂窝壁纵向失效表达式为σ(f w )１１ȡX (f w )t ㊀㊀σ(f w )１１ȡ０(８)σ(f w )１１＜－X (f w )c ㊀㊀σ(f w)１１＜０(９)㊀㊀蜂窝壁横向失效表达式为σ(f w )２２ȡY (f w )t ㊀㊀σ(f w )２２ȡ０(１０)σ(f w )２２＜－Y(f w )c㊀㊀σ(f w )２２＜０(１１)㊀㊀蜂窝壁面内剪切失效表达式为σ(f w )１２ȡS (f w )１２㊀㊀σ(f w )１２ȡ０(１２)σ(f w )１２＜－S (f w )１２㊀㊀σ(f w)１２＜０(１３)式中,σ(f w )１１㊁σ(f w )２２分别为蜂窝壁纵向方向(即蜂窝夹芯结构的厚度方向)和横向方向上的正应力;σ(f w )１２为切应力;S (f w )１２为剪切强度;X (f w )t ㊁X (f w )c ㊁Y (f w )t ㊁Y (f w )c 为强度参数,t 表示拉伸,c 表示压缩.２．２㊀面板和蜂窝芯的刚度退化采用文献[２１]中的刚度退化系数来描述面板失效后的材料性能退化,蜂窝芯子发生失效时的刚度退化系数为０．１,材料的退化参数如表１所示.表１㊀面板和蜂窝芯的材料退化参数[２１]T a b ．１㊀M a t e r i a l d e g r a d a t i o n p a r a m e t e r s o f p a n e l a n dh o n e yc o m b c o r e [２１]损伤类型材料参数退化方式经纤方向拉伸失效E i i ＝０．０７E (０)i i (i ＝１,２,３),G i j ＝０．０７G (０)i j ,υi j ＝０．０７υ(０)i j (i ,j ＝１,２,３;i ʂj )经纤方向压缩失效E i i ＝０．１４E (０)i i (i ＝１,２,３),G i j ＝０．１４G (０)i j ,υi j ＝０．１４υ(０)i j (i ,j ＝１,２,３;i ʂj )纬纤方向拉伸失效E ２２＝０．２E (０)２２,G １２＝０．２G (０)１２,G ２３＝０．２G (０)２３纬纤方向压缩失效E ２２＝０．４E (０)２２,G １２＝０．４G (０)１２,G ２３＝０．４G (０)２３纤维Ｇ基体剪切失效G １２＝０．１G (０)１２,υ１２＝０．１υ(０)１２层间拉伸失效E ３３＝０．１E (０)３３,G ２３＝０．１G (０)２３,G １３＝０．１G (０)１３,υ２３＝０．１υ(０)２３,υ１３＝０．１υ(０)１３层间压缩失效E ３３＝０．１E (０)３３,G ２３＝０．１G (０)２３,G １３＝０．１G (０)１３,υ２３＝０．１υ(０)２３,υ１３＝０．１υ(０)１３蜂窝壁失效E (f w )１１＝０．１E (f w ０)１１,E (f w )２２＝０．１E (f w ０)２２,G (f w )１２＝０．１G (f w ０)１２,G (f w )１３＝０．１G (f w ０)１３,G (f w )２３＝０．１G (f w ０)２３注:表中的０．１表示出现损伤后的材料属性折减到原始材料属性的１０％,未标注表示材料属性没有折减;E ㊁G ㊁υ分别表示材料的弹性模量㊁剪切模量和泊松比;上标(０)表示面板材料的初始性能,上标(f w ０)表示蜂窝壁材料的初始性能.２．３㊀胶层的失效与退化本文选用内聚力单元模拟修补结构与母体结构之间的胶层.内聚力单元采用典型的双线性本构模型:σn σs σt éëêêêùûúúú＝(１－d )K n (１－d )K s(１－d )K t éëêêêùûúúúεn εs εt éëêêêùûúúú(１４)式中,σn ㊁σs ㊁σt 为n ㊁s ㊁t 方向上的应力;d 为刚度退化系数;K n ㊁K s ㊁K t 为n ㊁s ㊁t 方向上的初始刚度;εn ㊁εs ㊁εt 为n㊁s ㊁t 方向上的应变;n 表示胶层厚度方向;s 表示沿经向纤维方向;t 表示沿纬向纤维方向.刚度退化系数为d ＝０δ＜δ(０)δ(f )(δ－δ(０))δ(δ(f )－δ(０))δ(０)ɤδɤδ(f )１δ＞δ(f)ìîíïïïï(１５)式中,δ(０)为损伤起始时的位移值;δ(f )为单元失效时的位移值.内聚单元的刚度K i (i ＝n ,s ,t)为K n ＝E n t ０(１６)K s ＝E st ０(１７)K t ＝E tt ０(１８)式中,E n ㊁E s ㊁E t 为n ㊁s ㊁t 方向上的弹性模量;t ０为胶层的初始厚度.内聚力单元的应变εi (i ＝n ,s ,t )为εn ＝δnt ０(１９)εs ＝δs t ０(２０)εt ＝δt t ０(２１)式中,δn ㊁δs ㊁δt 为n㊁s ㊁t 方向上的单元节点位移值.选择二次应力准则[９]作为内聚力单元损伤开始的判断依据:(‹σn ›σ(０)n )２＋(σs σ(０)s )２＋(σt σ(０)t )２＝１‹σn ›＝σn σn ＞００σn ɤ０{üþýïïïï(２２)式中,σ(０)n ㊁σ(０)s ㊁σ(０)t为n ㊁s ㊁t 方向上的损伤起始应力;‹σn ›为内聚力单元的法向应力.基于能量的B ＧK 损伤演化准则如下[２２]:G (c )＝G (c )n ＋(G (c )s －G (c )n )(G s ＋G t G n ＋G s ＋G t)η(２３)式中,G (c )为复合断裂韧度;G (c )n ㊁G (c)s 分别为Ⅰ型㊁Ⅱ型裂纹断裂韧度;G n ㊁G s ㊁G t 分别为Ⅰ型㊁Ⅱ型㊁Ⅲ型断裂能量释放率;η为胶层材料系数,取值范围一般为２~３[２３],此处取η＝２.