复合材料波纹夹层结构低速冲击后的剩余弯曲承载能力

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复合材料层合板低速冲击后的力学性能试验研究

ａｆｔｅｒｉｍｐａｃｔ．Ｔｈｅｉｎｌｆｕｅｎｃｅｏｆｄｅｎｔｄｅｐｔｈｏｎｔｈｅｔｅｎｓｉｌｅ、ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅａｎｄｌｆｅｘｕｒａｌｓｔｒｅｎｔｈｇｏｆｌａｍｉｎａｔｅｓｗａｓｒｅｓｅａｒｃｈｅｄ．Ｔｈｅ
ｂｉｇｇｅｓｔｄｅｃｒｅａｓｉｎｇａｍｐｌｉｔｕｄｅＷｓａｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｔｈｇａｆｔｅｒｉｍｐａｃｔｗｈｉｃｈｓｈｏｕｌｄｂｅｎｏｔｉｃｅｄ．Ｔｈｅｒｅｉｓｉｎｆｅｃｔｉｏｎｉｎｔｈｅｒｅｌａｔｉｏｎｃｕｒｖｅｏｆｔｈｅｄｅｎｔｄｅｐｔｈｎｄａｔｅｎｓｉｌｅ，ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅ，ｌｆｅｘｕｒａｌｓｔｒｅｎｔｈｇ．ＫＥＹＷＯＲＤＳｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓ；ｌｏｗ —ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔ；ｉｍｐａｃｔｄａｍａｇｅ；ｒｅｓｉｄｕｌａｓｔｒｅｎｔｈｇ
１引言
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。然而，复合材料结构在使用过程中会经常遇到冲击问题，如飞鸟的撞击、维修时不慎掉落的工具和跑道上溅起的沙石等，这些冲击常使

复合材料蜂窝夹芯板低速冲击损伤研究

复合材料蜂窝夹芯板低速冲击损伤研究复合材料蜂窝夹芯板是一种轻质高强度的材料，广泛应用于航空、航天、汽车、船舶等领域。

然而，在实际使用过程中，复合材料蜂窝夹芯板容易受到低速冲击损伤，影响其使用寿命和安全性能。

因此，对复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击损伤进行研究具有重要意义。

复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击损伤机理主要包括弯曲、剪切、拉伸和压缩等多种形式。

其中，弯曲和剪切是最常见的损伤形式。

在低速冲击过程中，复合材料蜂窝夹芯板的表面会出现裂纹和凹陷，进而导致板材的强度和刚度下降。

为了研究复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击损伤，研究人员采用了多种方法，如数值模拟、实验测试和理论分析等。

其中，数值模拟是一种有效的手段，可以预测复合材料蜂窝夹芯板在低速冲击下的损伤情况。

实验测试则可以验证数值模拟的结果，并提供更加真实的数据。

理论分析则可以深入探究复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击损伤机理和规律。

研究表明，复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击损伤与多种因素有关，如冲击速度、冲击角度、板材厚度、芯材类型和面板材料等。

其中，板材厚度和芯材类型是影响复合材料蜂窝夹芯板低速冲击损伤的重要因素。

较厚的板材和高强度的芯材可以提高复合材料蜂窝夹芯板的抗冲击性能。

为了提高复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击性能，研究人员提出了多种方法，如改变芯材结构、增加面板厚度、加强面板和芯材之间的粘结等。

其中，改变芯材结构是一种有效的方法，可以通过设计不同形状和大小的蜂窝结构来提高复合材料蜂窝夹芯板的抗冲击性能。

总之，复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击损伤是一个复杂的问题，需要综合运用数值模拟、实验测试和理论分析等方法进行研究。

通过深入探究其损伤机理和规律，可以为提高复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击性能提供理论基础和技术支持。

复合材料-金属混杂波纹夹层结构多次冲击损伤演化机理及表征方法研究

复合材料-金属混杂波纹夹层结构多次冲击损伤演化机理及表征方法的研究是复杂的，涉及多个方面。

在国家自然科学基金支持下，该项目旨在研究这种结构的多次冲击损伤演化机理和表征方法。

1. 实验研究: 通过制备单一复合材料和混杂复合材料组成的层合板作为夹层结构的上下面板、金属波纹板作为芯材的混杂复合材料夹层结构，采用实验、理论分析和数值模拟方法对波纹芯材混杂夹层结构的基本力学性能、低速冲击和冲击后剩余弯曲承载性能开展研究。

2. 冲击能量的影响: 在60 J、80 J和100 J三种不同冲击能量下，研究了面板混杂铺层方式对波纹夹芯结构低速冲击性能及冲击后压缩强度的影响，并利用超声C扫和工业CT断层成像两种无损检测技术对波纹夹芯结构的冲击损伤机制进行了分析。

