低速冲击后三维中空夹层复合材料的压缩损伤容限
复合材料波纹夹层结构低速冲击后的剩余弯曲承载能力
第47卷第1期2018年2月船海工程SHIP &OCEAN ENGINEERINGVol.47 No.1Feb.2018DOI：10.3963/j. iss n. 1671-7953.2018.01.012复合材料波纹夹层结构低速冲击后的剩余弯曲承载能力\谢1，刘 2(1.中国舰船研究设计中心，武汉430064;2.华中科技大学船舶与海洋工程学院，武汉430074)摘要:制备上下面板为碳纤维增强树脂基层合板、芯层为铝合金压制波纹的杂交复合结构，对其开展低 速冲击性能试验及冲击后的剩余载能力试验。
结果表明，低对复合纹结构造成的损会对其剩余载能力大的，但的增大，剩余载能力却变化极小，而位置对结构的剩余承载能力非常明显。
关键词:复合；波纹结构;冲击载荷;弯曲承载能力中图分类号：U668.1 文献标志码：A 文章编号：1671-7953(2018)01-0051-04复合 结构比强度高、比大，其面芯 ，可以根据功能需要自由组合，用 [1]。
合 结构在遭受低 t 载荷作用时，内部易于 ，从而造成结构力学性能的退化，剩余载能力降低，一直受到国内外 的关注[2-]。
对于复合 丧结构在低 后的压 拉伸性能研及[6-]，而针对 后剩余 载能力的及。
但对于船舶与海洋工程结构来说，其剩余弯曲强度则是最为关心的主要因素。
为，通过制备碳纤维复合材料面板和铝质波纹芯材的结构，低 实验，探以及 部位对其 余 载 力的 。
1试样制备试 由碳纤 面 铝 合金 纹芯成，见图1。
a)波纹夹层结构b)单胞尺寸图1梯形波纹的形状和制备的波纹夹层结构试件铝合金波纹板2A12-T4尺寸为300 m m X 96 m m x0.5 m m，力学性能参数见表1。
复合材料层收稿日期:2017-11 -21修回日期:2017-12-18基金项目：国家自然科学基金资助项目（51579110)第一作者:骆（1979—），男，，高工程师研究方向:船体结构设计，复合合板的原料为单向碳纤维预浸料（T700/3234)，力学性能见表2。
复合材料层合板低速冲击后剩余压缩强度研究
（ ） 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 ．Ｈ ｕ等 考 虑各 种 应 力 对 不 同失 效 模 式 ．Ｐ ｏ 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 Ｃ Ｉ Ａ 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 ：０ ０２ ５ （ ０ ２ ０ － １ － １０ －７ ８ ２ １ ）４０ ８０ ５ ６
中图 分类号 ： ２ ４ ８ ３ ７ ３ Ｖ １． ，０ ４ ．
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 Ｃ Ｉ 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
整体中空夹层复合材料抗低速冲击性能的实验研究
整体中空夹层复合材料抗低速冲击性能的实验研究周红涛【摘要】文章采用落锤冲击试验机对整体中空夹层复合材料进行了低速冲击试验.探讨了芯材高度对整体中空夹层复合材料的低速冲击特性如最大冲击载荷、冲击点最大位移和材料损伤时能量吸收等的影响.结果表明:随着芯材高度的增加,整体中空夹层复合材料的最大冲击载荷和冲击损伤阈值降低,而到达最大载荷的时间有所延迟.【期刊名称】《山东纺织科技》【年(卷),期】2011(052)003【总页数】4页(P51-54)【关键词】芯材高度;低速冲击;冲击响应;整体中空夹层复合材料【作者】周红涛【作者单位】盐城纺织职业技术学院,江苏盐城224005【正文语种】中文【中图分类】TS181.92+31 前言整体中空夹层复合材料，其增强体是一种由纤维连续织造呈空芯结构的整体中空织物，层与层之间由连续纤维芯柱相接而成，可以单独增强制成空芯连体结构轻质复合材料，见图1；也可以在空芯结构中填充某种功能轻体介质，制成结构/功能一体化的夹层结构复合材料。