０３７ 中国机械工程第３４卷第６期２０２３年３月下半月Copyright ©博看网. All Rights Reserved.３㊀侧压试验根据A S T M ＧC ３６４/C ３６４M Ｇ０７[２４]测试标准开展侧向压缩试验.首先参考A S T M ＧC ３６４/C ３６４M Ｇ０７标准设计了试验所需的蜂窝夹芯结构完好试验件以及３种不同挖补方式试验件,挖补修理试验件设计采用简化的一维阶梯挖补修理模型.试验件的类型和数量见表２.试验件外形几何尺寸如图４所示,挖补修理构型几何尺寸如图５所示.试验件所选用的面板由７７８１型玻璃纤维平纹编织布和环氧树脂组成,面板厚度为０．８mm ,面板铺层为[０ʎ]３,单层板材料参数见表３.蜂窝芯选用的N o m e x ＧC MA G ＧC N C １Ｇ１．８５纸,正六边形芯格,高为６mm ,材料参数见表４.胶层的材料为B M S ５Ｇ１０１,Ⅱ型,１０级,材料参数见表５.完好试验件的固化工艺为热压罐固化(固表２㊀试验件类型和数量T a b ．２㊀T y p e a n dn u m b e r o f s pe c i m e n s组号数量类型WH６完好件X B １６单侧面板挖补件X B ２６单侧面板加芯子挖补件X B ３６双侧面板加芯子挖补件图４㊀试验件外形几何尺寸F i g ．４㊀T h e o v e r a l l g e o m e t r i c d i m e n s i o no f t h e s pe c i m e n s 图５㊀挖补修理试件几何尺寸F i g ．５㊀T h e g e o m e t r y d i m e n s i o no f s t e p p e d Ｇs c a r f s pe c i m e n s 化温度为１２７ħ,保温２h ,压力为０．２５M P a),挖补件的固化工艺为烘箱固化(压力为０．１M P a ,固化温度㊁保温时间与预浸料相同).侧压试验在I n s t r o n ５９８２U ２１７１万能试验机上进行,侧压试验夹具如图６所示.试验环境为室温(２５ħ),载荷加载速度为０．５mm /m i n.表３㊀单层板材料参数T a b ．３㊀M a t e r i a l pa r a m e t e r s o f t h e p l a i nw e a v e p a n e l 参数数值经纤方向弹性模量E (０)１１(G P a )１４．７纬纤方向弹性模量E (０)２２(G P a )１６面外弹性模量E (０)３３(G P a )１２．６剪切模量G (０)１２(G P a )２．６５剪切模量G (０)１３(G P a )１．７剪切模量G (０)２３(GP a )１．７泊松比υ１２０．２泊松比υ１３０．１５泊松比υ２３０．１５经纤方向拉伸强度X t (M P a)２６０经纤方向压缩强度X c (M P a )２３０纬纤方向拉伸强度Y t (M P a )２６０纬纤方向压缩强度Y c (M P a )２３０面外拉伸强度Z t (M P a )３５０面外压缩强度Z c (M P a )７３剪切强度S １２(M P a )１１８剪切强度S １３(M P a )２４剪切强度S ２３(M P a )２４㊀㊀表４㊀蜂窝芯子材料参数T a b ．４㊀M a t e r i a l p a r a m e t e r s o f t h e h o n e yc o m b c o r e 参数数值蜂窝壁纵向弹性模量E (f w ０)１１(G P a )２．５蜂窝壁横向弹性模量E (f w ０)２２(G P a )１．８５剪切模量G (f w ０)１２(G P a )０．７泊松比υ０．３蜂窝壁纵向拉伸强度X (f w )t (M P a)６５蜂窝壁纵向压缩强度X (f w )c (M P a )６５蜂窝壁横向拉伸强度Y (f w )t (M P a )３２蜂窝壁横向压缩强度Y (f w )c (M P a )３２剪切强度S (f w )１２(M P a )５０㊀㊀表５㊀胶层材料参数T a b ．５㊀M a t e r i a l p a r a m e t e r s o f a d h e s i v e l a ye r 参数数值厚度方向刚度K n (G P a)３０剪切方向刚度K s ＝K t (G P a)１１．５厚度方向损伤起始应力σ(０)n (M P a )１０剪切方向损伤起始应力σ(０)s ＝σ(０)t (M P a )１５Ⅰ型裂纹断裂韧度G (c )n (N /mm )０．２６８Ⅱ型裂纹断裂韧度G (c )s (N /mm )０．６６５４㊀有限元建模本文利用有限元软件A B A Q U S 模拟完好试验件和３种不同挖补方式试验件的侧向压缩试验过程,选择用户子程序U S D F L D 定义失效准则和刚度退化模型.面板采用实体单元(C ３D ８R ).１３７ 挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理王㊀轩㊀马瑞云㊀周春苹Copyright ©博看网. All Rights Reserved.图６㊀侧压试验件的装夹图F i g．６㊀C l a m p i n g d i a g r a mo f e d g e w i s e c o m p r e s s i o n s p e c i m e n 为了能够准确地模拟蜂窝芯子的损伤行为,建立蜂窝壁细节模型,蜂窝芯模型采用三维连续壳单元(S４R),带向是双层厚度,横向是单层厚度,与实际蜂窝成形工艺一致,并且建立了蜂窝芯子的局部坐标系,如图７所示.挖补胶接区域胶层有限元建模方法如表６所示.