3. 低速冲击行为: 由于纤维增强复合材料层板对低速冲击事件敏感，冲击产生的损伤会导致材料结构承载性能及使用寿命大幅下降。

因此，提出了一种基于连续介质损伤力学的有限元模型，研究了复合材料层板低速倾斜冲击力学行为。

4. 相关研究进展: 本文中以舰艇碰撞防护为背景，从复合材料夹层结构的低速冲击实验方法、变形损伤机理、冲击吸能影响因素、分析研究方法等几方面，回顾了近期相关研究进展，并对今后的研究方向进行展望。

复合材料层合板低速冲击后剩余压缩强度研究

嚣‘ 嚣。ｃ＋＋ ≥
（）伤累积法，用动态有限元计算层板的冲击４损利损伤，以其对应的退化后的刚度作为板的初始损伤，再用损伤累积法模拟板的压缩破坏过程，计算剩并
代冲击损伤，之后用孔边断裂韧性来判定板的破坏；
１面内损伤及失效准则
复合材料层合板的冲击及冲击后压缩过程中的
面内损伤主要有纤维断裂、体开裂、体挤压等形基基式。Ｊ．Ｈｕ等考虑各种应力对不同失效模式．Ｐｏ的影响后，出了基于应力的包括基体开裂、体挤提基压破坏、纤维断裂等主要破坏模式的冲击损伤失效准则。文献［］３作者认为基于应变的损伤准则更适合用来预测复合材料冲击损伤，它们是：纤维拉伸失效
缩破坏特征及ＣＩＡ的计算值与试验结果有良好的一致性，表明文中所采用的模型、算法与损伤处理方
法是合理的
关
键
词：复合材料，算机模拟，计分层，限元法，击阻抗，击后压缩，速冲击有冲冲低
文献标识码：Ａ文章编号：００２５（０２０－１－１０－７８２１）４０８０５６
中图分类号：２４８３７３Ｖ１．，０４．
纤维增强复合材料层合结构在受低速冲击后，损伤将严重削弱结构的压缩强度，结构安全性形对成潜在的威胁。所以研究复合材料层合板的低速冲击损伤及剩余压缩强度（Ａ值）有重要的意义。ＣＩ具目前计算ＣＩ的方法主要有４种 … ：１软化夹Ａ值（）杂法，冲击损伤等效成规则形状的软化夹杂，后将然用应力准则、变准则或其他准则判定板的失效；应（）２子层屈曲法，冲击损伤看作大小不同的多个将规则形状的分层，为压缩破坏过程是各个子层不认断发生屈曲失效的过程，当所有子层都屈曲时，结构发生破坏；３开口等效法，一个圆孔或椭圆孔取（）用

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

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。

低速冲击后含损复合材料夹层板剩余强度研究进展

白瑞祥陈浩然
１６２１０４大连理工大学工业装备结构分析国家重点实验室，大连
Ｅ－ａｉ：ｃｎｈ＠ｄｌｔｅｍｌｈｅｒｕ，ｄｕ．ｎｃ
摘
要综述了受低速冲击后复合材料夹层板的损伤性态研究进展，重点介绍了倍受复合材料工程
结构设计师所关注的受损复合材料夹层板的剩余拉／强度．主要内容为：（）压１复合材料夹层板损伤特征；（）２剩余拉伸强度；（）３剩余压缩强度；（）４相关问题的讨论与研究展望．
一
样，抵抗低速冲击性能很差＿２ｌ】 ’，当其在制造成型、运输、使用和维护过程中受外来物的低
速冲击，如工具掉落、冰雹等撞击等，将在面板造成基体开裂和纤维断裂、其面板和芯体间的界面脱黏等多种形式的损伤，从而导致服役期间结构承载能力的弱化，尤其是压缩［１或剪３１￣Ｊ切［１１承载能力将出现大幅度的下降．９２６，￣Ｊ
维普资讯
第３卷第３２期
２００２年８月２５日力学进源自展、１３．２
ＮＯ．３
ＡＤＶＡＮＣＥＳＩＭＥＣＨＡＮＩＮＣＳ
Ａｕｇ．５２，２００２
低速冲击后含损复合材料夹层板剩余强度研究进展
关键词剩余拉压强度，损伤，复合材料夹层板，低速冲击
复合材料夹层板其由复合材料层合板为上、下面板和比较厚的密度小的材料如泡沫塑料、金属或非金属制成的蜂窝、波纹板和栅格为芯体胶结而成，见图１．复合材料夹层板与层合板

