航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析

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复合材料夹层结构蜂窝芯材的压塌分析

工艺与装备113复合材料夹层结构蜂窝芯材的压塌分析王凯(中国民用航空飞行学院洛阳分院，洛阳471001)摘要：本文分析了复合材料夹层结构蜂窝芯材常见的压塌损伤，介绍了固化过程中影响芯材压塌的原因、影响因素、芯材压塌的稳定性和芯材特性，给出了处理芯材压塌的常用程序和控制芯材压塌的常用方法，对于防止复合材料夹层结构制造和维修过程中产生压塌缺陷具有较强的指导意义。

关键词：夹层结构芯材压塌复合材料引言复合材料夹层结构由面板、夹芯以及连接两者的某种手段（如胶粘剂或铜焊）组成。

夹层板的面案承受弯曲载荷（一块面板承压，另一块面板承拉）或在某些情况下承受面内剪切载荷，面板的主要性能为压缩、拉伸、剪切强度和模量，夹芯性能主要包括密度、压缩强度和模量、剪切强度和模量、拉伸强度。

夹层板有多种失效模式，每种失效模式都会限制夹层结构的承载能力。

夹层结构的失效可能由诸多因素引起面板、芯材及胶层的强度发生变化，失效模式通常有面板失效、芯材剪切失效、芯材压塌、芯材压溃、芯材拉伸失效、面板/芯材脱胶、对称面板皱曲、整体屈曲和剪切皱折等形式。

由于在夹层结构的制造和修理固化过程中均可能发生芯材压塌，而且除最轻微的压塌外，其他都是不可接受、不能修复的，因此分析夹层结构蜂窝芯材的压塌，具有较强的理论和实际意义。

1蜂窝芯材压塌的理论分析芯材压塌一般是度量发生在固化时蜂窝芯材部位的变形和位移。

理论上，将导致芯材压塌的发生归结为一系列基本要素和摩擦。

部分导致芯材压塌的不可预测原因是摩擦因数。

摩擦分为静态和动态摩擦，静摩擦比动摩擦要髙。

达到最大静摩擦前，基本不会发生位移。

一旦超过最大静态摩擦，低一些的动摩擦导致快速的位移。

芯材的压塌一般与倒角区域有关，在芯材平面，倒角区域一般在髙压容器的压力下发生变形和移动，如图1、图2所示。

芯材的刚度一定程度上可以抵抗固化容器的作用力，一般在厚度方向上比较好，但蜂窝倾向于在垂直芯胞方向的硬度低一些。

蜂窝夹层修理结构的弯曲性能试验分析

蜂窝夹层修理结构的弯曲性能试验分析摘要：随着纤维增强树脂基复合材料在民用和军用飞机上的应用，复合材料部件在制造和使用过程中可能出现缺陷和损伤。

因此，复合材料的修复效果已成为复合材料修复领域的研究热点。

飞机复合材料结构件大多数都采用蜂窝夹层结构，如雷达罩、客舱地板、各类装饰面板、各类整流罩、操纵舵面和梁腹板等。

关键词：蜂窝夹层结构；挖补修理；弯曲强度；破坏模式；修理设备；使用四点弯加载方式研究分析了含损伤蜂窝夹层修理结构的弯曲性能，该夹层结构由碳纤维增强的聚合物面板和蜂窝芯子组成。

进一步分析了挖补斜度、挖补方式、损伤程度、修理设备和修理材料对修理板弯曲性能的影响。

研究表明，修理板的破坏模式可分为补片边缘折断、补片中面折断和胶层破坏三种，相同破坏模式修理板的名义弯曲强度相近，其中前两种破坏模式修理板的名义弯曲强度与完好板相近，而第三种破坏模式修理板的名义弯曲强度相对较低。

所有修理板的名义弯曲强度恢复率基本处于９５％以上，同时修理后抗弯刚度也满足修理准则。

一、挖补参数影响分析为了分析挖补参数（挖补斜度和挖补方式）对修理后结构的弯曲性能的影响，采用热压罐进行固化，以排除胶接质量的影响。

关于挖补斜度对弯曲性能的影响分析，考虑１∶１０、１∶３０、１∶５０三种斜度的对比分析。

胶层破坏的特征是破坏发生在胶层内部，当载荷超过胶黏剂强度时发生，一般会发生胶层剪切破坏和胶层剥离破坏两种破坏模式，破坏通常发生在应力集中区域。

通常胶层剪切强度比剥离强度高很多，胶层发生剪切破坏是可以接受的，因此应减少剥离破坏的发生。

对于斜面搭接连接形式，当斜面的坡度越陡，剥离应力就越大，也就是对于挖补修理，挖补斜度越小，剥离应力越大，胶层越易发生剥离破坏，即胶层可能在层板破坏之前先发生破坏，导致整个修理板的强度降低。

可以看出，面板挖补斜度由１∶１０到１∶５０的变化过程中，胶层的坡度由陡变缓，在１∶１０斜度时，胶层易发生剥离破坏，而在１∶５０斜度时，胶层更易发生剪切破坏，因此，斜度变缓可以提高胶层的强度，修理效果相对较好，这与相关文献的研究结果一致当胶层破坏中剥离破坏占主导因素时，胶层破坏可能发生在层板破坏之前，此类结构相对完好层板名义弯曲强度略低，这与１∶１０试验结果相符合，胶层破坏、补片撕裂、中面折断破坏；而当胶层破坏中剪切破坏占主导因素时，胶层破坏可能发生在层板破坏之后，此类结构与完好板的破坏模式相似，名义弯曲强度相近，这与１∶３０和１∶５０的试验结果相符合，补片边缘面板折断，蜂窝压溃。

蜂窝夹层结构成型工艺对其力学性能影响

固化。１．３性能测试
图２共固化树脂堆积和纤维屈曲示意图
图３共固化夹层复合材料下面板
Ａ：拉伸试验件照片
Ｂ：压缩试验件照片
Ｃ：夹层长梁弯曲试验件照片
图４各种性能测试照片
科技论坛
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节能环保型健身器材的开发与研制
李琪鹿钦礼孙琪刘文卿孙业竣葛轩赫刘雪姗陈冠字
表２不同预处理温度下夹层结构的力学性能
板受压，试验件如图４ｃ所两组试验：Ａ：采用共固化成型夹层复合材料构件，Ｂ：采用二次胶接成型夹层复合材料结构。成型时工艺条件相同０．４５ＭＰａ，１８０￣Ｃ，３ｈ。得到的力学性能如表１所（转下页）
表１不同工艺下夹层结构复合材料的力学性能
对不同工艺成型的夹层结构面板进行拉伸试验、弯曲试验；对不同工艺成型的夹层结构的复合材料制件夹层弯曲试验，所对应的试验件标准为：
拉伸试验按ＡＳＴＭＤ３０３９测试，试验件如图４Ａ所示；弯曲试验按ＡＳＴＭＤ７９０测试，跨距２５ｍｍ，要求有印痕面受压，试验件如图４Ｂ所示；夹层长梁弯曲试验按ＧＢ／Ｔ１４５６ — ２００５，跨距５００ｍｍ，要求下面
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科技论坛
蜂窝夹层结构成型工艺对其力学性能影响
毕红艳

航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析

收稿日期：Ｏ７３５２０ —０ —０
维普资讯
第３期
方宝东等：航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析
４５
强度和刚度很高；芯子沿板面为正交各向异性构造，
沿板面方向的刚度和强度很小，由此反映出以下力
蜂窝夹层结构复合材料是典型的轻质结构，通
常由上表板、下表板、上胶膜、下胶膜、中间蜂窝芯层所构成（见图１，）按照平面投影形状，蜂窝芯可分为正六边形、菱形、矩形等，中正六边形蜂窝用料省、其制造简单、结构效率最高，因而应用最广。
而引起的热变形问题，而引起太阳电池贴片的失从
２结构特点
２１结构组成．
效，因此要求基板具有较小的热变形；学遥感航天光
器的大型光学敏感元件由于像质的需要，对安装支架提出了较高的尺寸稳定性要求；采用三轴稳定姿态控制方式的高轨道气象航天器，由于星上电子设
ＳｎｗｉｈＳｒｃｕｅＣｏｏｉａｅｉｌｐｃｃａｔａｄｃｔｕｔｒｍｐｓｅＭｔｒａｓｉＳａｅｒｆｔｎ
ＦｎａｄｎａｇＢｏｏｇ
ＪａｇｎＳｅｈｃｕＺａｇＷｅｑａｉａｇｎｈｎＺｉｈｎｈｎｎｉｏ
（ｈｎｋｓｔｅ０ｔｌｅｎｉｅｒｇ，ｈｎｋＯ４）Ｓ￣ｓａＩｔｔｆａｌｇｅｎＳ￣ｓａ２２ＯｎｉＳｅｉＥｎｉｕｔＯ
ＡｂｔａｔＴｅｈｎｙｏｂｓｎｗｃｔｃｕｅｃｍｐｓｔｔｒｌｈｖｒａｐｌａｉｎｆｒｓａｅｒｆｉｈｏｓｒｃｈｏｅｃｍａｄｉｈｓｕｔｒｏｏｉｍａｅａｓａｅｂｏｄａｐｉｔｏｐｃｃａｔｎｔｅｄ — ｒｅｉｃｏ