双侧面板加芯子挖补件的有限元模型分体图见图８.图７㊀蜂窝芯的有限元细节模型F i g．７㊀T h e d e t a i l e d f i n i t e e l e m e n tm o d e l o f t h eh o n e y c o m b c o r e表６㊀胶接区域胶层有限元建模方法T a b．６㊀F i n i t e e l e m e n tm o d e l i n g m e t h o d f o r a d h e s i v e l a y e ri nb o n d e da r e a胶接区域胶层模型胶层与被粘物连接方式补片和母体面板之间零厚度内聚力实体单元补片和胶层:共节点母体面板和胶层:T i e补片与替芯之间零厚度内聚力实体单元补片与胶层:共节点替芯与胶层:T i e替芯与母体原芯之间零厚度内聚力实体单元替芯与胶层:T i e母体原芯与胶层:T i e图８㊀双侧面板加芯子挖补件的有限元模型分体图F i g．８㊀S p l i t d i a g r a mo f t h e f i n i t e e l e m e n tm o d e l o f t h es p e c i m e nw i t h t h e s c a r f r e p a i r e db i l a t e r a l p a n e l a n d c o r e㊀㊀边界条件为:设置参考点对模型的加载端进行耦合约束,通过参考点来控制加载端的运动,对参考点施加沿蜂窝带向的位移载荷,对另一端进行固支约束,限制所有方向上的自由度,如图９所示[１５].图９㊀双侧面板加芯子挖补件模型的边界条件示意图F i g．９㊀S c h e m a t i c d i a g r a mo f t h e b o u n d a r y c o n d i t i o n s o f t h es p e c i m e nw i t h t h e b i l a t e r a l p a n e l a n d c o r e r e p a i r５㊀结果分析与讨论５．１㊀宏观破坏模式由图１０可知,平纹编织面板蜂窝夹芯结构完好试验件和３种不同挖补方式试验件的宏观破坏模式一致,试件整体发生了屈曲变形,内凹一侧面板的中部出现了应力集中,与王凯伦等[２５]㊁L I U等[２６]的试验结果类似.试验中没有观察到面板损坏,内部芯材和胶层的损伤情况无法通过试验观察到.由图１０c㊁图１０d可以看出,侧向压缩载荷作用下,受压内凹弯曲的一侧是非修补面板.这是因为挖补修理打断了母体面板的连续纤维,减小了修补面板的刚度,由载荷按刚度分配原则可知,非修补面板相比修补面板承受更大的压缩载荷,从而产生凹向非修补面板一侧的屈曲变形.㊀㊀㊀(a)试验㊀㊀㊀㊀(b)完好件㊀㊀(c)单侧面板挖补㊀㊀(d)单侧面板加芯子挖补㊀(e)双侧面板加芯子挖补图１０㊀试验与仿真得到的宏观失效模式F i g．１０㊀M a c r o s c o p i c f a i l u r em o d e s b e t w e e n t e s t a n d s i m u l a t i o n s２３７中国机械工程第３４卷第６期２０２３年３月下半月Copyright©博看网. All Rights Reserved.５．２㊀强度恢复率平纹编织面板蜂窝夹芯结构完好试验件和３种不同挖补方式试验件的侧压强度试验结果如表７所示,各组试验得到的破坏强度离散系数最大不超过９％,说明试验结果可接受;挖补试验件的侧压强度恢复率至少在７５％以上(强度恢复率为修补试验件破坏强度值与完好试验件破坏强度值的百分比),说明３种挖补修理方式均可以较好地恢复损伤结构的侧压强度.表７㊀试验件侧压强度试验结果T a b．７㊀T e s t r e s u l t o f e d g e w i s e c o m p r e s s i o n s t r e n g t h试件编号破坏强度(M P a)破坏强度平均值(M P a)标准差离散系数强度恢复率WHＧ１１１３．８４WHＧ２１１３．９４WHＧ３９９．９９WHＧ４１０４．９２WHＧ５９６．６８WHＧ６１０３．６３１０５．５０７．１１６．７４％１００％X B１Ｇ１９７．５０X B１Ｇ２９２．６４X B１Ｇ３８９．２７X B１Ｇ４１００．４４X B１Ｇ５８５．３１X B１Ｇ６９２．３８９２．９２５．５３５．９５％８８．０８％X B２Ｇ１７１．７２X B２Ｇ２８２．９３X B２Ｇ３７３．３９X B２Ｇ４８０．２５X B２Ｇ５８０．８８X B２Ｇ６９０．２８７９．９１６．７２８．４１％７５．７４％X B３Ｇ１８１．７８X B３Ｇ２９３．８８X B３Ｇ３８１．６５X B３Ｇ４８５．６１X B３Ｇ５９９．６６X B３Ｇ６９１．５６８９．０２７．２８８．１８％８４．３８％㊀㊀图１１为完好试验件和不同挖补方式试验件的侧压强度仿真值与试验平均值对比图,两者误差最大不超过４％,说明建立的渐进失效分析模型是有效的,能够准确预测完好件和挖补修理件的侧压破坏强度.由图１１可以看出,WH试验件的侧压强度要高于任何一种修补试验件的侧压强度;X B１试验件的侧压强度较高,因为X B１试验件的损伤程度小,挖补去除区域小;X B２试验件的侧压强度比X B３试验件的侧压强度小,因为侧压载荷下双侧面板加芯子挖补方式避免了单侧面板加芯子挖补方式所产生的附加弯矩.５．３㊀渐进失效过程表８所示为完好件和３种不同挖补方式试验图１１㊀完好件和修补件的侧压强度仿真值与试验平均值对比图F i g．