这种结构的复合材料有以下三大优点[1]：(1)面板和芯层一次成型，织造效率高；(2)克服了传统的夹层材料如蜂窝、泡沫夹层复合材料易分层、不耐冲击的弱点；(3)夹芯层空间可以为设置预埋件、监视探头、光纤、导线等提供空间，使其在交通、航海、建筑、航空以及管道等领域的应用前景广阔。
但是由于该材料的上下面板薄[2、3]，其抵抗低速冲击的能力比较弱，在很大程度上限制了其在各个领域中的应用。
因此，研究该材料的抗低速冲击性能具有重要的意义。
图1 整体中空夹层复合材料本文利用自制落锤冲击装置，对整体中空夹层复合材料进行了低速冲击试验，研究该材料受外物冲击的动力学响应，估算和测量冲击载荷变化过程和结构整体响应，从该材料的抗冲击性能与芯材高度关系入手，对比分析不同芯材高度的冲击性能。
利用加速度传感器记录了落锤冲击板过程中加速度随时间的变化曲线，通过数学处理得到了冲击载荷、冲击点位移和冲击过程中能量吸收随时间的变化曲线。
复合材料层合板低速冲击损伤的有限元模拟_朱炜垚
有限元动态显示算法中, 单元损伤前后应力变化比
较剧烈, 而应变变化则比较平缓, 故基于一维情况
下的应力应变表达式, 将前人基于应力描述的失效 准则转换为基于应变描述的失效准则:
Rxx = E11 Exx , Ryy = E 22 Eyy
Rz z = E33 Ez z , Rxy = G12 Exy
( 1)
强度; ET22 、EC22 分别是单向板横向对应于拉伸、压缩 强度的应变强度; Cij ( i X j ) 为单向板对应于剪切强 度的剪切应变强度。通过式( 1) 、式( 2) 便可以推导
出基于应变描述的失效准则。模型所使用的单层板
失效准则包含基体开裂、基体挤裂、纤维断裂、纤
维挤压 4 种失效形式, 其表达式如下:
采用超声 C 扫描对损伤前后的试件进行观察。 实验前, 目视检查并抽样对试件进行 C 扫描无损检 测, 以确保实验件没有初始的内在损伤。冲击后, 先通过目视检测各典型试件的正反面凹坑、基体开 裂、纤维断裂等外观损伤, 发现在该实验系列所有 能量等级下, 冲击点表面均出现了表面凹坑, 冲击 背部表面则出现了沿着纤维方向的基体开裂和少量 的纤维断裂损伤。然后对每个试件都进 行了 C 扫 描, 结果显示, 试件内部均产生了不同程度的分层 损伤, 损伤投影的形状大致成圆形或椭圆形, 损伤 的面积与冲击能量相关, 冲击能量越大, 损伤面积 越大。不同能量冲击下层板损伤 C 扫描的 一些结 果如图 1 所示。
由于冲击过程的复杂性和冲击损伤形式的多样 性, 许多学者[ 1-7] 使用有限元这一技术来研 究这个 问题。Choi[ 1-2] 等认为低速冲击过程中最先产生的
损伤形式是基体裂纹, 然后基体裂纹导致了层间分 层的产生, 由此提出了一个判断冲击损伤起始以及 分层扩展的准则, 但是该准则中的一些参数需要由 实验来确定, 因而使用受到一定限制。H ou[ 3] 等使 用显式有限元算法, 考虑了层板面 外剪切力 的影 响, 改进了 chang- chang 失效准则, 采用实体单元 进行了低速冲击过 程模拟和损伤 分析, 其研 究中 对多种损伤形式都 加以考虑, 由于 以应力退 化作 为材料参数退化方 式, 并不能反映 出材料自 身性 能的变化, 且所预测 的分层损伤大 小和形状 与实 验结果不是 很吻合。M oura[ 4] 等提 出了 一个改 进 的层间分层准则, 预 测的分层形状 和面积与 实验
整体中空夹层复合材料抗低速冲击性能的实验研究
树 脂 体 系 ： 脂 是 Ｗ Ｓ ６ ８环 氧 树 脂 （ 星 树 Ｒ １ 蓝
化 工 新 材 料 股 份 有 限 公 司 无 锡 树 脂 厂 ） 聚 酰 胺 ，
图 １ 整体 中 空夹 层 复合 材 料
６ １ （ 江 丹 宝 树 脂 有 限 公 司 生 产 ） 稀 释 剂 是 ５＃ 镇 ，
１ 前 言