复合材料蜂窝夹层结构在飞机中的应用

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

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

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

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

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

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

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

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

一、蜂窝夹芯结构的特点1、发挥复合效应的优越性。

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

例如当夹芯板承受弯曲载荷时,上蒙皮被拉伸,下蒙皮被压缩,芯子传递剪切力。

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

不同的是芯材与面板不是同一材料,芯材是分散的,而不是集中在狭腹板上。

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

飞机铝蜂窝复合材料的典型缺陷检测

飞机铝蜂窝复合材料的典型缺陷检测摘要：蜂窝夹层结构复合材料在使用方面具有很好的性能，其具有比较好的强度，同时，抗冲击性能很好，在使用方面能够进行很好的设计，本文为有效检出飞机铝蜂窝复合材料的缺陷位置及缺陷大小,评估缺陷损伤程度,运用激光错位散斑检测方法对有无缺陷及缺陷位置进行了检测,并采用声阻检测方法对缺陷大小进行了评估.关键词:复合材料缺陷;激光错位散斑检测;声阻检测一、铝蜂窝夹层结构铝蜂窝芯材只要利用铝箔来实现不同方式的胶接，然后通过拉伸形成不同规格的蜂窝，芯材的性能和铝箔的厚度以及孔格的大小有直接关系，铝蜂窝芯材能够和不同蒙皮材料进行复合，这样就形成了铝蜂窝夹层结构复合材料。

铝蜂窝夹层结构复合材料具有加高的力学性能，而且，在制造成本方面比较低。

但是，铝蜂窝夹层结构复合材料在一些特定的环境中比较容易受到腐蚀，在受到冲击以后，铝蜂窝芯材会出现永久变形的情况，会导致蜂窝芯材和蒙皮发生分离的问题，导致材料的性能降低。

一些研究人员对胶接工艺对铝蜂窝夹层结构复合材料的影响进行了研究，主要从胶接剂的筛选、表面处理方法和固化工艺方面进行了论述，使用流动性比较好的胶膜，在表面处理方面采用磷酸阳极化处理方式，同时，在夹层结构方面通过对剪切强度进行对比，能够实现最佳的固化工艺。

铝蜂窝夹层结构在粘结成型方面大面积批量生产面临着非常大的问题，在固化过程中，可以对铝蜂窝夹层结构复合材料进行真空袋加压，这样铝蜂窝夹层结构复合材料的性能更好。

对铝蜂窝芯在压缩荷载作用下的荷载位移曲线特征进行研究，同时对在静态下的压缩荷载作用下的铝蜂窝变形特征进行掌握，可以从三个方向对铝蜂窝进行准静态压缩，由于材料的不同，会导致蜂窝芯出现不断的致密化，可以将不同方向的荷载位移曲线分为弹性区域、平缓区域和加速加强区域。

在轴向压缩过程中，试样在荷载最大值位置会出现失稳的情况，在失稳情况下，位移曲线会出现一些小的峰，这个过程铝蜂窝芯出现了逐步折叠失稳的情况。

复合材料蜂窝夹层结构的优化设计

复合材料蜂窝夹层结构的优化设计摘要本文主要探讨了复合材料蜂窝夹层结构的优化设计方法。

首先介绍了蜂窝夹层结构的优点和应用领域，接着分析了其存在的问题和挑战。

然后，针对这些问题，提出了一系列优化设计方法，包括材料选取、蜂窝结构设计和界面优化等方面。

最后，通过具体案例分析，验证了所提出的优化设计方法的有效性。

1. 引言复合材料蜂窝夹层结构是一种在航空航天、汽车、建筑等领域广泛应用的先进结构材料。

其由两层面板夹持着一个蜂窝状的中间层，形成轻质且高强度的结构。

蜂窝夹层结构具有优异的性能，如高比强度、高比刚度、吸能能力强等，在许多领域都有广泛的应用。

2. 优点和应用领域蜂窝夹层结构具有以下几个优点： 1. 轻质高强度：蜂窝夹层结构由轻质面板和中间的蜂窝状结构组成，使其具有较小的自重和较高的强度。

2. 吸能能力强：蜂窝夹层结构中的蜂窝层具有吸能能力，能够有效地吸收冲击能量，提高结构的抗冲击性能。

3. 隔热隔音：蜂窝夹层结构中的蜂窝层具有较好的隔热隔音性能，适用于一些需要绝热隔音的场合。

蜂窝夹层结构广泛应用于以下几个领域： - 航空航天领域：蜂窝夹层结构在飞机、航天器等领域中被广泛使用，能够提高载荷能力和提高飞行性能。

- 汽车领域：蜂窝夹层结构可以用于汽车车身、底盘等部件，提高汽车的强度和安全性能。

-建筑领域：蜂窝夹层结构可以用于建筑的外立面、屋顶等部件，具有较好的隔热隔音效果。

3. 问题和挑战尽管蜂窝夹层结构具有许多优点，但仍然存在一些问题和挑战： 1. 材料选取：蜂窝夹层结构的性能与所选用的材料密切相关，如何选择合适的材料成为优化设计的重要问题。

2. 蜂窝结构设计：蜂窝夹层结构的性能也与其内部的蜂窝结构密切相关，如何设计合理的蜂窝结构是优化设计的关键。

3. 界面优化：蜂窝夹层结构中各层面板和蜂窝层之间的界面连接也对其性能产生影响，需要进行界面优化。

4. 优化设计方法针对以上问题和挑战，可以采取以下优化设计方法来提升蜂窝夹层结构的性能：4.1 材料选取在进行蜂窝夹层结构的设计时，需要选择合适的材料。

蜂窝夹层结构无损检测方法研究综述

蜂窝夹层结构无损检测方法研究综述
陈韩青;徐志远;屈仲毅;曾辉;朱长春
【期刊名称】《材料导报》
【年(卷),期】2024(38)10
【摘要】蜂窝夹层结构是一种层合复合材料,具有优异的力学性能,被广泛应用于航空航天、建筑以及汽车制造等领域。

由于自身结构及服役工况的复杂性,蜂窝夹层
结构容易在制造、服役等阶段产生蒙皮-蜂窝芯界面脱粘、蒙皮分层、夹杂、蜂窝
芯格变形、芯格塌陷、节点开裂、蜂窝积水等多种形式的缺陷。

因此,开展蜂窝夹
层结构无损检测方法的研究具有重要意义。

本文回顾了国内外文献中出现的针对蜂窝夹层结构的无损检测方法,分析了各种单一检测方法的原理、应用优势及局限性。

随后,概述了将多种单一方法复合的检测方法在蜂窝夹层结构缺陷全面检测上的应用,并指出应用智能算法可实现蜂窝夹层结构缺陷的定量和分类识别。

最后,对蜂窝
夹层结构无损检测的研究和应用趋势进行了简要总结和展望。

【总页数】15页(P292-306)
【作者】陈韩青;徐志远;屈仲毅;曾辉;朱长春
【作者单位】湘潭大学机械工程与力学学院;南昌航空大学测试与光电工程学院【正文语种】中文
【中图分类】TG115.28
【相关文献】
1.碳纤维复合材料蜂窝夹层结构的无损检测方法研究
2.复合材料蜂窝夹层结构制件的超声可视化无损检测
3.超轻多孔“类蜂窝”夹层结构材料设计方法研究综述
4.航天器蜂窝夹层结构脱粘损伤的导波检测与成像方法
5.PMI泡沫复合材料夹层结构的无损检测方法
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复合材料蜂窝结构的屈曲特性分析