１１㊀C o m p a r i s o no f t h e s i m u l a t i o nv a l u e s o f t h e e d g e w i s e c o m p r e s s i o n s t r e n g t h f o r t h e p r i s t i n e a n d s c a r fＧr e p a i r e ds p e c i m e n sw i t h t h e t e s t a v e r a g e v a l u e s件侧向压缩渐进失效仿真分析中不同损伤类型对应的损伤状态变量.由表８可以看出,侧压载荷作用下各试验件面板均未发生损伤,结合图１０可看出面板中部虽然出现了应力集中但未达到损伤起始应力,与试验结果一致.蜂窝芯和胶层有损伤产生,具体的损伤演化过程在下文展开讨论.表８㊀不同损伤类型对应的损伤状态变量T a b．８㊀T h e d a m a g e s t a t e v a r i a b l e s c o r r e s p o n d i n g t od i f fe r e n t d a m a g e t y p e s损伤类型状态变量是否出现面板经向纤维拉伸失效S D V１否面板经向纤维压缩失效S D V２否面板纬向纤维拉伸失效S D V３否面板纬向纤维压缩失效S D V４否面板纤维Ｇ基体剪切失效S D V５否面板层间拉伸失效S D V６否面板层间压缩失效S D V７否蜂窝壁纵向失效S D V８是蜂窝壁横向失效S D V９是蜂窝壁面内剪切失效S D V１０是面芯胶层损伤S D E G是５．３．１㊀完好试验件的渐进失效表９所示为完好试验件的渐进失效过程,可以看出,分析步时间为０．２４８时屈曲变形已经发生,芯子开始出现S D V９损伤;分析步时间为０．２５３时蜂窝芯壁出现大面积变形,S D V９损伤向四周扩展,此时芯子开始出现S D V１０损伤;分析步时间为０．２５４时,试验件失效,整个失效过程中仅出现S D V９和S D V１０损伤.５．３．２㊀单侧面板挖补试验件的渐进失效表１０所示为单侧面板挖补试验件的渐进失效过程,可以看出,分析步时间为０．２２２时屈曲变形已经发生,芯子开始出现S D V９损伤;分析步时间为０．２２３时自由边处芯格出现明显变形,芯子３３７挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理 王㊀轩㊀马瑞云㊀周春苹Copyright©博看网. All Rights Reserved.开始出现S D V ８损伤和S D V １０损伤;分析步时间为０．２２４时试验件失效,芯子的S D V ９损伤扩展严重;发生大变形的芯格相连的胶层处出现了应力集中,但未出现S D E G 损伤.表９㊀完好试验件的渐进失效过程T a b ．９㊀P r o g r e s s i v e f a i l u r e p r o c e s s o f t h e p r i s t i n e s pe c i m e n组成部分变形与损伤特征分析步时间０．２４８０．２５３０．２５４(最终)蜂窝芯子变形与应力云图S D V ９S D V １０表１０㊀单侧面板挖补试验件的渐进失效过程T a b ．１０㊀P r o g r e s s i v e f a i l u r e p r o c e s s o f t h e s p e c i m e nw ith th e u n i l a t e ra lpa n e l r e pa i r组成部分变形与损伤特征分析步时间０．２２２０．２２３０．２２４(最终)蜂窝芯子变形与应力云图S D V ８S D V ９S D V １０胶层剥离应力与S D E G４３７ 中国机械工程第３４卷第６期２０２３年３月下半月Copyright ©博看网. All Rights Reserved.５．３．３㊀单侧面板加芯子挖补试验件的渐进失效表１１所示为单侧面板加芯子挖补试验件的渐进失效过程,可以看出,分析步时间为０．１９１时屈曲变形已经发生,芯子开始出现S D V９损伤;分析步时间为０．１９２时S D V９损伤开始向两端扩展;分析步时间为０．１９４时试验件失效,芯子除了出现S D V９损伤外,还出现了小面积的S D V１０损伤;发生大变形的芯格相连的胶层处出现了应力集中,但未出现S D E G损伤.５．３．４㊀双侧面板加芯子挖补试验件的渐进失效表１２所示为双侧面板加芯子挖补试验件的渐进失效过程,可以看出,分析步时间为０．２２２时屈曲变形已经发生,芯子开始出现S D V９损伤;分析步时间为０．２２４时S D V９损伤由两边向中间扩展;分析步时间为０．２２５时试验件失效,芯子出现了大面积的S D V９损伤和小面积的S D V１０损伤;发生大变形的芯格相连的胶层处出现了应力集中,最终在胶层应力集中点处出现S D E G损伤.表１１㊀单侧面板加芯子挖补试验件的渐进失效过程T a b．１１㊀P r o g r e s s i v e f a i l u r e p r o c e s s o f t h e s p e c i m e nw i t h t h e u n i l a t e r a l p a n e l a n d c o r e r e p a i r组成部分变形与损伤特征分析步时间０．１９１０．１９２０．１９４(最终)蜂窝芯子变形与应力云图S D V９S D V１０胶层剥离应力与S D E G５．３．５㊀挖补修理方式的影响完好件和不同挖补方式试验件的有限元分析步时间增量均设置为０．