复合材料层板低速冲击剩余强度的研究

St udy on t he Post-i mpact Co mpressive Strengt h of Co mposite la m i nates ， YAN Y i ng ZENG Dong
（Depart ment of fli ght Vehicle Desi gn and Applied m echanics ， Beiji ng Uni versit y of ，， A eronautics and A stronautics Beiji ng 100083 Chi na ）摘要：针对复合材料层板受低速冲击后的剩余压缩强度问题进行分析计算，把冲击破坏区看作一个含有随
i =1 n i =1
#
P i到冲击层板的极限压缩破坏载荷。图 4 为 4 mm 层板在受极限载荷作用下的最小主应力分布云图，其绝对值最大，整块层板的主应力均为负值，其绝对值在冲击破坏区周围靠近 y 轴的地方达到最大，破坏就是从这里开始的，这与试验结果吻合。
上式效模量参数； E， ! 为未破坏区的模量参数。 ! " 中的未知量为 E，求解时显然少一个方程。 !， "，在线弹性范围内，冲击后层板受压缩时的载荷位移关系呈线性关系，通过压缩实验得到层板的总体有效模量
E总 =
P L # A
（ 2）
138
航
空
学
报
$ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ $ 式中： ! 为在此压缩载荷P 作用下所产生的压缩位移； L 为压缩方向层板长度； A 为层板在压缩方向的横截面积； E 总是不均匀体和不均匀体周围材料的弹性性能和大小尺寸的函数，即有 ! " E 总 = g（R ， L， W， E， "， E， "）（ 3）式中： R 为冲击破坏区半径； L， W 分别为层板的长和宽。对于式（，采用拟合式来代替，即有 2）

低速冲击下纺织复合材料抗弯模量与能量吸收特性

ＵＵＳｈｕｈｕａ。ＸＵＱｉｕｙｕｅ，ＬＩＮＬａｎｔｉａｎ
（ＳｃｈｏｏｌｏｆＦａｓｈｉｏｎ，ｓｈａｌｌｇＩｌａｉＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＥｎｇｉｎｅｅｉｒｎｇＳｃｉｅｎｃｅ，Ｓｈａｎｇｈａｉ２０１６２０，Ｃｈｉｎａ）
Ｂｅｎｄｉｎｇｍｏｄｕｌｕｓａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆ
ｓｏｍｅｔｅｘｔｉｌｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌｕｎｄｅｒｌｏｗｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔ
传递冲击应力波的性能更好，并能在弯曲形变中吸收更多冲击能量。关键词：产业用纺织品；复合材料；抗弯模量；能量吸收；应力波
中图分类号：ＴＳ０２文献标识码：Ｂ文章编号：１００１－２０４４（２０１３）０９一Ｏ００４ — ０３
ＳＨＡＮＧＨＡＩＴＥＸＴＩＬＥｓｃｌ￡ＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬ０ＧＹ
兰！璺！旦：苎！！堂：蔓！塑
ＶＯＩ．４１Ｎｏ．９．２０１３
研究报告
低速冲击下纺织复合材料抗弯模量与能量吸收特性
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅｒｅｌａｉｔｏｎｓｈｉｐｏｆｌｏｗｉｍｐａｃｔｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｂｅｎｄｉｎｇｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｉｓｍａｉｎｌｙｓｔｕｄｉｅｄ，

复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后的压缩

复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后的压缩1. 引言近年来，随着航空航天、汽车、轻量化结构工程等众多行业的发展，复合材料蜂窝夹芯板逐渐成为了研究的热点。

其具有优异的力学性能、轻量化、防腐蚀等特点，使其被广泛应用于航天航空、船舶制造、公路桥梁、工业设备和建筑·装修等多个领域。

然而，在实际工程应用中，复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击性能却常常成为最为关键的问题之一。

2. 复合材料蜂窝夹芯板的低速冲击低速冲击是指在低速下发生的非常规冲击，可以造成轻微的甚至是严重的地面坑洞或者材料损坏，在锥角冲击试验、石头落下试验和飞行行李舱测试等场合经常出现。

对于复合材料蜂窝夹芯板来说，低速冲击会对其造成损伤并降低其力学性能，严重时甚至导致其失效。

3. 低速冲击后的压缩行为由于复合材料蜂窝夹芯板具有复杂的结构，低速冲击后的破坏方式也呈现出多样性。

研究表明，低速冲击主要会导致蜂窝芯材的压缩、覆盖层的剥离、缩孔和拉伸等破坏。

其中，蜂窝芯材的压缩破坏是最为普遍的一种形式，同时也是最容易得到量化分析的。

4. 压缩性能测试方法为了研究复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后的压缩行为，通常需要使用压缩性能测试方法进行实验。