复合材料蜂窝结构的屈曲特性分析复合材料在现代工业领域中得到广泛应用，其具有高强度、低密度和良好的抗腐蚀性能等优点。

而蜂窝结构作为一种特殊的复合材料结构，更是在航空航天、汽车制造、建筑工程等领域中发挥着重要的作用。

本文将从力学的角度探讨复合材料蜂窝结构的屈曲特性。

首先，我们需要了解蜂窝结构的组成和几何形状。

蜂窝结构由两个平行的面板之间的一系列梁材料组成，形成像蜂窝一样的六边形。

这种结构的特点是具有非常高的强度和刚度，同时还能保持较低的密度。

通常，蜂窝结构可以通过剪切和压缩来加载。

在受外力作用下，蜂窝结构将发生屈曲变形。

其次，我们来探究复合材料蜂窝结构的屈曲行为。

在分析屈曲前，我们需要了解一些力学模型，如Euler-Bernoulli梁理论和von Mises等效应力准则。

Euler-Bernoulli梁理论用于描述线弹性材料的屈曲行为，其中假设为小变形和线弹性材料。

von Mises等效应力准则则用于预测材料的屈服，根据等效应力的大小来判断材料是否会发生塑性变形。

在屈曲分析过程中，我们需要考虑到不同蜂窝结构的参数，如梁的长度、材料的强度、面板的厚度、蜂窝的尺寸等。

这些参数会直接影响到蜂窝结构的屈曲承载能力。

通过数值模拟和实验测试，我们可以得到不同参数下蜂窝结构的屈曲状态和关键指标，如屈曲载荷、屈曲模态、屈曲振型等。

此外，还需要考虑蜂窝结构的几何非线性和材料非线性因素。

由于蜂窝结构的非线性特性，传统的线弹性理论已经不能完全适用。

为了更准确地预测蜂窝结构的屈曲行为，可以采用有限元分析等数值方法来考虑几何非线性和材料非线性因素。

这些方法能够更准确地模拟结构的变形和破坏，并得到相应的屈曲载荷和屈曲模态。

最后，要注意蜂窝结构的屈曲特性与实际工程应用的关系。

工程中，蜂窝结构往往会受到复杂的加载条件和环境影响，如温度变化、湿度变化等。

这些因素会对蜂窝结构的屈曲特性产生影响，使其在实际工程应用中需要作出相应的修正和改进。

复合材料层合／夹层板热膨胀／弯曲有限元分析

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

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

具有一定的工程指导意义。

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

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

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

因此，复合材料受温度影响而导致的热膨胀和热弯曲问题的分析是十分重要的。

而且这个研究方向是一个非常值得深入的研究方向。

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

随着有限云方法的出现和有限云软件的发展，使得有些工程问题变得简单高效。

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

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

首先介绍实体单元有限元模型的建立。

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

基于“特殊体元”模型的复合材料蜂窝夹层结构强度分析

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其中刚度元素Ｇ中下标１６分别为材料轴ｘｙｘ、ｚ嚣轴。对于蜂窝芯子而言， — ，ｙｙ和只需
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本文基于ＭＣＮＳＲＮ有限元分析软件，Ｓ／ＡＴＡ利用蜂窝“ 特殊体元” 模型和经典层压板理论，
对该复合材料平尾的静强度进行了分析，确定了该复合材料全动平尾的结构尺寸参数，经全尺寸
复合材料平尾静力试验验证，采用该方法分析复合材料夹层结构的强度是合理的。
复合材料蜂窝夹层结构强度进行了分析。试验证明该分析方法是合理的。
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（ｏｇｕＡｉｉｎｕｔｒｕ）ＨｎｄｖａｏＩｄｓｙＧｏｐｔｎｒ
ＡｂｔａｔＡｃｏｄｎＯｔｅｓｅｉｌｅｅｎｄｌａｄｃａｓｃｌｍｉａｅｔｅｒｂ￣ｌｓｒｃｃｒｉｇｔｐｃａｌｍｅｔｍｏｅｎｌｓｉａｎｔｏｙ，ｙｍｅｖｈｈ￥
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应力修正因子，对于该平尾而言取＝．；２０
． ——蜂窝体元形心处的纵向剪应力；ｒ。
．——蜂窝体元形心处的横向剪应力；ｒ
［ｒ、．］［ ——蜂窝材料的许用应力。ｏ］［、ｒ］ｒ
４平尾结构简介及有限元模型建立