层 复合 材 料进 行 了低 速 冲击 试 验 ， 究 该 材 料 受 研 外 物 冲击 的动 力 学 响 应 ， 算 和 测 量 冲击 载 荷 变 估 化过程 和 结构 整 体 响 应 ， 该 材 料 的抗 冲击 性 能 从 与芯材 高 度关 系 人 手 ， 比分 析 不 同 芯材 高 度 的 对
２ １ 实 验 方 案 的 设 计 ．
本 文共 设计 了 ４ｍｍ、 ６ｍｍ、 ８ｍｍ 三种 不 同 芯材高 度 的整 体 中 空 复合 材 料 ， 比 分析 了在 冲 对
空 以及 管道 等 领域 的应 用前 景广 阔 。但 是 由于该 材 料 的上 下 面 板 薄Ｅ ］ 其 抵 抗 低 速 冲 击 的能 力 ，
２ ２ 试 验 件 的 制 备 ． 预 制 件 ： 层 厚 度 为 ４ｒｎ、 芯 １ ６ ｍｍ、 ａ ８ ｍｍ， 织
物 参 数 为 ： 密 为 １ ｎ ｓ ｃ 其 中 地 经 １ ｅ ｄ ／ 经 ５ｅ ｄ／ ｍ（ ０ ｎ ｓ
ｃ ， 经 ５ ｅ ｄ ／ ｍ） 纬 密 为 ８ ｅ ｄ ／ ｍ。 ｍ 绒 ｎ ｓ ｃ ， ｎ ｓｃ
度 对 整 体 中 空 夹 层 复 合 材 料 的低 速 冲 击 特 性 如 最 大 冲 击 载 荷 、 击 点 最 大 位 移 和 材 料 损 伤 时 能 量 吸 收 冲
等的 影响 。结 果表 明 ： 着芯材 高度 的增加 ， 体 中空夹层 复合 材料 的 最 大冲 击载荷 和 冲击损 伤 阈值 降 随 整 低， 而到 达 最大 载荷 的 时间有 所延 迟 。
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复合材料蜂窝夹芯板是一种常用于航空航天、汽车、船舶等领域的结构材料，其具有低密度、高刚度和良好的吸能性能等优点。
然而，当复合材料蜂窝夹芯板遭受低速冲击时，其压缩性能成为了关键问题。
本文将探讨复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后的压缩情况，并分析其原因和可能的改进方法。
复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后的压缩是由冲击载荷引起的。
当外界冲击载荷作用于蜂窝夹芯板时，其表面受到压力，导致材料内部发生压缩变形。
这种压缩变形会导致蜂窝夹芯板整体性能下降，甚至破坏。
影响复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后压缩性能的因素有很多。
首先是冲击载荷的大小和冲击速度。
冲击载荷越大，冲击速度越高，蜂窝夹芯板受到的压力越大，其压缩变形也会增加。
其次是蜂窝夹芯板的材料性质和结构设计。
材料的强度和刚度会直接影响其抵抗冲击载荷的能力，而结构设计的合理性则可以减小冲击载荷对蜂窝夹芯板的影响。
此外，温度、湿度等环境因素也会对复合材料蜂窝夹芯板的压缩性能产生影响。
为了改善复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后的压缩性能，可以从以下几个方面进行优化。
首先是材料的选择。
选择具有较高强度和刚度的复合材料，可以增加蜂窝夹芯板的抗压能力。
其次是结构设计的优化。
通过调整蜂窝夹芯板的厚度、蜂窝尺寸和面板材料等参数，可以提高其整体抗压能力。
此外，还可以采用增加辅助结构、预应力等手段来提高蜂窝夹芯板的抗压性能。
复合材料蜂窝夹芯板低速冲击后的压缩是一个复杂而重要的问题。
通过合理选择材料、优化结构设计和控制环境因素等措施，可以改善蜂窝夹芯板的压缩性能。
这将有助于提高复合材料蜂窝夹芯板在航空航天、汽车、船舶等领域的应用范围，并提升其安全性和可靠性。
不同等级损伤复合材料层压板的压缩失效行为