其中，模量测试和压缩强度测试是最常用的方法。

模量测试主要是检测材料在受力下的刚度和弹性模量等参数，可以在低速冲击的过程中监测其力学性能的变化。

而压缩强度测试则是检测材料在受压下的破坏强度，能够直接反映材料的抗冲击性能。

5. 影响压缩性能的因素复合材料蜂窝夹芯板在低速冲击下的压缩性能受多个因素的影响。

首先是空心率，空心率越低，蜂窝芯材的结构越紧密，其强度和刚度也会越高，因此能够提高材料的抗低速冲击性能。

其次是材料的成分，随着纤维增强材料含量的增加，材料的强度和刚度也会提高，因此能够提高其抗冲击性能。

此外，制备工艺的不同也会对复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后的压缩性能产生影响。

6. 结论综上所述，在复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后的压缩行为研究中，压缩性能测试方法是最为常用的方法。

复合材料层合板低速冲击损伤分析的连续介质损伤力学模型

地模拟了复合材料层合板的冲击损伤文献
．
［
9
1
，
5
－
1
6
］
层可以通过层内基体裂纹表征因此本文采用连续
．
，
提出基于材料应变能释放的损伤线性软化模型伤程度经应变控制通过引入单元特征长度在
，
试验中的观测值
而非根据冲击条件下单层板的实基于冲击载荷下复合材料层合板的损伤机理分
．
际应力状态确定断裂面角度针对材料损伤萌生后的析
，
本文认为
：
（
1
）
复合材料基体裂纹将直接造成材
预测了
．
不同冲击能量下复合材料层合板的低速冲击损伤响应参数
，
试验结果证明了连续介质损伤力学模型的有效性
一
模型在不同网格密度下的计算结果表明单元特征长度的引入可以在
，
提出了
．
一
种各向异性材料连续介质损伤力学模型
，
模型涵盖损
，
伤表征
、
损伤起始判定和损伤演化法则
，
3
个方面通过材料断裂面坐标下的损伤状态变量矩阵完成损伤表征

复合材料层板低速冲击后剩余压缩强度

图1 冲击试验装置
Fig. 1 Impact test fixt ure
・1 4 2 ・
复合材料学报
的能量等级作用下 , 某些试验件凹坑深度已超过层板的厚度 , 此时层板已被穿透。同样随着冲击能量的增大 , 背面基体裂纹的长度也增大 , 但当冲击能量超过 0. 65J / 层时 , 背面基体裂纹长度的增长已很平缓 , 这是因为背面基体裂纹已经到达试件的冲击边界。可以认为基体裂纹不可以用以表征冲击损伤。图 3 ( c) 为损伤面积 ( 采用 C 扫描测量 ) 随冲击能量改变的变化规律 , 可见随着冲击能量的增大 , 层合板的损伤投影面积扩大。材料 T300/ Q Y8911 相对于材料 T300/ 5405 随着冲击能量的增大 , 其损伤面积增加相对平缓 , 表明其具有更好的抗冲击阻抗性能。从试件的外观看 , 由于该系列试验的冲击能量均较大 , 试件背面的铺层由于分层扩展被限制而出现纤维断裂。在相同的冲击能量冲击后 , 试件的损伤面积分散性还是比较大 , 这是因为复合材料工艺很难保证试件的厚度和基体分布完全一致 , 导致板的弯曲刚度不同 , 韧性分布不均匀 , 以及板的支持边界不完全一致等因素造成的。冲击后压缩 , 所有试件的破坏均起始于试件的冲击点位置 , 沿垂直于载荷的方向扩展破坏。图 4 为压缩破坏时前后表面的破坏形式。试件在受压过程中 , 分层扩展时层合板内会发出响声 , 当载荷较低时 , 后表面会出现局部屈曲。继续加载时 , 该失稳区只沿垂直载荷方向 ( 90° 方向 ) 向两边扩展 , 而在平行载荷方向 ( 0° 方向) 不变。当载荷达到一定水平时 , 板的前后表面铺层纤维发生断裂 , 紧接着整个层合板发生最终破坏。从破坏后板的侧边进行观察 , 发现大部分铺层已发生断裂。图 5 给出了不同冲击能量下的 CA I 试验结果 , 可以看出 , 随着冲击能量等级的增加 , 层合板的剩余压缩强度线性比例下降。而且还可以看出 , 随着能量等级的增加 , T300/ Q Y8911 和 T300/ 5405 这两种热固性材料的变化趋势完全相同。