蜂窝夹层结构复合材料应用及成型工艺分析

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

文章就蜂窝夹层结构复合材料的应用、成型工艺、工艺要点进行了论述与分析。

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

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

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

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

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

复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能

ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ２０２３，４５（３）：５８４⁃５９０ＤＯＩ：１０１６５７９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００１９６６９２０２３０３０１１∗２０２１１００８收到初稿，２０２１１１１６收到修改稿㊂山西省自然科学基金面上项目（２０２１０３０２１２２４１１１），国家自然科学基金青年项目（１１６０２１６０），西安交通大学机械结构强度与振动国家重点实验室开放课题（ＳＶ２０１９⁃ＫＦ⁃０１），山西省１３３１工程重点创新团队项目资助㊂∗∗于志强，男，１９９６年生，山西运城人，汉族，太原理工大学硕士研究生，主要研究方向为纤维增强复合材料夹芯结构的力学性能分析㊂∗∗∗郭章新（通信作者），男，１９８３年生，山东菏泽人，汉族，太原理工大学副教授，博士，主要研究方向为复合材料及其结构的力学性能分析㊂∗∗∗∗梁建国，男，１９７５年生，山东菏泽人，汉族，太原理工大学教授，博士，主要研究方向为碳纤维复合材料开发及应用㊂复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能∗ＴＨＲＥＥＰＯＩＮＴＢＥＮＤＩＮＧＰＥＲＦＯＲＭＡＮＣＥＯＦＣＯＭＰＯＳＩＴＥＨＯＮＥＹＣＯＭＢＳＡＮＤＷＩＣＨＳＴＲＵＣＴＵＲＥ于志强∗∗１，３㊀郭章新∗∗∗１，２㊀卫世义１㊀梁建国∗∗∗∗４㊀李永存１，５㊀郑伟鹏１（１．太原理工大学机械与运载工程学院应用力学研究所，太原０３００２４）（２．华阳新材料科技集团有限公司，阳泉０４５０００）（３．西安交通大学航天学院机械结构强度与振动国家重点实验室，西安７１００４９）（４．太原理工大学机械与运载工程学院先进成形与智能装备研究院，太原０３００２４）（５．太原理工大学材料强度与结构冲击山西省重点实验室，太原０３００２４）ＹＵＺｈｉＱｉａｎｇ１，３㊀ＧＵＯＺｈａｎｇＸｉｎ１，２㊀ＷＥＩＳｈｉＹｉ１㊀ＬＩＡＮＧＪｉａｎＧｕｏ４㊀ＬＩＹｏｎｇＣｕｎ１，５㊀ＺＨＥＮＧＷｅｉＰｅｎｇ１（１．ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＡｐｐｌｉｅｄＭｅｃｈａｎｉｃｓ，ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＶｅｈｉｃｌｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＴａｉｙｕａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｔａｉｙｕａｎ０３００２４，Ｃｈｉｎａ）（２．ＨｕａｙａｎｇＮｅｗＭａｔｅｒｉａｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＧｒｏｕｐＣｏ．，Ｌｔｄ．，Ｙａｎｇｑｕａｎ０４５０００，Ｃｈｉｎａ）（３．ＳｔａｔｅＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｆｏｒＳｔｒｅｎｇｔｈａｎｄＶｉｂｒａｔｉｏｎｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅ，ＸｉᶄａｎＪｉａｏｔｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉᶄａｎ７１００４９，Ｃｈｉｎａ）（４．ＡｄｖａｎｃｅｄＦｏｒｍｉｎｇａｎｄＩｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔＥｑｕｉｐｍｅｎｔＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＶｅｈｉｃｌｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＴａｉｙｕａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｔａｉｙｕａｎ０３００２４，Ｃｈｉｎａ）（５．ＳｈａｎｘｉＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＭａｔｅｒｉａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ＆ＳｔｒｕｃｔｕｒａｌＩｍｐａｃｔ，ＴａｉｙｕａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｔａｉｙｕａｎ０３００２４，Ｃｈｉｎａ）摘要㊀通过三点弯曲试验研究了纤维增强复合材料铝蜂窝夹芯结构的力学性能㊂分析了不同面板类型（碳纤维面板㊁玻璃纤维面板㊁碳纤维／玻璃纤维面板）以及面板厚度和芯体孔径大小对结构破坏模式㊁极限载荷和能量吸收的影响㊂结果表明，碳纤维／铝蜂窝夹芯结构相较于其他两种结构，其极限载荷和能量吸收更强；面板越厚，芯体孔径越小，结构的极限载荷和能量吸收越强；面板厚度对于能量吸收影响较大，芯体孔径对极限载荷影响较大㊂对碳纤维／铝蜂窝夹芯结构进行有限元模拟，对其破坏变形过程进行对比分析后，验证了模型的有效性，为试验的设计和分析提供了指导与帮助㊂关键词㊀复合材料㊀蜂窝夹芯结构㊀三点弯曲㊀极限载荷㊀能量吸收中图分类号㊀ＴＢ３３２㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ａｂｓｔｒａｃｔ㊀Ｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｆｉｂｅｒｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄｂｙｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇｔｅｓｔ．Ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｙｐｅｓｏｆｐａｎｅｌｓ（ｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｐａｎｅｌ，ｇｌａｓｓｆｉｂｅｒｐａｎｅｌ，ｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ｇｌａｓｓｆｉｂｅｒｐａｎｅｌ），ｐａｎｅｌｔｈｉｃｋｎｅｓｓａｎｄｃｏｒｅａｐｅｒｔｕｒｅｏｎｆａｉｌｕｒｅｍｏｄｅｓ，ｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｈａｓｓｔｒｏｎｇｅｒｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｔｈａｎｔｈｅｏｔｈｅｒｔｗｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ．Ｔｈｅｔｈｉｃｋｅｒｔｈｅｐａｎｅｌ，ｔｈｅｓｍａｌｌｅｒｔｈｅｃｏｒｅａｐｅｒｔｕｒｅ，ｔｈｅｓｔｒｏｎｇｅｒｔｈｅｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｏｆｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅ．Ｔｈｅｔｈｉｃｋｎｅｓｓｏｆｔｈｅｐａｎｅｌｈａｓａｇｒｅａｔｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｎｔｈｅｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ，ａｎｄｔｈｅａｐｅｒｔｕｒｅｏｆｔｈｅｃｏｒｅｈａｓａｇｒｅａｔｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｎｔｈｅｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄ．Ｔｈｅｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｔｈｅｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆｉｔｓｆａｉｌｕｒｅａｎｄｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｐｒｏｃｅｓｓｖｅｒｉｆｙｔｈｅｖａｌｉｄｉｔｙｏｆｔｈｅｍｏｄｅｌ，ａｎｄｐｒｏｖｉｄｅｇｕｉｄａｎｃｅａｎｄｈｅｌｐｆｏｒｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｄｅｓｉｇｎａｎｄａｎａｌｙｓｉｓ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ㊀Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌ；Ｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ；Ｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇ；Ｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄ；Ｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ㊀第４５卷第３期于志强等：复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能５８５㊀㊀Ｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇａｕｔｈｏｒ：ＧＵＯＺｈａｎｇＸｉｎ，Ｅ⁃ｍａｉｌ：ｗｏｘｉｎｔａｎｒａｎ２１５＠１６３．ｃｏｍ，Ｔｅｌ：＋８６⁃３５１⁃６０１４００８，Ｆａｘ：＋８６⁃３５１⁃６０１４００８ＴｈｅｐｒｏｊｅｃｔｓｕｐｐｏｒｔｅｄｂｙｔｈｅＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅＦｏｕｎｄａｔｉｏｎｏｆＳｈａｎｘｉＰｒｏｖｉｎｃｅ（Ｎｏ．２０２１０３０２１２２４１１１），ｔｈｅＮａｔｉｏｎａｌＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅＦｏｕｎｄａｔｉｏｎｏｆＣｈｉｎａ（Ｎｏ．１１６０２１６０），ｔｈｅＯｐｅｎｉｎｇＦｏｕｎｄａｔｉｏｎｆｏｒＳｔａｔｅＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｆｏｒＳｔｒｅｎｇｔｈａｎｄＶｉｂｒａｔｉｏｎｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ（Ｎｏ．ＳＶ２０１９⁃ＫＦ⁃０１），ａｎｄｔｈｅ１３３１ｐｒｏｊｅｃｔＫｅｙＩｎｎｏｖａｔｉｏｎＴｅａｍｓｏｆＳｈａｎｘｉＰｒｏｖｉｎｃｅ．Ｍａｎｕｓｃｒｉｐｔｒｅｃｅｉｖｅｄ２０２１１００８，ｉｎｒｅｖｉｓｅｄｆｏｒｍ２０２１１１１６．