Ａ ｂｓｒ ｔ：Ｔｈ ｆｅ ｔｏ ｉｕ ｌｙ ｕ ｅｅ ｔ ｄ ａ ｄ ｄｅｅ ｔｄ ｄａ ｇ ｓｏ ｈｅｃ ｍｐｒ ｓ ｉｎ ｆｉｕｒ ｈａ ｉｒｏ ｔ ａｃ ｅ ｅｆ ｃ ｆｖ ｓ ａｌ — ｎｄ ｔｃ ｅ ｎ ｔ ｃｅ ｍａ ｅ ｎ ｔ ｏ ｅ ｓｏ ａ ｌ ｅｂｅ ｖｏ ｆＣＦ３ ２ ２ ｏ ０５ ／５ ２４ ｃ ｍｐｏ ｉｅ ｌｍｉ ｓｔ ａ — ｎａｅ ｆｅ ｍｐａ ｔｗａ ｓｕｄ ｅ ｔｓ ａ ｒｉ ｔ ｃ ｓ ｔ ｉ ｄ． Ｌｏ ｖ ｌ ｃｔ ｍｐａ ｔ ｎｄ ｃ ｍｐ ｅ ｓｏ ｔｓｓ ｗｅｅ ｅ ￣ｉｄ ｏ ｎ ｔ ｅ ｏ ｐ ｓｔ ａ ｉ ｔ ｓ Ｔｈｅ ｆ ｉｕ ｅ ｗ—ｅ ｏ ｉ ｉ ｙ ｃ ａ ｏ ｒ ｓ ｉｎ ｅ ｔ ｒ ａ ｅ ｕｔｏ ｈ ｃ ｍ ｏ ｉｅ ｌｍ ｎａｅ ． ａｌ ｒ ｍｏ ｅ ｆｔ ｅ ｃ ｍｐｏ ｉｅｌ ｍｉ ｔｓｗｉｈ ｔ ｅ ｔ ｙ ｅ ｄ ｍａ ｅ ｒ ｏ ａ ｅ ｄ ｓ ｏ ｈ ｏ ｓｔ ａ ｎａｅ ｔ ｈ ｗｏｔ ｐ ａ ｇ ｓｗｅ ｅ ｃ ｍｐ ｒ ｄ． Ａｎｄ ｔ ｅ ｏｎｔｉ ｈ ｅａｉ ｎ ｈｉ ｕ ｖ ｆｔ ｍｐ ｃ — ｈｅｋｎ ｅ ｐ ｉ ｎ ｔ ｅ ｒ ｌｔｏ ｓ ｐ ｃ ｒ ｅ ｏ ｈｅｉ ａ ｔ
ＬＩ Ｊｅ。 Ｕ ｉ
，
Ｆ ｉ— ａ ＷＡＮＧ Ｙ ｎｙｎ ＡＮ Ｊｎｊ ｎ ， ｕ ｕ ．ｉｇ
（ ．Ｆ ｉ ｒ ａｙ ｉ Ｃ ｎｅ ｆＡＶＩ １ ａｌ ｅＡｎ ｌｓｓ ｅ ｔｒｏ Ｃ，Ｂ ｉｎ ｎｔ ｕｅｏ ｒｎ ｕｉａ ｔｒａｓ ｕ ｅｊ ｇＩｓｉ ｔ ｆ ｏ ａ ｔ ｌＭａｅｉｌ ，Ｂｅ ｉｇ １０ ９ ｉ ｔ Ａｅ ｃ ｉ ｎ ０ ０ ５，Ｃｈｎ ；２ ｃ ｏ ｌｏ ｔｒ ｌＳ ｉ ｊ ｉａ ．Ｓ ｈ ｏ ｆＭａｅｉ ｃ— ａ ｅ ｃ ｎ ｎ ｉｅ ｒ ｇ ｎ ｅａ ｄ Ｅ ｇｎ ｅｉ ，Ｎａ ｅ ａ ｇＨａ ｇ ｏ ｇＵｎｖ ｒｉ ，Ｎ ｎ ｈ ｎ ３ ０ ３，Ｃ ｉａ ｎ ｎ ｈ ｎ ｎ ｋ ｎ ｉｅｓｔ ｙ ａ ｃ ａ ｇ３ ０ ６ ｈｎ ）
复合材料结构损伤容限设计的两个关键参数
复合材料结构损伤容限设计的两个关键参数＊冯振宇，郝 鹏，邹田春（中国民航大学航空工程学院，天津３００３００）摘要 综合分析研究了复合材料飞机结构损伤设计和合格审定中的两个关键参数（损伤尺寸参数和冲击能量截止值）。
研究结果表明，当复合材料结构损伤阻抗较低时，可按损伤尺寸（采用冲击凹陷深度表征）确定损伤结构的剩余强度；当复合材料结构损伤阻抗较高时，可按冲击能量截止值确定损伤结构的剩余强度。
为民用飞机复合材料结构设计和合格审定提供了参考。
关键词 飞机结构 复合材料 损伤容限 设计参数Ｔｗｏ Ｃｒｉｔｉｃａｌ Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｉｎ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ Ｄａｍａｇｅ Ｔｏｌｅｒａｎｃｅ ＤｅｓｉｇｎＦＥＮＧ Ｚｈｅｎｙｕ，ＨＡＯ Ｐｅｎｇ，ＺＯＵ Ｔｉａｎｃｈｕｎ（Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｃｉｖｉｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｃｈｉｎａ，Ｔｉａｎｊｉｎ ３００３００）Ａｂｓｔｒａｃｔ Ｔｗｏ ｃｒｉｔｉｃａｌ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ（ｄａｍａｇｅ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ａｎｄ ｃｕｔ－ｏｆｆ ｖａｌｕｅ ｏｆ ｉｍｐａｃｔ ｅｎｅｒｇｙ）ｉｎ ａｉｒｃｒａｆｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄａｍａｇｅ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ａｉｒｗｏｒｔｈｉｎｅｓｓ ｃｅｒｔｉｆｉｃａｔｉｏｎ ａｒｅ ｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｌｙ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔｗｈｅｎ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄａｍａｇｅ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ ｉｓ ｌｏｗｅｒ，ｄｅｔｅｒｍｉｎｉｎｇ ｄａｍａｇｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｒｅｓｉｄｕａｌ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ｉｓ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｄａｍ－ａｇｅ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ（ｕｓｉｎｇ ｉｍｐａｃｔ ｄｅｎｔ ｄｅｐｔｈ ｔｏ ｉｎｄｉｃａｔｅ），ａｎｄ ｗｈｅｎ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄａｍａｇｅ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ ｉｓ ｈｉｇｈｅｒ，ｄｅｔｅｒ－ｍｉｎｉｎｇ ｄａｍａｇｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｒｅｓｉｄｕａｌ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ｉｓ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｃｕｔ－ｏｆｆ ｖａｌｕｅ ｏｆ ｉｍｐａｃｔ ｅｎｅｒｇｙ．Ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｒｅｓｕｌｔｓ ｈａｖｅ ｇｏｏｄｒｅｆｅｒｅｎｃｅ ｖａｌｕｅ ｆｏｒ ｃｉｖｉｌ ａｉｒｃｒａｆｔ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｃｅｒｔｉｆｉｃａｔｉｏｎ．Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ ａｉｒｃｒａｆｔ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ，ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ，ｄａｍａｇｅ ｔｏｌｅｒａｎｃｅ，ｄｅｓｉｇｎ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ＊中国民航局科技项目（ＭＨＲＤＺ２０１０１０） 冯振宇：男，１９６６年生，博士生，主要研究方向为复合材料结构损伤容限设计 复合材料结构对冲击损伤是极为敏感的，严重的冲击损伤可明显降低复合材料结构静强度。
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 。
复合材料层合板低速冲击后压缩破坏的数值模拟
复合材料层合板低速冲击后压缩破坏的数值模拟贾建东;丁运亮;胡伯仁【期刊名称】《机械科学与技术》【年(卷),期】2010(029)010【摘要】采用软化夹杂法来模拟低速冲击后层合板的压缩破坏.笔者用ABAQUS 软件建立冲击损伤的有限元模型,模型将损伤区等效成一个圆形的软化夹杂,研究了不同的损伤深度对冲击后剩余压缩强度的影响;分析了层合板在压缩过程中,各单层的载荷分配情况;并且模拟了复合材料层合板从损伤开始到完全失去承载能力的压缩破坏全过程.计算结果表明:复合材料层合板冲击后的压缩破坏,损伤最早发生在冲击损伤区周围的±45°铺层,主要发生基体压缩损伤;在压缩载荷下,0°铺层主要的损伤形式是纤维的屈曲;90°铺层发生的主要损伤形式也是基体压缩损伤,但损伤的面积较小.