００１,分析步时间数值越大说明破坏所需时间越长,破坏时位移越大则对应的破坏载荷值越大,也说明承载能力越强.还可以通过分析步时间来判断不同损伤类型出现的先后顺序.表１３所示为不同挖补方式试验件的损伤起始顺序.通过对比表１３中结构失效对应的分析步时间可以得出,在侧压载荷作用下,WH试验件的承载能力最强,X B１试验件和X B３试验件的承载能力次之,X B２试验件的承载能力最弱.通过对比表１３中屈曲对应的分析步时间可以得出,在侧压载荷作用下,X B２试验件最先发生屈曲变形,其次是X B１试验件和X B３试验件发生屈曲变形,最后是WH试验件发生屈曲变形.通过对比表１３中屈曲变形㊁S D V８损伤起始㊁S D V９损伤起始㊁S D V１０损伤起始４列可以发现,屈曲变形最先发生,其次发生的是S D V９损伤,最迟发生的损伤是S D V８损伤/S D V１０损伤.图１２中,A表示试件刚受到侧压载荷;随着载荷的继续加载,试件发生了轻微屈曲变形,如图１２中B所示,此时,面板和芯材未发生损伤;继续加载,屈曲变形程度增加,导致一侧面板内凹,该侧５３７挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理 王㊀轩㊀马瑞云㊀周春苹Copyright©博看网. All Rights Reserved.表１２㊀双侧面板加芯子挖补试验件的渐进失效过程分析步时间T a b．１２㊀P r o g r e s s i v e f a i l u r e p r o c e s s o f t h e s p e c i m e nw i t h t h e b i l a t e r a l p a n e l a n d c o r e r e p a i r组成部分变形与损伤特征分析步时间０．２２２０．２２４０．２２５(最终)蜂窝芯子变形与应力云图S D V９S D V１０胶层剥离应力与S D E G蜂窝壁受挤压,另一侧面板外凸,该侧蜂窝壁受到拉伸,侧压加载力(F)方向与蜂窝壁横向方向一致,此时蜂窝壁横向为主要受力方向,然而蜂窝壁横向方向承载能力又较弱(由表４可以看出),根据蜂窝壁失效判据(式(１０)和式(１１)),S D V９损伤最先产生,如图１２中C所示;继续加载,芯格变形增大,蜂窝壁纵向方向上的应力和蜂窝壁面内剪切应力会增大,且发生过S D V９损伤的蜂窝壁性能会减弱(根据表１设定,当材料发生一种损伤后,会对材料各方向性能进行一定程度的折减),因此芯材会出现S D V８损伤或S D V１０损伤,如图１２中D所示.表１３㊀不同挖补方式试验件的损伤起始顺序T a b．１３㊀D a m a g e i n i t i a t i o n s e q u e n c e o f s p e c i m e n sw i t hd i f fe r e n t s c a rf r e p a i r i ng m e th o d s试验件类型分析步时间失效屈曲S D V８S D V９S D V１０S D E GWH０．２５４０．２１２０．２４８０．２５３X B１０．２２４０．１９３０．２２３０．２２２０．２２３X B２０．１９４０．１６７０．１９１０．１９４X B３０．２２５０．１８４０．２２２０．２２５０．２２５㊀㊀由表１３中S D E G损伤起始一列可以发现,仅有X B３试验件的胶层出现了S D E G损伤,由表１０㊁表１１㊁表１２中胶层一栏可以看出,在与发生图１２㊀侧压加载下蜂窝夹芯结构的失效过程F i g．１２㊀F a i l u r e p r o c e s s o f h o n e y c o m b s a n d w i c h s t r u c t u r eu n d e r e d g e w i s e c o m p r e s s i o n l o a d i n g大变形的芯格相连处,均出现了应力集中现象.其中,由于X B３试验件挖补去除区域最大,导致整体结构刚度下降最大,胶层受力增大,所以应力集中位置出现了S D E G损伤.由表１０㊁表１１和表１２可以得出,不同挖补方式试验件的芯材蜂窝壁横向㊁纵向或剪切各类型损伤出现区域位置基本相同,即在靠近替芯的母体芯材上,这个结果与刘国春等[２７]试验得到的芯材破坏位置一致,这也进一步说明了仿真结果的准确性.６３７中国机械工程第３４卷第６期２０２３年３月下半月Copyright©博看网. 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复合材料层压板铺层设计的方法及试验验证结果
复合材料层压板铺层设计的方法及试验验证结果引言结构设计是指根据结构设计的原始条件,按照结构设计的基本要求,提出合理的设计方案以及进行具体的细节考虑,绘制出结构图纸,在需要时还须写出相应的技术文件,以使生产单位能根据这些数模/ 图纸和技术文件进行生产。
结构所受到的载荷、设计方法是结构布局与结构元件尺寸设计的基本依据,飞机结构必须保证足够的强度、刚度、疲劳寿命和损伤容限设计要求。
在进行民用飞机复合材料层压板结构铺层设计时,主要按复合材料地板稳定性分析方法开展。
飞机结构中没有绝对的纯剪板,也没有单向的承拉/ 压板,对于复合受载的结构,设计师在对结构功能和传载路经进行分析后,根据工程经验忽略小载荷,结合成熟经典的设计理论和方法,布置结构并设计出具体的截面形式。
下面将阐述复合材料层压板铺层设计的方法及试验验证结果:1 层压板屈曲分析用常用的工程算法为结构元件设计提供支持。