０㊀引言㊀㊀复合材料蜂窝夹芯结构是一种具有高比强度，高比刚度的新型轻质复合材料结构，由具有高强度㊁高模量的复合材料面板和低密度㊁多功能性的蜂窝芯子组成［１］㊂因其结构可以有效提升材料利用率，减轻构件质量，同时隔热㊁隔音㊁透薄性能良好，能有效提升结构抗弯刚度，因而广泛应用于航空航天㊁汽车及船舶等其他工程领域［２⁃４］㊂ＷＡＮＧＺ等［５］提出碳纤维复合材料夹芯结构是一种很好的能量吸收结构㊂ＧＩＢＳＯＮＬＪ等［６］提出了适合蜂窝夹芯结构的单胞理论，阐述了蜂窝夹芯结构的机械性能与芯体孔径的性能和几何形状的关系㊂彭可望［７］采用试验与数值模拟相结合的方法，研究了铝合金蜂窝夹芯结构面板与芯子之间黏结界面的力学断裂性能，为铝合金蜂窝夹芯结构的界面设计提供了数据支持㊂许多学者对蜂窝夹芯结构的力学性能和破坏模式进行了研究㊂ＳＵＮＺ等［８］研究了三点弯曲试验不同加载速率对碳纤维／蜂窝夹层结构力学性能的影响，通过将碳纤维黏结在蜂窝芯的小孔上改善界面，解释了裂纹隔离现象是防止夹层试件界面损伤的主要机制㊂ＯＧＡＳＡＷＡＲＡＴ等［９］采用高速观测摄像机观察了碳纤维增强复合材料／ＮｏｍｅｘＴＭ蜂窝夹芯板的弯曲失效过程，阐明了夹芯板受弯破坏机制㊂石姗姗等［１０］利用有限元软件Ａｂａｑｕｓ建立了碳纤维／铝蜂窝夹芯结构三点弯曲的模型，研究了Ｋｅｖｌａｒ短纤维界面增韧对碳纤维／铝蜂窝夹芯结构宏观力学性能的影响，增韧界面未发生界面脱黏，而是芯体撕裂导致面芯剥离㊂ＵＤＤＩＮＭＮ等［１１］对碳纤维预浸料复合材料的无黏结蜂窝夹层结构和使用额外胶黏剂的碳纤维蜂窝夹芯结构进行了比较研究㊂ＳＵＢＨＡＮＩＴ［１２］通过三点弯曲试验研究了蜂窝夹层结构的力学性能，优化了蜂窝芯和面板的固化参数㊂一些学者通过试验和数值模拟研究了复合材料蜂窝夹层结构的损伤［１３⁃１５］㊁平压性能［１６⁃１９］㊁轴向压缩性能［２０⁃２１］㊂本文通过三点弯曲试验研究了纤维／铝蜂窝夹芯结构的宏观力学性能，讨论了面板类型㊁面板厚度㊁芯体孔径对纤维／铝蜂窝夹芯结构的极限载荷㊁能量吸收和破坏模式的影响规律㊂同时，通过对纤维／铝蜂窝夹芯结构的有限元模拟，对其在三点弯曲下的变形形态和破坏模式做出分析㊂１㊀试验１１㊀材料及试件制备㊀㊀本文研究的是碳纤维／铝蜂窝夹芯结构，玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构，碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构㊂铝蜂窝芯体孔径分别为１５ｍｍ㊁２ｍｍ㊁３ｍｍ，蜂窝壁厚为００５ｍｍ㊁高度为９ｍｍ㊂碳纤维面板使用面密度为２００ｇ／ｍ２的Ｔ３００平纹编织碳纤维，玻璃纤维面板使用面密度为４００ｇ／ｍ２的玻璃纤维㊂环氧树脂及固化剂使用北京科斯拉公司生产的ＥＰＯＬＡＭ２０４０ＲＥＳＩＮ与ＥＰＯＬＡＭ２０４２ＨＡＲＤＥＮＥＲ，环氧树脂和固化剂的质量比为１００ʒ３２，此树脂体系在室温（２５ħ）下的黏度为３１０ｍＰａ㊃ｓ㊁密度为１１０ｇ／ｃｍ３㊂采用真空辅助成型工艺（ＶａｃｕｕｍＡｓｓｉｓｔｅｄＲｅｓｉｎＩｎｆｕｓｉｏｎ，ＶＡＲＩ）制备碳纤维面板㊁玻璃纤维面板和碳纤维／玻璃纤维面板，将铝蜂窝和制备好的面板裁剪为相同尺寸后，使用ＥＰＯＬＡＭ２０４０／２０４２按图１所示将其组装固化㊂图１㊀碳纤维／铝蜂窝夹芯结构示意图Ｆｉｇ．１㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ１２㊀测试及试验设计㊀㊀本文采用ＧＯＴＥＣＨ高铁检测仪器万能试验机进行三点弯曲试验，如图２所示，试验机通过控制位移实现准静态加载，加载速率为２ｍｍ／ｍｉｎ，测压传感器量程为３０ｋＮ㊂当试件发出较大噪声且试件承载力突然降低时，认为试件被破坏，试验终止㊂㊀５８６㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２３年㊀图２㊀试验装置Ｆｉｇ．２㊀Ｔｅｓｔｄｅｖｉｃｅ根据ＡＳＴＭＣ３９３Ｍ⁃０６［２２］设计三点弯曲试件尺寸㊂上下面板类型有３种，分别为碳纤维面板㊁玻璃纤维面板㊁碳纤维／玻璃纤维面板；碳纤维面板层数分别为４层㊁５层㊁６层；玻璃纤维面板层数分别为３层㊁４层㊁５层；碳纤维／玻璃纤维面板层数分别为３层［ＧＣＧ］㊁４层［ＧＣＧＣ］㊁５层［ＧＣＧＣＧ］，碳纤维面板单层板厚约为０２５ｍｍ，玻璃纤维面板单层板厚约为０３５ｍｍ㊂试件总长ｌ＝１２０ｍｍ，宽度ｂ＝４０ｍｍ，跨长Ｓ＝８０ｍｍ，芯层厚度ｃ＝９ｍｍ，试件分类见表１㊂表１㊀纤维／铝蜂窝夹芯结构试件分类Ｔａｂ．１㊀Ｃｌａｓｓｉｆｉｃａｔｉｏｎｏｆｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｐｅｃｉｍｅｎｓ试件类型Ｓｐｅｃｉｍｅｎｔｙｐｅ面板类型Ｐａｎｅｌｔｙｐｅ芯层孔径Ｔｈｅｃｏｒｅｌａｙｅｒａｐｅｒｔｕｒｅ／ｍｍ面板层数ＴｈｅｌａｙｅｒｎｕｍｂｅｒｏｆｐａｎｅｌＣ４ＡＣＦＲＰ１５４Ｃ５ＡＣＦＲＰ１５５Ｃ６ＡＣＦＲＰ１５６Ｃ６ＢＣＦＲＰ２６Ｃ６ＣＣＦＲＰ３６Ｇ３ＡＧＦＲＰ１５３Ｇ４ＡＧＦＲＰ１５４Ｇ５ＡＧＦＲＰ１５５Ｇ５ＢＧＦＲＰ２５Ｇ５ＣＧＦＲＰ３５Ｈ３ＡＨＦＲＰ１５３Ｈ４ＡＨＦＲＰ１５４Ｈ５ＡＨＦＲＰ１５５Ｈ５ＢＨＦＲＰ２５Ｈ５ＣＨＦＲＰ３５２㊀结果与讨论２１㊀不同面板类型试件的破坏模式㊀㊀试件Ｃ６Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｈ５Ａ的载荷⁃位移曲线如图３所示，对不同面板类型的纤维／铝蜂窝夹芯结构在三点弯曲载荷下的破坏模式进行对比分析㊂由图３可以看出，在０⁃Ａ阶段，三个试件趋势基本一致，Ｃ６Ａ试件在加载位移达到３ｍｍ时，极限载荷约图３㊀试件Ｃ６Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｈ５Ａ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．３㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＣ６Ａ，Ｇ４Ａ，Ｈ５Ａ为２１３０Ｎ，Ｈ５Ａ试件在加载位移达到３６ｍｍ时，极限载荷约为１８４５Ｎ，Ｇ４Ａ试件在加载位移达到２ｍｍ时，极限载荷约为１４８７Ｎ㊂加载头附近芯层状态完好，无压塌迹象，芯层两侧出现铝蜂窝芯壁剪切变形㊁发生褶皱㊂在Ａ⁃Ｂ阶段，Ｃ６Ａ㊁Ｈ５Ａ试件载荷缓慢下降，进入平稳流动阶段，同时芯层剪切变形情况愈发明显，剪切破坏区域逐渐扩大，随着加载头位移逐渐增加，芯层剪切刚度大幅下降，上面板弯曲变形逐渐加大直至折断破坏，纤维／铝蜂窝夹芯结构逐步发生整体破坏㊂此阶段Ｇ４Ａ试件出现多一个波峰的情况，在加载位移逐渐增加时，玻璃纤维面板弯曲变形增大，由于玻璃纤维面板韧性较强，上面板发生部分断裂，并未完全断裂，试件载荷稍微下降，随着位移增加，加载头与上面板接触面积变大，载荷达到另一个峰值，其余破坏模式与Ｃ６Ａ㊁Ｈ５Ａ试件相同㊂在Ｂ⁃Ｃ阶段，随加载位移的增加，试件左右两侧倾斜角度越来越大，载荷缓慢下降到最低点后逐渐增加，下面板逐渐发生弯曲变形，载荷到达峰值后，下面板发生断裂，试件失效㊂同时，由于玻璃纤维韧性较强，Ｃ６Ａ试件在加载位移达到１６ｍｍ时，下面板断裂，试件失效，Ｈ５Ａ试件的失效位移为２０ｍｍ，Ｇ４Ａ试件的失效位移为２１５ｍｍ㊂试件失效图如图４所示㊂对比Ｃ６Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｈ５Ａ这三种不同面板类型试件的破坏模式发现，在试件厚度基本一致的情况下，极限载荷差距明显，Ｃ６Ａ试件的极限承载力较Ｇ４Ａ试件极限承载力高４３％，Ｈ５Ａ试件极限承载力较Ｇ４Ａ试件极限承载力高２４％㊂这表明厚度条件一定下，碳纤维／铝蜂窝夹芯结构承载力更高㊁强度更高，碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构居中，玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构次之；而玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构承载变形能力更强，碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构居中，碳纤维／铝蜂窝夹芯结构次之㊂２２㊀面板厚度的影响㊀㊀碳纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ的载荷⁃位移曲线如图５所示㊂图５中，Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ三个试件破坏模式大体相似，夹芯结构发生弯曲⁃剪切㊀第４５卷第３期于志强等：复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能５８７㊀㊀图４㊀试件失效图Ｆｉｇ．４㊀Ｓｐｅｃｉｍｅｎｆａｉｌｕｒｅｄｉａｇｒａｍ变形，由于Ｃ６Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ４Ａ面板厚度依次降低，面板承载力降低，其载荷⁃位移曲线也呈现依次下降趋势㊂在加载位移达到３ｍｍ时，Ｃ６Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ４Ａ的极限载荷分别为２１３０Ｎ㊁１８１０Ｎ㊁１５５０Ｎ，试件达到极限载荷后，结构逐步发生破坏，直至失效㊂其中，Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ试件在加载位移１０ｍｍ左右时，随加载位移的增加，载荷缓慢增加，直至下面板弯曲折断；Ｃ４Ａ试件在加载位移１０ｍｍ之后载荷没有升高，而是进入平缓阶段保持稳定，由于面板较薄，刚度较低，面板破坏载荷与此时载荷值相近，没有发生载荷升高迹象㊂图５㊀试件Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．５㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＣ４Ａ，Ｃ５Ａ，Ｃ６Ａ对比Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ三个碳纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｃ６Ａ试件极限承载力较Ｃ４Ａ试件极限承载力高３７％，Ｃ５Ａ试件极限承载力较Ｃ４Ａ试件极限承载力高１７％㊂该结果表明，碳纤维面板越厚，结构极限承载力越强，并且差别明显㊂玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｇ３Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｇ５Ａ的载荷⁃位移曲线如图６所示㊂试件在加载位移２ｍｍ时到达极限载荷，随着加载位移逐渐增加，加载头与试件上面板接触面积增大，芯层发生剪切变形，试件上面板发生弯曲变形并出现部分断裂㊂图６㊀试件Ｇ３Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｇ５Ａ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．６㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＧ３Ａ，Ｇ４Ａ，Ｇ５Ａ试件极限载荷情况如表２所示㊂对比Ｇ３Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｇ５Ａ三个玻璃纤维／铝蜂窝夹芯板试件发现，Ｇ５Ａ试件极限承载力较Ｇ３Ａ试件极限承载力高５３％，Ｇ４Ａ试件极限承载力较Ｇ３Ａ试件极限承载力高３４％㊂该结果表明，玻璃纤维面板越厚，结构极限承载力越强，并且差别很明显㊂表２㊀纤维／铝蜂窝夹芯结构试件三点弯曲状态下的极限载荷与能量吸收Ｔａｂ．