【总页数】5页(P1320-1324)【作者】贾建东;丁运亮;胡伯仁【作者单位】南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016;成都飞机工业(集团)公司技术中心,成都,610092;南京航空航天大学航空宇航学院,南京,210016;成都飞机工业(集团)公司技术中心,成都,610092【正文语种】中文【中图分类】V214.8【相关文献】1.复合材料层合板低速冲击后剩余压缩强度研究 [J], 姚振华;李亚智;刘向东;李彪;李玺2.低速冲击后复合材料层合板的压缩破坏行为 [J], 程小全;寇长河;郦正能3.SACMA和QMW试验方法对复合材料层合板低速冲击后压缩行为的影响 [J], 程小全;张子龙;益小苏;吴学仁4.复合材料层合板低速冲击后压缩损伤特征研究 [J], 范金娟;赵旭;程小全5.复合材料层合板低速冲击后压缩的损伤累积模型 [J], 程小全;郦正能因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
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：
复合材料层板冲击损伤特性及冲击后压缩强度研究
２１ ０ １年 ２月
航
空
材
料
学
报
Ｖｏ． １３Ｉ，Ｎｏ ．Ｉ
Ｆ ｂ ｕａ ｙ ２ ｅ ｒ ｒ ０１ １
Ｊ ＲＮＡＬ Ｏ ＲＯＮＡ Ｉ ＡＬ ＭＡＴ ＲＩ Ｓ ＯＵ Ｆ ＡＥ ＵＴ Ｃ Ｅ ＡＬ
复 合 材 料 层 板 冲 击 损 伤 特 性 及 冲 击 后 压 缩 强 度 研 究
合材 料冲击损 伤及其 冲击 后压 缩强 度 （ Ａ ） Ｃ Ｉ 的试 验
研究 一直是许 多研究 者关 注的 中心 。
复合 材料 层合 结 构在 制造 和 使用 过程 中， 可 不 避免 地会受 到损伤 ， 尤其是低 能量 物体 的冲击 ： 包括 各种 工具 的掉落 ， 飞 、 陆过程 中从跑道卷 起的石 起 着
特性 和冲击 后剩余 压缩强 度的关 系。
１ 层 合 板 冲 击损 伤试 验 研 究
１ １ 冲 击 试 验 装 置 ．
复合 材料韧性 进行表 征 。由于低速 冲击 损伤压 缩性
能与 铺层材料 、 铺层顺 序 、 度 、 件的边 界条件 、 厚 试 支 持条 件 以及 冲击物 的特 性 等 多种 因素 有关 ， 因此 复
林 智 育 ， 许 希 武 ， 朱 伟 壶
（ 京航 空航 天 大 学 航 空 宇航 学 院结 构 强 度 研 究 所 飞 行 器结 构 力 学 与 控 制 教 育部 重 点 实 验 室 ， 京 ２ ０ １ ） 南 南 １ ０ ６
摘 要 ： 两 种材 料 体 系 （ ３０ Ｑ ８ １ 对 Ｔ ０ ／ Ｙ ９ １和 ＂０ ／ ４ ５ ／ 层 的 复 合 材 料 层 板 进 行 三 种 支持 条 件 （ １ ０ ５０ ） 铺 ＂ ３ 冲击 点无 支 持 、 梁 凸缘 或长 桁 凸缘 支 持 和 肋 凸缘 支 持 ） 六 种 冲击 能量 等 级 的 冲 击 损 伤 特 性 及 冲 击 后 压 缩 强 度 试 验 研 究 。讨 论 了 冲 、 击 能量 、 持条 件 等 与 冲 击 损 伤 特性 和剩 余 压 缩 强 度 的 关 系 ， 究 结 果 表 明 ， 击 表 面 凹 坑 深 度 和 冲击 损 伤 面积 可 支 研 冲
低速冲击下复合材料层合板损伤分析_温卫东
初始分层, 因而不便于实际应用。徐颖等[ 3] 采用刚度 退化技术和改进的 Chang2Chang[ 4] 失效准则模拟了四 种冲击损伤的产生和扩展过程, 建立了三维低速冲击 逐渐累积损伤预测模型, 虽然该模型预测的损伤面积 与实验结果吻合较好, 但是对分层损伤形状的预测结 果不是很理想。
综上所述, 目前关于冲击分析的逐渐累积损伤模 型, 对分层损伤的预测结果都不是很理想, 且都忽略了 由挤压应力引起的纤维挤压损伤和由拉应力引起的纤 维断裂损伤的区别。本工作针对上述不足, 对冲击载 荷引起的层合板损伤开展了进一步研究。从分层损伤 机理出发, 发展了一种分层损伤判据, 该判据考虑了层 间拉应力、层间剪应力和基体开裂等引发分层损伤的 因素, 并且在损伤分析时, 区分了冲击正面由冲头挤压 引起的纤维挤压损伤和冲击背面由弯曲拉应力引起纤 维断裂损伤, 模拟了包括纤维断裂、纤维挤压、基体开 裂、基体挤压以及分层在内的五种损伤模式在冲击载 荷下的起始和扩展过程, 分析了基体开裂和分层之间 的相互影响, 改进了低速冲击逐渐累积损伤模型。应