1. 1 铺层设计参数目前,机体结构复合材料层压板的常用设计方法是采用对称均衡铺层,主要采用0°、±45°、±90°的标准铺层角。
这四个铺层角一般可以满足载荷设计要求,同时也能简化分析和制造。
基本铺层设计准则有:(1)要有足够多的铺层,其纤维轴线与内力拉压方向一致,以最大限度利用纤维的高强度、高刚度特性。
(2)应避免相同取向的铺层叠置。
如难以满足此要求,则不能将4 层以上取向相同的铺层叠置,以减小边缘分层现象发生。
(3)对于较厚的(一般6 ~ 16 层)层压板,相邻的铺层角度变化一般不要超过6°毅,也就是说不要用0°和90°,或45°和-45°的相邻铺层,以避免固化应力产生的微观裂纹和有利于层间剪切应力的传递。
( 4) 0°、±45°、±90°四种铺层中每一种至少要占10%,以防止任何方向的基体直接受载。
平纹编织复合材料挖补修理附加层优化研究
平纹编织复合材料挖补修理附加层优化研究刘国春;秦文峰;杨文锋;张吉武;唐庆如【摘要】平纹编织复合材料应用广泛 ,但该类型结构维修关键参数的研究较少 ,文章根据实际维修情况建立复合材料层板挖补结构的有限元计算模型 ,并通过试验验证了分析模型的准确性 ,基于该模型进行了附加铺层尺寸参数优化研究.结果表明 ,附加层的铺设对于提高修补板强度有积极的效果 ,但过多的附加铺层数容易增加修补缺陷 ,建议修理中附加铺层数不宜过多.优化过程中发现复合材料挖补维修存在一个对强度影响较大的附加铺层长度值 ,该临界长度正比于维修总区域 ,实际维修中附加铺层长度参数建议为该临界值的2~3倍 ,文中修补条件下的推荐值为20~25 m m ,该结论可为复合材料结构修补提供较为准确的维修指导.%As the plain-woven composite is widely used but the research on its repairing is lacking ,a 3-dimensional finite element analysis model is developed for the plain-woven composite laminates repai-ring ,and corresponding experiments are made to verify the accuracy of the model .And the parameter optimization of covering layer is studied based on themodel .The results of calculations and experi-ments verification show that covering layer has much effect on recovering strength ,but too many cov-ering layers may cause more repair flaws .There is a critical covering layer length in repairing which is sensitive to structural strength .The length of actual covering layer should be 2 or 3 times larger than the critical value and the length of 20 mm to 25 mm is advised in this case .The conclusion may be val-uable for directing the engineering practice of composite repairing .【期刊名称】《合肥工业大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2015(038)008【总页数】5页(P1045-1048,1108)【关键词】平纹编织;附加铺层;有限元分析;试验验证;参数优化【作者】刘国春;秦文峰;杨文锋;张吉武;唐庆如【作者单位】中国民用航空飞行学院航空工程学院,四川广汉 618307;中国民用航空飞行学院航空工程学院,四川广汉 618307;中国民用航空飞行学院航空工程学院,四川广汉 618307;中国民用航空飞行学院航空工程学院,四川广汉 618307;中国民用航空飞行学院航空工程学院,四川广汉 618307【正文语种】中文【中图分类】TB332;V214.8鉴于复合材料具有比强度高、比刚度高、耐腐蚀及抗疲劳等诸多优点，先进复合材料结构在航空航天中被广泛应用，同时也带来了复合材料损伤结构的维修问题。
复合材料层压板胶接挖补修理分析方法及影响因素研究
复合材料层压板胶接挖补修理分析方法及影响因素研究
宋贵宾;黄光启;杨胜春
【期刊名称】《复合材料科学与工程》
【年(卷),期】2024()3
【摘要】对复合材料层压板胶接挖补修理后强度特性分析及评估方法开展了研究,提出了一种能够模拟复合材料挖补修理结构逐渐失效过程以及强度预测的数值分析方法;设计并完成了无损试样及楔形挖补修理试样的拉伸试验,以验证计算模型的有效性及精度;最后,利用提出的数值分析模型,进行了复合材料挖补修理参数影响分析,发现5°为最优挖补修理角,胶层厚度以0.1 mm为宜。
当补片铺层中0°和±45°层各占50%时,挖补修理层合板承载能力最高。
【总页数】6页(P91-96)
【作者】宋贵宾;黄光启;杨胜春