２㊀Ｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｏｆｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｕｎｄｅｒｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇｓｔａｔｅ试件类型Ｓｐｅｃｉｍｅｎｔｙｐｅ极限载荷ＵｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄＦ／Ｎ能量吸收ＥｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎＥ／ｍＪＣ４Ａ１５５０１８４２５Ｃ５Ａ１８１０２１８３５５Ｃ６Ａ２１３０２８３５６Ｃ６Ｂ１８００２４０９９５Ｃ６Ｃ１４００２１３４５Ｇ３Ａ１１１０１６３４３４Ｇ４Ａ１４８７２１３７５５Ｇ５Ａ１７０２２６６７１Ｇ５Ｂ１２６２１８００３６Ｇ５Ｃ８３０１３０３０４Ｈ３Ａ１４００１４８０４Ｈ４Ａ１５８０２１４６０９Ｈ５Ａ１８４５２６９９２４Ｈ５Ｂ１３８０１９４３０Ｈ５Ｃ１２６０１７７６５２碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｈ３Ａ㊁Ｈ４Ａ㊁Ｈ５Ａ的载荷⁃位移曲线如图７所示㊂在图７中，Ｈ３Ａ试件在加载位移１ｍｍ时达到极限载荷１４００Ｎ；Ｈ４Ａ和Ｈ５Ａ试件在加载位移３６ｍｍ时达到极限载荷，分别为１５８０Ｎ和１８４５Ｎ㊂之后的破坏模式和失效过程类似，载荷位移逐渐增加，试件发生弯曲⁃剪切变形，直至面板被破坏，试件失效㊂对比Ｈ３Ａ㊁Ｈ４Ａ㊁Ｈ５Ａ三个碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｈ５Ａ试件极限承载力较Ｈ３Ａ试件极限承载力高３２％，Ｈ４Ａ试件极限承载力较Ｈ３Ａ㊀５８８㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２３年㊀图７㊀试件Ｈ３Ａ㊁Ｈ４Ａ㊁Ｈ５Ａ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．７㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＨ３Ａ，Ｈ４Ａ，Ｈ５Ａ试件极限承载力高１３％㊂该结果表明，碳纤维／玻璃纤维面板越厚，结构极限承载力越强㊂２３㊀芯体孔径的影响㊀㊀碳纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ的载荷⁃位移曲线如图８所示㊂在图８中，Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ试件破坏模式和失效演变过程有所差别，Ｃ６Ａ在加载位移３ｍｍ时达到极限载荷２１３０Ｎ，Ｃ６Ｂ在加载位移０８ｍｍ时达到极限载荷１８００Ｎ，Ｃ６Ｃ在加载位移０６５ｍｍ时达到极限载荷１４００Ｎ㊂随着铝蜂窝芯体孔径增加，芯层剪切刚度下降，达到极限载荷后，Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ试件随载荷位移增加，芯层发生剪切变形，部分压塌，然后加载头与上面板接触面积逐渐增加，上面板起主要承载作用㊂图８㊀试件Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．８㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＣ６Ａ，Ｃ６Ｂ，Ｃ６Ｃ对比Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ三个碳纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｃ６Ａ试件极限承载力较Ｃ６Ｃ试件极限承载力高５２％，Ｃ６Ｂ试件极限承载力较Ｃ６Ｃ试件极限承载力高２９％㊂该结果表明，芯体孔径越小，结构极限承载力越强，差别比较明显㊂玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｇ５Ａ㊁Ｇ５Ｂ㊁Ｇ５Ｃ的载荷⁃位移曲线如图９所示㊂对比Ｇ５Ａ㊁Ｇ５Ｂ㊁Ｇ５Ｃ三个玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｇ５Ａ试件极限承载力较Ｇ５Ｃ试件极限承载力高１０５％，Ｇ５Ｂ试件极限承载力较Ｇ５Ｃ试件极限承载力高５２％㊂该结果表明，芯层孔径越小，结构图９㊀试件Ｇ５Ａ㊁Ｇ５Ｂ㊁Ｇ５Ｃ载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．９㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＧ５Ａ，Ｇ５Ｂ，Ｇ５Ｃ极限承载力越强，并且差距十分明显㊂㊀㊀碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｈ５Ａ㊁Ｈ５Ｂ㊁Ｈ５Ｃ的载荷⁃位移曲线如图１０所示㊂图１０㊀试件Ｈ５Ａ㊁Ｈ５Ｂ㊁Ｈ５Ｃ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．１０㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＨ５Ａ，Ｈ５Ｂ，Ｈ５Ｃ对比Ｈ５Ａ㊁Ｈ５Ｂ㊁Ｈ５Ｃ三个碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｈ５Ａ试件极限承载力较Ｈ５Ｃ试件极限承载力提高４６％，Ｈ５Ｂ试件极限承载力较Ｈ５Ｃ试件极限承载力提高１０％㊂该结果表明，芯体孔径越小，结构极限承载力越强㊂２４㊀夹芯结构的能量吸收㊀㊀纤维／铝蜂窝夹芯结构三点弯曲能量吸收如图１１所示，选取试件０２０ｍｍ的载荷⁃位移曲线进行积分㊂整体来看，纤维／铝蜂窝夹芯结构能量吸收的能力较强㊂图１１（ａ）为碳纤维／铝蜂窝夹芯结构能量吸收图，Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ试件的平均能量吸收分别为１８４２５ｍＪ㊁２１８３５５ｍＪ㊁２８３５６ｍＪ㊁２４０９９５ｍＪ㊁２１３４５ｍＪ；由此可以发现，芯体孔径越小，试件能量吸收越多；面板厚度越厚，试件能量吸收越多；两者之间，面板厚度的影响更大，变形能量主要存储于面板㊂图１１（ｂ）中，Ｇ３Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｇ５Ａ㊁Ｇ５Ｂ㊁Ｇ５Ｃ试件的平均能量吸收分别为１６３４３４ｍＪ㊁２１３７５５ｍＪ㊁２６６７１ｍＪ㊁１８００３６ｍＪ㊁１３０３０４ｍＪ；图１１（ｃ）中，Ｈ３Ａ㊁Ｈ４Ａ㊁Ｈ５Ａ㊁Ｈ５Ｂ㊁Ｈ５Ｃ试件的平均能量吸收分别为１４８０４ｍＪ㊁２１４６０９ｍＪ㊁２６９９２４ｍＪ㊁１９４３０ｍＪ㊁１７７６５２ｍＪ；从图１１（ｂ）㊁图１１（ｃ）中所得结论与图１１（ａ）相同㊂㊀第４５卷第３期于志强等：复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能５８９㊀㊀图１１㊀夹芯结构三点弯曲能量吸收Ｆｉｇ．１１㊀Ｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｏｆｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ３㊀夹芯结构的三点弯曲有限元分析３１㊀有限元模型的建立㊀㊀本节采用有限元方法进行模拟计算，为分析预测纤维／铝蜂窝夹芯结构在三点弯曲载荷下的变形和破坏模式提供指导㊂利用Ａｂａｑｕｓ／Ｅｘｐｌｉｃｉｔ建立的三点弯曲试验模型如图１２所示，基于第１２节给出的Ｃ４Ａ尺寸，碳纤维面板采用Ｃ３Ｄ８Ｒ单元，铝蜂窝芯体采用Ｓ４Ｒ单元，单元尺寸为１ｍｍ，支撑和加载头为刚体，进行建模㊂有限元分析中，面板与铝蜂窝芯体之间使用ｔｉｅ绑定，视作理想黏接，不考虑脱胶问题㊂使用Ｖｕｍａｔ子程序进行计算，以期准确模拟纤维面板的大变形弯曲及破坏㊂图１２㊀碳纤维／铝蜂窝夹芯结构有限元模型Ｆｉｇ．１２㊀Ｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ３２㊀载荷响应与变形形态㊀㊀图１３所示是Ｃ４Ａ试件的试验与有限元模拟的载荷⁃位移曲线对比㊂由图１３可以发现，Ｃ４Ａ试件试验与有限元模拟的载荷⁃位移曲线趋势相似，基本吻合，试验所得极限载荷为１５５０Ｎ，有限元模拟所得极限载荷为１６２５Ｎ，相对误差为４８％㊂图１４所示是Ｃ４Ａ试件的试验与有限元模拟破坏及变形过程，试验与模拟的破坏模式和失效过程基本相同，吻合较好㊂这表明了建立的有限元模型合理，验证了模型的有效性，对三点弯曲试验具有较高的参考价值㊂４㊀结论㊀㊀本文研究了纤维增强复合材料铝蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能，通过三点弯曲试验与数值模拟的对比，图１３㊀试件Ｃ４Ａ试验仿真载荷⁃位移曲线对比Ｆｉｇ．１３㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｂｅｔｗｅｅｎＣ４Ａｓｐｅｃｉｍｅｎｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎｄｔｅｓｔ图１４㊀Ｃ４Ａ试件试验与有限元模拟变形形态演化对比Ｆｉｇ．１４㊀ＣｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆＣ４Ａｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙｅｖｏｌｕｔｉｏｎｂｅｔｗｅｅｎｔｅｓｔａｎｄｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ对其面板类型㊁面板厚度㊁芯体孔径对纤维／铝蜂窝夹芯结构的极限载荷㊁能量吸收和破坏模式的影响规律进行了研究，得到了以下主要结论：１）对比碳纤维／铝蜂窝夹芯结构㊁玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构㊁碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构三者之间的破坏模式，玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构载荷⁃位移曲线更加平滑，玻璃纤维面板韧性较强，失效位移较大，变形的能力较强，碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构居中，碳纤维／铝蜂窝夹芯结构次之㊂２）对于面板类型㊁面板厚度和芯体孔径大小对结构极限载荷和能量吸收的影响，碳纤维／铝蜂窝夹芯结㊀５９０㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２３年㊀构相较于其他两种结构，其极限载荷和能量吸收更强；面板越厚，芯体孔径越小，结构的极限载荷和能量吸收越强；面板厚度对于能量吸收影响较大，芯体孔径对极限载荷影响较大，并且差别非常明显㊂３）碳纤维／铝蜂窝夹芯结构有限元模拟所得的变形过程和破坏模式与试验基本一致，极限载荷相对误差为４８％，吻合较好，验证了模型的有效性㊂本文模型可以指导纤维／铝蜂窝夹芯结构的性能分析㊂参考文献（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ）［１］㊀ＰＥＴＲＡＳＡ，ＳＵＴＣＬＩＦＦＥＭＰＦ．Ｆａｉｌｕｒｅｍｏｄｅｍａｐｓｆｏｒｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，１９９９，４４（４）：２３７⁃２５２．［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吉国明，付珍娟，寇飞行，等．两种含天线复合材料结构的性能对比［Ｊ］．机械强度，２０１１，３３（２）：３１２⁃３１６．ＪＩＧｕｏＭｉｎｇ，ＦＵＺｈｅｎＪｕａｎ，ＫＯＵＦｅｉＸｉｎｇ，ｅｔａｌ．Ｃｏｎｔｒａｓｔｏｎｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｓｏｆｔｗｏｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｗｉｔｈａｎｔｅｎｎａｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ，２０１１，３３（２）：３１２⁃３１６（ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［４］㊀ＪＩＮＧＬ，ＷＡＮＧＺ，ＮＩＮＧＪ，ｅｔａｌ．Ｔｈｅｄｙｎａｍｉｃｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆｓａｎｄｗｉｃｈｂｅａｍｓｗｉｔｈｏｐｅｎ⁃ｃｅｌｌｍｅｔａｌｆｏａｍｃｏｒｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＰａｒｔＢ：Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１１，４２（１）：１⁃１０．［５］㊀ＷＡＮＧＺ，ＬＩＵＪ．ＭｅｃｈａｎｉｃａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｈｏｎｅｙｃｏｍｂｆｉｌｌｅｄｗｉｔｈｃｉｒｃｕｌａｒＣＦＲＰｔｕｂｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＰａｒｔＢ：Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１８，１３５：２３２⁃２４１．［６］㊀ＧＩＢＳＯＮＬＪ，ＡＳＨＢＹＭＦ．Ｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃｓｏｆｔｗｏ⁃ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｃｅｌｌｕｌａｒｍａｔｅｒｉａｌｓ［Ｊ］．ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅＲｏｙａｌＳｏｃｉｅｔｙｏｆＬｏｎｄｏｎ，１９８２，３８２（１７８２）：４３⁃５９．［７］㊀彭可望．铝蜂窝夹层结构界面断裂性能研究［Ｄ］．大连：大连理工大学，２０１９：２１⁃４８．ＰＥＮＧＫｅＷａｎｇ．Ｓｔｕｄｙｏｎｉｎｔｅｒｆａｃｅｆｒａｃｔｕｒｅｂｅｈａｖｉｏｒｏｆａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ［Ｄ］．Ｄａｌｉａｎ：ＤａｌｉａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１９：２１⁃４８（ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［８］㊀ＳＵＮＺ，ＣＨＥＮＨ，ＳＯＮＧＺ，ｅｔａｌ．Ｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓｗｉｔｈｓｈｏｒｔ⁃ｆｉｂｅｒｔｉｓｓｕｅａｎｄｃａｒｂｏｎ⁃ｆｉｂｅｒｂｅｌｔｉｎｔｅｒｆａｃｉａｌｔｏｕｇｈｅｎｉｎｇａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｌｏａｄｉｎｇｒａｔｅ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＰａｒｔＡ：ＡｐｐｌｉｅｄＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＭａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ，２０２１（１４３）：１０６２８９．［９］㊀ＯＧＡＳＡＷＡＲＡＴ，ＹＯＳＨＩＮＡＧＡＨ，ＯＩＷＡＭ，ｅｔａｌ．Ｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎｏｆｂｅｎｄｉｎｇｆｒａｃｔｕｒｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｐｌａｓｔｉｃｃｏｍｐｏｓｉｔｅ／ＮｏｍｅｘＴＭｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳａｎｄｗｉｃｈＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓａｎｄＭａｔｅｒｉａｌｓ，２０２０，２３（６）：１９８７⁃１９９９．［１０］㊀石姗姗，陈秉智，陈浩然，等．Ｋｅｖｌａｒ短纤维增韧碳纤维／铝蜂窝夹芯板三点弯曲与面内压缩性能［Ｊ］．复合材料学报，２０１７，３４（９）：１９５３⁃１９５９．ＳＨＩＳｈａｎＳｈａｎ，ＣＨＥＮＢｉｎｇＺｈｉ，ＣＨＥＮＨａｏＲａｎ，ｅｔａｌ．Ｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇａｎｄｉｎ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｃａｒｂｏｎ⁃ｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍ⁃ｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓｗｉｔｈｓｈｏｒｔ⁃Ｋｅｖｌａｒ⁃ｆｉｂｅｒｔｏｕｇｈｅｎｉｎｇ［Ｊ］．ＡｃｔａＭａｔｅｒｉａｅＣｏｍｐｏｓｉｔａｅＳｉｎｉｃａ，２０１７，３４（９）：１９５３⁃１９５９（ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［１１］㊀ＵＤＤＩＮＭＮ，ＧＡＮＤＹＨＴＮ，ＲＡＨＭＡＮＭＭ，ｅｔａｌ．Ａｄｈｅｓｉｖｅｌｅｓｓｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｏｆｐｒｅｐｒｅｇｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｆｏｒｐｒｉｍａｒｙｓｔｒｕｃｔｕｒａｌａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ［Ｊ］．ＡｄｖａｎｃｅｄＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄＨｙｂｒｉｄＭａｔｅｒｉａｌｓ，２０１９，２（２）：３３９⁃３５０．［１２］㊀ＳＵＢＨＡＮＩＴ．Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｕｓｉｎｇｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｔｅｓｔ［Ｊ］．Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｎｄＡｐｐｌｉｅｄＳｃｉｅｎｃｅＲｅｓｅａｒｃｈ，２０１９，９（２）：３９５５⁃３９５８．［１３］㊀ＫＡＴＵＮＩＮＡ，ＷＲＯＮＫＯＷＩＣＺ⁃ＫＡＴＵＮＩＮＡ，ＤＡＮＥＫＷ，ｅｔａｌ．ＭｏｄｅｌｉｎｇｏｆａｒｅａｌｉｓｔｉｃｂａｒｅｌｙｖｉｓｉｂｌｅｉｍｐａｃｔｄａｍａｇｅｉｎｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｂａｓｅｄｏｎＮＤＴｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０２１（２６７）：１１３８８９．［１４］㊀ＤＵＯＮＧＴＨＩＰＴＨＥＷＡＡ，ＬＵＭ，ＤＵＫ，ｅｔａｌ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｌｉｇｈｔｎｉｎｇｄａｍａｇｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｎｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｗｉｔｈ／ｗｉｔｈｏｕｔａｃａｒｂｏｎ⁃ｂａｓｅｄｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｌａｙｅｒ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０２１，２６０：１１３４５２．［１５］㊀ＧＵＯＺＸ，ＬＩＺＧ，ＺＨＵＨ，ｅｔａｌ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｂｏｌｔｅｄｊｏｉｎｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓｕｎｄｅｒｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔ［Ｊ］．ＭａｔｅｒｉａｌｓＴｏｄａｙＣｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ，２０２０（２３）：１⁃８．［１６］㊀ＬＩＤＳ，ＹＡＮＧＹ，ＪＩＡＮＧＬ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎ，ｈｉｇｈ⁃ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓａｎｄｆａｉｌｕｒｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆ３Ｄｓｅｖｅｎ⁃ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｂｒａｉｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｕｎｄｅｒｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０２１，２６８：１１３９３４．［１７］㊀ＨＥＷ，ＬＩＵＪ，ＷＡＮＧＳ，ｅｔａｌ．Ｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔｂｅｈａｖｉｏｒｏｆＸ⁃ｆｒａｍｅｃｏｒｅｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ⁃ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｔｈｉｎ⁃ＷａｌｌｅｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１８（１３１）：７１８⁃７３５．［１８］㊀ＨＥＷ，ＬＩＵＪ，ＷＡＮＧＳ，ｅｔａｌ．Ｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔｒｅｓｐｏｎｓｅａｎｄｐｏｓｔ⁃ｉｍｐａｃｔｆｌｅｘｕｒａｌｂｅｈａｖｉｏｕｒｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｗｉｔｈｃｏｒｒｕｇａｔｅｄｃｏｒｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１８（１８９）：３７⁃５３．［１９］㊀ＳＵＮＧ，ＪＩＡＮＧＨ，ＦＡＮＧＪ，ｅｔａｌ．Ｃｒａｓｈｗｏｒｔｈｉｎｅｓｓｏｆｖｅｒｔｅｘｂａｓｅｄｈｉｅｒａｒｃｈｉｃａｌｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓｉｎｏｕｔ⁃ｏｆ⁃ｐｌａｎｅｉｍｐａｃｔ［Ｊ］．Ｍａｔｅｒｉａｌｓ＆Ｄｅｓｉｇｎ，２０１６（１１０）：７０５⁃７１９．［２０］㊀ＺＨＵＨ，ＬＩＤＳ，ＨＡＮＷＦ，ｅｔａｌ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｔｕｄｙｏｆｉｎ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓａｎｄｆａｉｌｕｒｅｏｆ３Ｄｓｉｘ⁃ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｂｒａｉｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｗｉｔｈｌａｒｇｅｂｒａｉｄｉｎｇａｎｇｌｅ［Ｊ］．Ｍａｔｅｒｉａｌｓ＆Ｄｅｓｉｇｎ，２０２０，１９５：１０８９１７．［２１］㊀ＷＥＩＸ，ＬＩＤ，ＸＩＯＮＧＪ．Ｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎａｎｄｍｅｃｈａｎｉｃａｌｂｅｈａｖｉｏｒｓｏｆａｎａｌｌ⁃ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｗｉｔｈａｈｅｘａｇｏｎｈｏｎｅｙｃｏｍｂｃｏｒｅｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｔａｉｌｏｒ⁃ｆｏｌｄｉｎｇａｐｐｒｏａｃｈ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１９，１８４：１０７８７８．［２２］㊀Ｓｔａｎｄａｒｄｔｅｓｔｍｅｔｈｏｄｃｏｒｅｓｈｅａｒｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｓａｎｄｗｉｃｈｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎｓｂｙｂｅａｍｆｌｅｘｕｒｅ：ＡＳＴＭＣ３９３Ｍ⁃０６［Ｓ］．ＷｅｓｔＣｏｎｓｈｏｈｏｃｋｅｎ，ＰＡ：ＡＳＴＭＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ，２００６：１⁃８．。