Nomex蜂窝复合材料冲击损伤及剩余剪切强度试验_常飞

机械设计与制造
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。

基于Hashin准则的复合材料层合结构低速冲击研究

基于Hashin准则的复合材料层合结构低速冲击研究吴振;陈健【摘要】利用ABAQUS软件对复合材料层合板结构低速冲击过程中层内破坏以及层间破坏进行相关探究.在有限元模型中使用壳单元与实体壳单元模拟复合材料部分,利用Hashin准则并结合损伤演化过程模拟层内破坏,引入内聚力单元模拟分层破坏.通过与Y.Shi的实验结果进行对比分析得出:实体壳单元可更好地应用于复合材料层合结构低速冲击问题.并且基于上述结论以及在工程方面的应用对复合材料加筋结构低速冲击问题进行了相关研究,结果表明:复合材料加筋结构可以较为有效地抵抗低速冲击破坏;冲击位置距筋条越近,结构吸收能量越多;结构破坏沿着筋条方向扩展.为复合材料加筋结构的设计以及仿真提供参考.【期刊名称】《沈阳航空航天大学学报》【年(卷),期】2017(034)005【总页数】9页(P12-20)【关键词】复合材料;层间破坏;Hashin准则;低速冲击;加筋结构【作者】吴振;陈健【作者单位】沈阳航空航天大学辽宁省飞行器复合材料结构分析与模拟重点实验室,沈阳110136;沈阳航空航天大学辽宁省飞行器复合材料结构分析与模拟重点实验室,沈阳110136【正文语种】中文【中图分类】V258+.3复合材料在制造与使用过程中存在大量不同程度的冲击碰撞现象，且复合材料层合板层间刚度较低，对冲击载荷表现出相对脆弱的力学行为，因此对复合材料结构进行冲击分析十分必要。

国内外学者对复合材料冲击问题进行了研究，并且取得许多成果[1-4]。

复合材料的冲击过程常常伴随多种损伤形式，并且这些损伤会共同作用在整体冲击过程中，因此亟待提出一种高效、稳定、快速的分析方法模拟复合材料冲击过程。

有限元技术广泛应用于工程计算等领域，结合Hashin[5-6]、Chang-Chang[7]以及Puck[8]等人提出的失效判据，可有效分析层合板的层内破坏以及层间损伤问题。

本文采用传统Hashin准则对层内破坏过程进行进行模拟。

复材蜂窝夹层结构雷击及剪切承载能力试验

INDUSTRY SCIENCE AND TECHNOLOGY行业科技0 引言纤维增强型复合材料由于比刚度、比强度高和可设计性等特点，在航空领域得到越来越广泛的应用[1]。

然而，直升机或其他航空器易在空中遭受雷击，雷击电流使得复材产生纤维、基体熔融、碳化及分层等损伤[2]，从而使复合材料结构强度和刚度下降影响飞行安全。

因此，防雷击成为复合材料结构的重要研究领域。

高成等[3]研究了飞机复合材料结构对雷击附着点的影响；丁宁等[4]、张纪奎等[5]对复合材料层合板雷击损伤进行了数值模拟研究；田明辉等[6]研究了不同构型铜网防护层对于复合材料的雷击防护效果，发现在 2B 区域正六边形铜网的防护效果较好，在 1A 和1B 区域菱形铜网的防护效果较好。

朱健健等[7]对航空复合材料结构雷击防护的研究进展进行了汇总，主要有铝涂层保护法、延展金属网箔保护法、表面层保护法、成套电路保护法、复合胶膜保护法等。

本文针对在表面铺设一层防雷击表面膜（铜网）一次固化成形的典型蜂窝夹层结构，采用D ＋B ＋C *电流波形进行雷击试验，并对雷击前后的试验件进行剪切承载能力试验。

试验结果表明，在蜂窝表面铺设铜网表面膜的方法，能够对复合材料结构起到很好的保护作用，试验件未出现严重损伤，剩余强度占比在98%以上。

1 雷击试验1.1 试验件参照《飞机雷电试验方法》ARP5416，选取典型雷击区域2A 区的结构件作为试验件，试验件采用500 mm × 500 mm 的典型结构尺寸。

试验件铺层信息如图1、图2和表1、表2所示。

作者简介：张运来，工程师，主要研究方向为直升机强度设计。

复材蜂窝夹层结构雷击及剪切承载能力试验张运来王莹中国直升机设计研究所，天津 300000科技视界SCIENCE & TECHNOLOGY VISION图1 试验件1尺寸和铺层表1 试验件1铺层说明A-A 图2 试验件2尺寸和铺层表2 试验件2铺层说明1.2 试验过程雷电附着区分区和雷电流波形如表3所示。

复合材料长桁结构低速冲击响应及剩余压缩承载能力的试验研究

Experimental Investigation on Low-Velocity Impact Responseand Residual Compressive Bearing Capacity of CompositeStringersCHEN Fang,YAO Weixi/ng",WU FuqiangState Key Laboratory of Mechanics and C-ontrol of Mechanical Structures,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing210016,P.R.China(Received10June2020；revised12July2020；accepted30July2020)Abstract:Three types of composite stringers were impacted from two different directions.Relationships between impact energy and visible defect length were found.The critical impact energy corresponding to barely visible impact damage(BVID)of each stringer was determined.Specimens with BVID were then compressed to obtain the residual strength.Experimental results showed that for all types of stringers,the critical energy of in-plane impact is always much lower than out-plane ones.In-plane impact causes much more decrement of stringers'bearing capacity than out-plane impact.For both impact directions,「stringers own the highest defect detectability,T-stringers come second.Meanwhile，T-stringers own the better residual strength ratio than I-stringers and J-stringers.Synthetic considering impact defect detectability and residual bearing capacity after impact，T-stringers own the best compression-after-impact(CAI)behaviors.Key words：composite stringer；low-velocity impact defect；compression after impact；residual bearing capacityCLC number：V258Document code：A Article ID：1005-1120(2020)04-0655-080IntroductionNowadays,composite is no longer a new material it once was.Based on the various studies of composites'physical and mechanical properties, usage of composite structure has become as popular and important as metal structure does.However, just as composite owns some advantages that metal does not,composites'disadvantages also bring new challenges that people never meet during metal structure posites'impact responses and their mechanical behaviors after impact are one of these challenges^.Advisory circular20-107B made by the F ederal Aviation Administration (FAA)indicated that the low detectable impact damage is very likely to cause obvious decrement of composite structures'load-bearing behaviors,especially the residual compression strength.Therefore,aviation composite structures'compression after impact(CAI)responses are needed urgently in research[3-5].For decades,researchers have made some progress.Cantwell et al.⑹found the threshold energy for impact damage from their experiment results. Moura et al.⑺proposed that composites'delamination damage after impact only located at the interlaminar region of plies with different angles.Robinson et al.⑻studied the relationship between impact damage and composites'geometry parameters.Jia et al.⑼dealt with the impact damage initiation and propagation in cruciform laminated plates.Huan et al.[10]tested impact responses of carbon fiber reinforced polymer(CFRP)sandwich plates.Mishra et al」山and Esrail et al.[12]analytically studied the impact damage initiation and quantification of compos*C-orresponding author,E-mail address：**************.cn.How to cite this article：CHEN Fang,YAO Weixing,WU Fuqiang.Experimental investigation on low-velocity impact response and residual compressive bearing capacity of composite stringers[J].Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2020,37(4)：655-662./10.16356Zj.1005-1120.2020.04.016ite laminates.Naik et al.[13]considered the effects of laminate configuration on composite plates'impact responses.Apart from the investigation of out-plane central-point impact responses of singular laminated plate,researchers also became interested in other topics,such as in-plane edge impact and CAI behaviors of composite structures.Ostre et al.[14-15] conducted experiments to study the in-plane impact and proposed a corresponding simulation method. Malhotra et al.[16]compared the difference between in-plane impact and near-edge impact.Abir et al」1门investigated the relationship between failure mechanism and residual compression strength of composites.Caprino[18]and Nyman et al.[19]proposed an equivalent impact damage method to predict residual strength for composite structures.Li et al.[20], Sun et al.[21]and Feng et al.[22]investigated composite stiffened panels'impact response and their residual strength.Greenhalgh et al.[23-24]investigated the influences of different impact defects on the compressive responses of CFRP stringer-stiffened panels.Ishikawa et al.[25]tried to find the temperature effects on stiffened panels'CAI behaviors. However,the problems on composite structures' impact damage and CAI responses caused by out-plane and in-plane edge impact still need to be further studied.Therefore,the aim is to experimentally investigate the laminated stringers'impact damage and CAI behaviors under different cross-sectional types and impact directions.In this paper,three different types of laminated composite stringers' CAI behaviors were tested.Two kinds of edge-impact load(both in-plane impact and out-plane impact)were separately applied to six specimen groups.Stringers'impact responses were obtained and the certain energy level corresponding to barely visible impact damage(BVID)was discussed. Six groups'stringers with a same visible defect length were compressed to obtain residual compressive strength.Impact damage visible detectability and residual bearing capacity were set as indicators for judging laminated composite stringers'CAI behaviors.1Experiment1・1SpecimenSpecimens are200mm-long composite stringers with two ends embedded into polymer foam (Fig.1).Stringers are divided into three groups according to different cross section types(i.e.,I-stringer,J-stringer and T-stringer).Their cross-section shape and dimension parameters are shown in Fig.1.Three kinds of stringers have same cross-section area and weight.44尊63763199土二63JArea:720mm2Area:720mm2Area:720mm2Fig.1Geometric construction of stringers(Unit：mm)All specimens were laminated by carbon-fiber/ epoxy resin prepreg with thickness of0.184mm. And the corresponding stacking sequence was [士45/03/45/02/—45/90/45/0]S for I-stringer, [士45/02/45/02/—45/02/45/902/—45/0良for J-stringer and[士45/02/45/0?/—45/02/45/0?/—45/ 902/45/0]s for T-stringer.Specimens were named as SEDN(e.g.,TVI1),where S represents crosssection type(i.e.,I for I-stringer,J for J-stringer and T for T-stringer),E represents impact energy category(i.e.,V for variable impact energy or C for constant impact energy),D represents impact direction(i.e.,I for in-plane impact or O for out-plane impact)and N represents serial number.For example,JCO2represents the second J-stringer which isNo. 4C-HEN Fang, et al. Experimental Investigation on Low -Velocity Impact Response and Residual • (657)impacted under constant out -plane impact energy.1・ 2 Experiment methodBefore formal test , each specimen was namedand visual checked. Specimens with initial defect were picked out of experimental groups. For eachgroup , at least 12 specimens were impacted fromtwo directions (Fig. 2). Six of them were in -plane impacted and other six were out -plane impacted. They were all impacted under different impact ener gy to find energy -defect relationships. After they were impacted ，the defect length would be mea sured immediately. This measurement should be conducted with the same measure instrument and under the same atmosphere ( i. e.，A same research er used same measure tools and maintained a same posture under a same illumination condition ) . If en ergy -defect relationship was difficult to generalize , more specimens would be impacted.Out-plane impact direction /impactordirection Out-plane impactor _Fig.2 Impact stringersIn-plane impact directionIn-plane impactdirection irecti (nIn-plane 2impactorMiddle1spanIn-pl 和impact directionOut-plane impact directionimpactorOut-plane impactor and defect length measurement ofThe impact energy that leads BVID is definedas critical impact energy (CIE ) in this paper. Based on energy -defect relationships and BVID value , in plane and out -plane CIE values of three groups canbe found. For each group ，three more specimens were in -plane or out -plane impacted under the corre sponding CIE. After that ， these specimens wereuniaxial compressed to obtain damage distributionand residual strength.1・ 3 Experiment equipmentImpact experiments were conducted on drophammer testing machine MTS ZCJ9162, whichmet the main test device requirements mentioned in standard ASTM -D3716. Its steel impactor was 16 mm in diameter and the maximum impact energyit could generate was 160 J. After the impactor wasrebounded , a rubber chuck would stop the impactorin order to avoid producing unexpected additional impact damage. Uniaxial compression after impactwas conducted on MTS 370 servohydraulic test sys- tem ，which can meet the test device requirements mentioned in standard ASTM -7137.2 Results2・ 1 Energy-defect relationship curveThirty -six stringers were averagely divided intosix groups according to different impact directionsand cross -section shapes. Specimens within each group were impacted under variable kinetic energyto obtain relationships between defect length and im pact energy. Test results of certain groups did not show data variation tendency clearly ，so 13 morespecimens were additionally impacted. All these 49stringers ' impact test data and the logarithm -fitting curves are shown in Figs.3—5.In Figs.3—5, no matter what the stringers 'section type is ，in -plane impact test data always lo cate in the left side of out -plane test results. More over , within each groups ' scattering plot of visible defect v. s. impact damage ，a soft data -inflection canu n u一总U <D I l o ^fu pEqlsIAFig.3 I -stringer impact test data and energy -defectcurve658Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics Vol. 37u n n一q ^b u u二。