【作者单位】中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室
【正文语种】中文
【中图分类】TB332
【相关文献】
1.复合材料胶接修理工艺过程及其影响因素
2.复合材料蜂窝夹芯板斜接式挖补修理的稳定性分析研究
3.复合材料层合板斜接式挖补修理稳定性分析
4.层合板斜面形胶接挖补修理力学性能试验研究
5.层压板胶接挖补修理应用研究
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复合材料层合板单搭接缝合接头微区实验研究和数值分析的开题报告
复合材料层合板单搭接缝合接头微区实验研究和数值分析的开题报告一、选题背景及意义复合材料层合板作为一种重要的结构材料，已广泛应用于航空航天、船舶、体育器材等领域。
在实际应用中，复合材料层合板的搭接接头是一种常用的连接方式。
但是，在搭接处的接头微区，由于复合材料层合板的材料性能和结构特点，容易出现失效和损伤，此种情况广泛存在于复合材料结构的维修和维护中。
因此，对复合材料层合板单搭接缝合接头微区进行实验研究和数值分析，对于提高该结构的可靠性、降低维护和修复成本具有重要意义。
二、研究内容和方法1. 考虑复合材料层合板单搭接缝合接头微区的结构特点和材料性能，分析该接头微区的受力情况以及损伤形态。
2. 采用压缩、剪切、拉伸等多种加载方式，建立复合材料层合板单搭接缝合接头微区的实验模型，进行实验研究。
3. 在实验研究的基础上，采用有限元数值模拟方法，分析复合材料层合板单搭接缝合接头微区在不同载荷作用下的应力和位移分布以及损伤演化规律。
4. 基于实验和数值模拟结果，探讨该结构的力学性能和损伤特性，提出相应的改进措施。
三、预期结果1. 获得复合材料层合板单搭接缝合接头微区在不同载荷作用下的力学性能和损伤特性等基本数据。
2. 建立复合材料层合板单搭接缝合接头微区的有限元模型，分析该结构在不同载荷作用下的应力和位移分布以及损伤演化规律。
3. 对比实验和数值模拟结果，探讨该结构的力学性能和损伤特性，并提出相应的改进措施，为该结构的设计和应用提供参考。
四、已有进展和计划1. 搜集和阅读相关文献资料，初步确定实验和数值分析方案。
2. 筹备实验材料和设备，准备开展实验研究。
3. 根据实验及数值模拟结果，撰写研究成果总结，发表相关学术论文。
复合材料层压板修理设计中的参数选择问题
复合材料层压板修理设计中的参数选择问题
孟凡颢;陈绍杰;童小燕
【期刊名称】《飞机设计》
【年(卷),期】2001(0)1X
【摘要】主要讨论了复合材料层压板修理中贴补法和挖补法的设计参数选择问题,给出了贴补修理和挖补修理的最佳参数选择方案。
试验结果表明,通过计算分析得出的最佳修理设计参数对于工程实际具有很好的指导意义。
【总页数】5页(P28-31)
【关键词】复合材料修理;贴补;挖补;设计参数
【作者】孟凡颢;陈绍杰;童小燕
【作者单位】沈阳飞机设计研究所;西北工业大学
【正文语种】中文
【中图分类】V221
【相关文献】
1.复合材料层合板贴补修理失效模式分析与修理参数选择 [J], 邓志康;昌磊;祝奇枫;周正根;陶守亮;王继辉
2.序批式活性污泥法废水处理工艺设计中参数的选择及几个应注意的问题 [J], 刘义
3.层压板修理设计中的参数选择问题 [J], 孟凡颢;陈绍杰;童小燕
4.CATIA复合材料模块在层压板结构设计中的应用 [J], 岳海阔
5.复合材料阶梯挖补修理中附加铺层的优化设计 [J], 李艳;张献逢;李召华
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基于电磁式阵列传感器的平纹编织碳纤维复合材料检测方法
基于电磁式阵列传感器的平纹编织碳纤维复合材料检测方法李红利;李硕;修春波;张荣华
【期刊名称】《天津工业大学学报》
【年(卷),期】2022(41)3
【摘要】为了研究平纹编织结构碳纤维复合材料(CFRP)的结构特点并检测其表面是否存在裂纹缺陷,针对CFRP的各向异性和异质性特点,提出了方块模型和纱线模型;同时基于电磁感应原理,设计了一种无需手动旋转的12线圈电磁式阵列涡流传感器,通过采集CFRP样板上传感器电阻的变化规律来研究其结构特点;在此基础上,采用方块模型模拟表面存在裂纹缺陷的平纹CFRP,利用传感器得到在有缺陷的样板上传感器电阻的变化规律,并进行了实验验证。
结果表明:阵列涡流传感器在2种模型上的电阻极坐标图都为蝴蝶形,2种模型都具有一定的有效性,提出的模型和传感器还可以检测平纹CFRP裂纹缺陷,存在裂纹时电阻减小。
【总页数】7页(P48-54)
【作者】李红利;李硕;修春波;张荣华
【作者单位】天津工业大学控制科学与工程学院;天津工业大学人工智能学院【正文语种】中文
【中图分类】TB332
【相关文献】
1.基于渐进均匀化的平纹编织复合材料低速冲击多尺度方法
2.平纹编织碳纤维复合材料的块均质化建模及其涡流无损检测
3.基于三维霍尔传感器的阵列式漏磁检测
方法4.基于快速气相色谱和气体传感器阵列的冷冻猪肉储存期检测方法研究5.基于共形稀疏阵列传感器的局放超声检测方法研究
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第１ ３期
２ ０ １ ５年 ５月
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏ １ ．１ ５ Ｎｏ ．１ ３ Ｍａ ｙ ２ ０１ ５
１ ６ ７ ｌ 一 １ ８ １ ５ （ ２ ０ １ ５ ） １ ３ — ０ ２ ０ ０ — ０ ５