复合材料蜂窝夹层结构的优化设计

复合材料蜂窝夹层结构的优化设计一、引言复合材料蜂窝夹层结构是一种新型的轻质高强材料结构，其具有优异的力学性能和重量比。

因此，在航空航天、汽车、船舶等领域中得到广泛应用。

本文将对复合材料蜂窝夹层结构的优化设计进行探讨。

二、复合材料蜂窝夹层结构的组成复合材料蜂窝夹层结构由三部分组成：面板、蜂窝芯和面板。

其中，面板是由复合材料制成的，通常采用碳纤维或玻璃纤维增强塑料；蜂窝芯是由铝或塑料等轻质材料制成，具有良好的抗压性能；最后一层面板与第一层面板相同。

三、复合材料蜂窝夹层结构的力学性能1. 抗弯强度高：由于采用了轻质高强度的蜂窝芯，使得该结构在承受外力时能够有效地抵抗弯曲变形。

2. 抗压性好：由于采用了铝或塑料等轻质材料作为蜂窝芯，使得该结构在承受外力时能够有效地抵抗压缩变形。

3. 重量轻：由于采用了轻质材料和蜂窝结构，使得该结构的重量比传统材料结构降低了约50%。

4. 热膨胀系数低：由于面板和蜂窝芯的热膨胀系数不同，因此在温度变化时不易发生破裂和变形。

四、复合材料蜂窝夹层结构的优化设计1. 面板厚度的优化设计：面板厚度对复合材料蜂窝夹层结构的强度和重量有着较大的影响。

一般来说，面板越厚，强度越高，但重量也会相应增加。

因此，在优化设计中需要根据具体使用场景和要求选择合适的面板厚度。

2. 蜂窝芯密度的优化设计：蜂窝芯密度对复合材料蜂窝夹层结构的强度和重量也有着较大的影响。

一般来说，密度越小，重量越轻，但强度也会相应减弱。

因此，在优化设计中需要根据具体使用场景和要求选择合适的蜂窝芯密度。

3. 面板和蜂窝芯的材料选择：面板和蜂窝芯的材料选择也是影响复合材料蜂窝夹层结构性能的重要因素。

一般来说，面板采用碳纤维或玻璃纤维增强塑料，而蜂窝芯则采用铝或塑料等轻质材料。

4. 夹层结构的优化设计：夹层结构的优化设计也是影响复合材料蜂窝夹层结构性能的重要因素。

一般来说，采用对称夹层结构可以使得该结构在承受外力时具有更好的抗弯强度和抗压性能。

基于蜂窝板铺层技术的某光学卫星有效载荷安装面的热变形优化

光学精密工程Optics and Precision Engineering第 29 卷第 5 期2021年5月Vol. 29 No. 5May 2021文章编号 1004-924X( 2021)05-1043-09基于蜂窝板铺层技术的某光学卫星有效载荷安装面的热变形优化杨林王岩松2*,魏磊胡自强・2(1.山东大学前沿交叉科学青岛研究院，山东青岛266200；2.山东大学空间科学研究院，山东威海264209)摘要：本文基于增强树脂碳纤维铺层优化设计的方法对某光学卫星的结构热变形进行了优化设计和试验验证。

首先分析得到卫星所在太阳同步轨道的外热流数据，然后根据外热流数据及卫星热特性分析计算得到卫星各舱板的高温工况和低温工况的温度载荷分布情况。

根据极端工况卫星平台的温度载荷，以铺层角度作为设计变量，分析求得卫星平台相机支腿安装平面的平面度、角度以及整星X /Y /Z 3个方向一阶频率的变化情况。

分析数据表明，当0=40。

时相机安装板的蜂窝板面板铺层角度顺序为[90°, +40,0°,— 40,— 40,0°, +40,90°],载荷安装面热变形最小，整星基频满足运载火箭要求。

经过热试验和振动试验验证，该设计方案在热载荷影响下，有效载荷安装面的平面度优于0.05,变化角度优于 60 ",X /Y /Z 方向的一阶基频分别为22,18,49.8 Hz ,满足光学相机安装精度及运载火箭对卫星基频的相关要求。

关键词：光学卫星；结构优化；铺层优化；热变形；外热流；基频中图分类号:V423文献标识码：A doi ：10. 37188/OPE. 20212905. 1043Thermal deformation optimization method for optical satellitepayload mounting surface based on honeycomblamination technologyYANG Lin 1'2 , WANG Yan -song 1'2* , WEI Lei 1'2 , HU Zi -qiang 1'2(1. Institute of F rontier and Interdisciplinary Science , Shandong University , Qingdao 266200, China ;2. Institute of S pace Sciences , Shandong University , Weihai 264209, China )* Corresponding author , E-znail : z vangyansong@sdu. edu. cnAbstract ： The structural thermal deformation of an optical satellite was optimized and verified using theoptimal design of carbon fiber reinforced plastic lamination technology. The external heat flow data of asatellite in a sun -synchronous orbit was analyzed and the temperature load distribution of the satellite decks under high and low temperature conditions was calculated according to the external heat flow data and byanalyzing the thermal characteristics of satellite. According to the temperature load of the satellite platformin extreme working conditions ， the lamination angle was used as the optimization variable to analyze thechanges in the flatness and angle of the mounting plane of the camera leg of the satellite platform and the first -order frequency in X / Y /Z directions. Analysis data shows that when 0 =40°, the camera mounting收稿日期:2020-09-12;修订日期:2020-11-09.基金项目:山东大学基本科研业务经费资助项目(No. 62460072064030)1044光学精密工程第29卷plate layers of the honeycomb panel is in the angle order of[ 90°,+40,0°,—40,—40,0°,+40,90°] Under this condition,the mounting surface thermal deformation is the smallest and the fundamental frequency of the satellite meets the requirements of the launcher.In thermal and vibration tests，using the design scheme under the heat load,it was observed that the payload mounting surface flatness is〉0.05,changing angle is>60",and first-order fundamental frequency of X/Y/Z direction is22,18, 49.8Hz，respectively.It can meet the required optical camera installation precision and launch vehicle constraints.Key words：optical satellite；structure optimization；laminate optimization；thermal deformation；heat in-flux；fundamental frequency1引言近年来，卫星对地观测成为航空航天领域的研究热点，光学遥感卫星作为对地观测的主力军，逐步向更高精度和更高分辨率发展，因此对卫星相关技术提出了更高的要求。

夹层结构弯曲性能试验要求

科学技术创新2020.28夹层结构弯曲性能试验要求肖瑾（中国特种飞行器研究所，湖北荆门448035）1试验目的通过对夹层结构弯曲性能的测试，进而获得材料设计许用值,为设计和分析提供试验数据。

本试验选取的夹层结构的面板由T700SC-12K-50C/#2510碳纤维编织预浸料制造，芯材为AHN4120蜂窝和HT81泡沫。

CCAR 23-R323.603（a ）（b ）要求零件所用材料的适用性、耐久性和工艺质量符合经批准的标准，要考虑到预期的环境条件，如温度和湿度的影响。

CCAR 23-R323.613（a ）（b ）要求材料的强度性能必须以足够的材料试验为依据，在试验统计的基础上制定设计值，且选择的设计值必须有一定的安全概率和置信度。

2符号表F s yield芯子2%应变剪切强度MPa F s ult 芯子极限剪切强度MPa EI 夹层梁的弯曲刚度GPa GZ 夹层梁的剪切刚度GPa P max 试件破坏前承受的最大载荷kN X 给定性能在样本母体中的平均值或均值CV 给定性能样本母体的离散系数统计量%B j 给定性能的B 基准值λE 高温干态的环境影响因子λC 低温干态的环境影响因子ETW 高温湿态3试验件3.1批次夹层结构的一个材料批次定义为：由一个单独批次的预浸料和一个单独批次的芯材制造而成的复合材料。

根据试验的需要，一个批次的夹层结构经过一个或多个工艺循环可得到若干件试板，每个试板上可以切割出若干件试件。

图1所示为一个3×2×3的试验件选取的示意图，即3个批次，每个批次2块试板，每块试板上切取3件试样，共18件。

为了验证材料性能的稳定和制造工艺的稳定性，B 基准的减量取样通常需要3个单独批次的预浸料，每批6个试件。

图1试件3×2×3试件取样图 3.2试验件编号规则试验件编号为：H1-01/A-S-R-01"H1"：材料构型，铺层编号，"H+数字"表示蜂窝夹层结构，"F+数字"表示泡沫夹层结构，"H1+Φ8"表示带预制缺陷的直径为8mm 、铺层为H1的夹层结构，具体铺层方案及其编号见表1和表2。

蜂窝夹层结构复合材料应用研究进展

蜂窝夹层结构复合材料应用研究进展蜂窝夹层结构复合材料是一种由两个外表面之间填充蜂窝结构的材料。

它的结构不仅能够大幅度减轻重量，还能提高材料的强度和刚度。

因此，蜂窝夹层结构复合材料在航空航天、汽车、建筑等领域具有广泛的应用前景。

本文将就蜂窝夹层结构复合材料的制备、性能及应用进行研究进展的述评。

蜂窝夹层结构复合材料的制备可以通过多种方法实现。

其中，最常用的方法是层压法。

该方法首先将蜂窝芯与表面层压在一起，然后通过高温和高压加热处理来实现复合材料的固化。

此外，也有一些新的制备方法被提出，如原位生长法、3D打印法等。

这些新方法使得制备蜂窝夹层结构复合材料的过程更加简单、快捷，并能够实现更复杂、多样化的结构。

蜂窝夹层结构复合材料由于其独特的结构，在力学性能方面具有较大的优势。

首先，蜂窝夹层结构能够大幅度减轻材料的重量，降低燃料消耗和减少环境污染。

其次，蜂窝夹层结构能够提高材料的强度和刚度，使其具有较好的抗冲击性能和疲劳寿命。

此外，蜂窝夹层结构还具有较好的热阻性能和声学性能。

这些优势使得蜂窝夹层结构复合材料在航空航天、汽车、建筑等领域得到广泛应用。

在航空航天领域，蜂窝夹层结构复合材料被广泛应用于飞机机身、机翼、垂直尾翼等部件。

它们可以有效降低飞机的自重，提高飞机的燃料效率和载荷能力。

同时，蜂窝夹层结构复合材料还具有较好的抗冲击性能，能够有效防止碎片和撞击物对飞机造成损坏，提高飞机的安全性能。

在汽车领域，蜂窝夹层结构复合材料被应用于车身和车门等部件。

与传统材料相比，蜂窝夹层结构复合材料具有更高的强度和刚度，能够提高车辆的稳定性和安全性能。

同时，蜂窝夹层结构复合材料的轻量化特性也能够减少燃料消耗，降低车辆的碳排放，符合环保要求。

在建筑领域，蜂窝夹层结构复合材料被应用于墙体、屋顶、隔热板等部件。

其轻量化和隔热性能能够有效降低建筑物的能耗，提高建筑物的能源效率。

此外，蜂窝夹层结构复合材料还具有良好的吸声性能，可以减少噪音的传播，提高室内环境的舒适性。