复合材料波纹夹层结构弯曲性能研究

轻量化工艺，即采用新型制造工艺；三是采用轻量化材料⑵.其中新型材料研究与开发作为汽车轻量化设计的重要途径之一，承担着汽车减重的重要任务，以碳纤维为主的一系列复合材料已经广泛应用于现代汽车各个部位
曲面波纹夹层板有着优良的可设计性和适应性，在制备前可以根据不同应用需求对其内部夹芯
收稿日期：20 1 9 - 06 - 29
参数面板尺寸面板厚度芯层高度芯层厚度
数值/-380X180
1. 68 15 2
列铝合金强度高、密度低的特点，选取6061铝合金为芯板材料,其基本力学性能见表 3.
表2 T700/BA9916碳纤维的基本力学性能 Table 2 Basic mechanical properties of carbon fiber T700/BA9916
ResearchonBendingPerformanceofComposieCorruga"ed SandwichS"ruc"ure
SUN Hao , ZHAO Xiaoyu
(School of Mechanical and Automotive Engineering, Shanghai Universty of Engineering Science, Shanghai 20 1 620, China)
1波纹夹层板的设计
波纹夹层板是由2个强度较高的薄面板以及中间轻质波纹芯层组成的一种混杂复合材料夹层结构「5'・波纹夹层板凭借高刚度、高强度一重量比以及良好的隔音、绝热和吸能等优势被广泛应用于航空航天、轮船舰艇等领域. 1= 波纹夹层板结构与尺寸
根据国际标准GB/T 1456—20051夹层结构弯曲性能试验方法》，试样面板形状要求为长方形, 芯子厚度取15 --•对于蜂窝、波纹等格子型芯子，试样宽度为60 mm,或至少应包括4个完整格子•波纹板芯部有多种几何形状可供选择，包括正