Ｓ ｃ ｉ ｅ ｎｃ ｅ Ｔｅ ｃ ｈ ｎｏ ｌ ｏ ｇ ｙ ａ ｎ ｄ Ｅｎｇ ｉ ｎ ｅ ｅ ｒ ｉ ｎｇ
关键词
平 纹编 织
附加铺 层
有限元 分析
试验 验证 Ｂ
单面挖补
中图法分类号
Ｖ ２ １ ４ ． ３ ５ Ｔ Ｂ ３ ３ ０ ． １ ；
文献标志码
面额外添加数层与补 片材料相 同的铺层 ， 称 为附加 的维修 重要 性 凸显 开来 。常用 的复合材 料修 理方 法 铺 层 ， 铺 层 角度 以 ０ 。 为主 ， 层 数 为 １～３层 ， 主 要 是 为主要 以胶 接修 补 为 主 ， 根据 受 损 母 板 的铺 层 进 行 应 用 于增加 修补 片 的 强度 和刚 度 ， 减 小 胶 接 区 域 的 Ａ Ａ制 订 修补设 计恢 复其 使用 强度 。其 中胶接 维 修分 为挖补 受载 。附加 铺 层 的参 数 一 般 是 参 照 美 国 Ｆ 复合 材 料 维 修 和贴 补两种 类 型 ， 挖 补 在 维 修表 面获 得 良好 的修 理 的复合 材料 维修 文件 或 者 国内 的《 指南 》 进行 ， 而针 对 附加铺 层 的研究 较少 ， 郭霞 外 形 上有着 较 大 的优 势 ， 而 影 响复 合 材 料 挖补 修 理 效 果 的维修 参数 很 多 ， 因 而 针对 挖 补 参 数修 理 的研 等人对 单 向带层 板维 修 的附加铺 层数 目进 行 了一定 认 为 附加层 可 以提高 修补板 的力 学性 能 ， 附 究 工 作较 多 。孟 凡颢 等 针 对 单 向 带 层 板 挖 补 修 的研 究 ， 加层 的数 目不 宜过 多 ， 不要 超 过 ３层 。 理 的胶接 长度 、 挖补 角 度 进 行 了 实验 与理 论方 面 的 由于单 面 维修板 引入 了附加层 之后 整体 结构 的 研究 。徐 建新 等 对 单 向带 阶梯 挖 补 的阶梯 数 目、 在 受到面 内拉 伸 时会 出现弯 曲现象 ， 附加 补片半径 、 铺层方式等参数进行 了理论分析 的优化 非 对称性 ， 层贴 补 面为 凹面 ， 附加 层 附近 区域 表 面 的结 构 应 力 研究 。汪 源 龙 等 针 对 单 向带 层 板 挖 补 的维 修 角 度进 行 了 分 析 优 化 。 陈光 伟 等 对 阶梯 型对 接 复 会 直接影 响修 补效 果 。此外 平纹 编织 复合 材料 由于 逐 渐 在 飞 机结 构 中大 量 应 合材 料层 板 的 力 学 性 能 进 行 了 实 验 测 定 。 国外 的 材料 面 内强度 性 能优 异 ， 该类 型材 料与单 向带在性 能上 有较 大差 异 ， 不 一 Ｂ ａ ｋ ｅ ｒ ‘ 。 和Ｆ ｒ ｅ ｄ ｒ ｉ ｃ ｋ ｓ ｏ ｎ等 分别 建立 了复合材 料 用 ， 定 适用 于原 有基 于单 向带试 验得 到 的复合 材料结 构 层合 板 阶梯式 挖 补修 理 结 构 的 三维 有 限元 模 型 ， 理 修 补方 案 ， 而 关 于平 纹 编织 复合 材 料 附 加铺 层 的研 论分 析结 果 与实验 结 果 吻 合 度 较 高 ， 并通 过 该 分 析 究 还未 在 国 内外 文献 中有 所 提 及 ， 因此 有 必要 从 理 模 型对 维修参 数进 行 了一些 研究 。 论 分析 与试 验验证 两 方面对 平 纹编织 复合 材料 层板 复合材料结构挖补修理 中通常会在初始铺层表 的附加 铺层 进行 详细 研究 。
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
摘
要
针对平纹编 织复合材料在航 空中的不 断应用 与该 类 型层板维修研 究的缺失 性， 根据 不 同附加铺层 的平纹编 织复合
材 料层板 维修 工况， 进行 了三维有限元模型分析计算 ， 制订 了综合母板 、 胶层、 补片 的多重失效 准则 ， 并进行 了相应 的试验 验 证， 得到结论如下 ： 附加层 的铺设对于提高修补板 强度有积极 的效果 ， 试验 中发现增 加附加铺 层数会 由于粘 接 区域 的增 加 ， 而
⑥
２ ０ １ ５ Ｓ ｃ ｉ ． Ｔ ｅ ｃ ｈ ． Ｅ ｎ ｇ ｒ ｇ ．
航 空 航 天
平 纹编 织 复 合 材 料 层 板 单 面挖 补 修理 的 附加铺层分析研究及试验验证
刘 国春 庞 杰 杨文锋 张 吉武 唐庆如
（ 中国 民 用航 空 飞行 学 院航 空 工 程 学 院 ， 广汉 ６ １ ８ ３ ０ ７ ）
导致更多的维修缺 陷影响恢复效果 ， 建议修理 中附加铺 层数 不宜过 多； 铺层 条件 下的平纹编 织碳 纤维／ 环氧 材料 层板结构 最
佳 附加铺层为一层， 结构最高修复强度恢复率达到 了６ ５ 。 ５ ７ ％， 该 结论 也可 为其他 类型 的平 纹编 织复合材料 层板 维修 提供 参
考。分 析过 程 中采用 的三维有 限元修 补模 型得 到的强度值和破 坏 区域 与试验 数据基 本 吻合 ， 说 明计算模 型 与失效准则 能够 满足维修设计的需求 ， 为实际修理提供较为准确 的参考指标 。
ｅ ｄ ｕ ． ｃ ｎ。
１ 修补模 型的有 限元分析计算
随着复 合材 料在 飞机 中 的大量 应 用 ， 结 构 损 伤
国家 自然 科 学 基 金 民 航 联合基金（ Ｕ １ ２ ３ ３ ２ ０ ２ ） 资 助 第一作者简介 ： 刘 国春 ， 男 。讲 师 ， 硕 士。研究 方 向： 复 合 材 料 结 构 设计与分析， 飞机 结 构 设 计 与 分 析 。Ｅ — ｍａ ｉ ｌ ： ｌ ｉ ｕ ｇ ｕ ｏ ｃ ｈ ｕ ｎ＠ ｃ ａ ｆ ｕ ｃ ．