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。

蜂窝夹层复合材料修补结构低速抗冲击性能

蜂窝夹层复合材料修补结构低速抗冲击性能
李娜;路鹏程;才华;张璟璇
【期刊名称】《航空材料学报》
【年(卷),期】2022(42)5
【摘要】采用换芯挖补修理方法,对铝蜂窝夹层复合材料板进行单侧面层及蜂窝芯损伤的修理。

对完整蜂窝夹层板和修理蜂窝夹层板进行落锤冲击实验,对比分析换芯挖补修理对蜂窝夹层板耐冲击性能的影响。

采用X射线数字成像技术和宏观观察相结合的方法分析蜂窝夹层板在受到低速冲击时的损伤形式,研究其内部损伤规律,并对其冲击后剩余压缩性能进行表征。

结果表明:完整蜂窝夹层板和修理蜂窝夹层板的损伤面积均随着冲击能量的增大而增大;相同的冲击能量下,完整蜂窝夹层板的损伤面积大于修理蜂窝夹层板的损伤面积;修理蜂窝夹层板的冲击载荷曲线类型较完整蜂窝夹层板发生了明显的变化,表现出较好的抗冲击性能,相同冲击能量下,修理蜂窝夹层板的CAI强度高于完整蜂窝夹层板;破坏机制包括冲击损伤破坏和压缩破坏的扩展,修理蜂窝夹层板蜂窝拼接区的抗冲击性能最好。

【总页数】10页(P109-118)
【作者】李娜;路鹏程;才华;张璟璇
【作者单位】中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室;中国民航大学理学院
【正文语种】中文
【中图分类】TB332
【相关文献】
1.复合材料蜂窝夹层结构的局部脱粘缺陷修补评价
2.芯体壁厚对 Nomex 蜂窝夹层结构抗冲击性能的影响
3.树脂基复合材料蜂窝夹层结构的修补技术
4.车辆底部防护蜂窝夹层结构抗冲击性能分析
5.铝蜂窝夹层结构抗冲击性能试验与数值研究
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复合材料泡沫夹层结构冲击后压缩数值模拟分析

ˆ ˆ t 纤维拉伸（ 11 0 ）： F f 11 12 T L X S
2
2
（1）
ˆ 纤维压缩( 11 0 )： F f
c
ˆ 11 C X
2
(2)
2 2
ˆ ˆ ˆ t 基体拉伸（ 22 0 ）： Fm 22 12 T L Y S
，
采用基于各种破坏准则的点应力或平均应力判据确定板的失效强度；(2)子层屈曲法，将冲击损伤看作大小不同的多个规则形状的分层，认为压缩破坏过程是各个子层不断发生屈曲失效的过程，当所有子层都屈曲时，层板发生破坏；(3)开口等效法，用一个圆孔或椭圆孔取代冲击损伤，之后用孔边断裂韧性判据来判断板的破坏；(4)损伤累积法，利用动态有限元计算层板的冲击损伤的刚度降，作为板的初始损伤，用损伤累积法模拟板的压缩破坏过程，并计算剩余压缩强度。由于夹层结构的层间性能和抵抗低速冲击性能较弱，在低速冲击荷载的作用下，会造成面板基体开裂
式中，M 表示冲击质量，V 表示冲击速度，n 表示赫兹接触参数。根据这表达式可知，冲击接触时间跟冲击速度是成反比的，但是冲击接触时间 T 最终还是需要通过一系列的估算尝试来得出[13]。通过一系列
c
的估算，在 10J 能量的冲击下其接触时间 T =0.00037s，而在 30J 能量的冲击下其接触时间 T =0.00035s。
图 3 泡沫夹层有限元模型
图 4 冲击模型边界条件
2.2 材料强度准则
泡沫夹层结构的上下面板为复合材料层合板，传统的层合板失效理论都是基于经典层合板理论的，如
3
最大应力准则最大应变准则等，这些准则具有一定的局限性。本文主要采用基于应变描述的 Hashin 破坏准则[12]对层合板进行失效分析，该理论包括了纤维拉伸断裂、纤维压缩屈曲、基体在横向拉伸和剪切下的断裂、基体在横向压缩和剪切下的压溃等失效模式的分析，主要包括以下几种形式：