性能退化方式为: Ezz , Gxz , Gyz , vxz , vyz 退化到 0。 根据上述分析方法, 本工作在 ANSYS 软件基础
上, 开发了参数化复合材料层合板在冲击载荷下的逐
渐损伤分析模拟程序, 具体流程参见文献[ 3] 。
2 算例分析
为了验证模型的正确性, 本工作预测了三种不同 材料体系的复合材料层合板在低速冲击载荷作用下损 伤的起始和扩展过程, 并与实验结果进行了比较。
算例 1: 碳纤维环氧基复合材料层合板 层合板几何 尺寸为 60mm @60mm, 铺层顺 序为 [ 04 , 908 , 04 ] , 受冲击处是直径为 50mm 的圆形区域。 冲击 系统有限元 模型如图 1 所示。冲头 直径为 25mm, 质量为 2. 428kg, 冲 击速度为 1. 17m/ s。层合 板材料属性见文献[ 5] 。
复合材料层合板低速冲击损伤容限的改进方法和影响因素
复合材料层合板低速冲击损伤容限的改进方法和影响因素
复合材料层合板低速冲击损伤容限的改进方法和影响因素
依据笔者在这方面的研究和前人的工作,以及现有各种改进炭纤维增强树脂基复合材料冲击性能的方法,分析和总结了复合材料层合结构冲击损伤以及损伤容限,其中主要是冲击后压缩强度的重要影响因素,并且讨论了这些因素的作用.
作者：程小全吴学仁作者单位：程小全(北京航空航天大学飞机设计研究所,北京,100083;北京航空材料研究院,北京,100095) 吴学仁(北京航空材料研究院,北京,100095)
刊名：高分子材料科学与工程ISTIC EI PKU英文刊名：POLYMER MATERIALS SCIENCE & ENGINEERING 年，卷(期)：2002 18(3) 分类号：O631.2+1 关键词：层间断裂韧性抗冲击性能低速冲击冲击后压缩强度损伤容限。
一种复合材料冲击损伤后剩余压缩强度的分析方法[发明专利]
![一种复合材料冲击损伤后剩余压缩强度的分析方法[发明专利]](https://img.taocdn.com/s3/m/78ce8f11abea998fcc22bcd126fff705cc175c14.png)
(10)申请公布号(43)申请公布日 (21)申请号 201510230293.7(22)申请日 2015.05.07G06F 17/50(2006.01)(71)申请人哈尔滨飞机工业集团有限责任公司地址150066 黑龙江省哈尔滨市哈尔滨平房区友协大街15号(72)发明人韩刘 温永海 云庆文 齐德胜张震 徐忠岩 朱洪艳 李世峰南力强 张野 印明勋(74)专利代理机构中国航空专利中心 11008代理人杜永保(54)发明名称一种复合材料冲击损伤后剩余压缩强度的分析方法(57)摘要本发明属于复合材料结构损伤容限设计领域，具体涉及一种复合材料冲击损伤后剩余压缩强度的分析方法，是用来确定复合材料冲击损伤后剩余压缩强度的一种分析方法。
本发明包括3个步骤，第一步根据复合材料的失效特点选择Hanshin 失效准则作为层合板低速冲击的损伤失效准则；第二步采用大型动态有限元程序DYTRAN，引入Hanshin 失效准则，计算层合板低速冲击下的损伤面积；第三步根据第二步确定的损伤面积，对低速冲击后的损伤区域进行刚度衰减，采用整体-局部模型分析方法计算低速冲击后层合板的剩余压缩强度。
本发明提出一种全新的分析方法，有效预测复合材料典型构件冲击损伤后的剩余强度，为飞机复合材料结构的设计、分析及验证提供了依据。
(51)Int.Cl.(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请权利要求书2页 说明书3页 附图2页CN 106202598 A 2016.12.07C N 106202598A1.一种复合材料冲击损伤后剩余压缩强度的分析方法；其特征包括3个步骤：步骤1确定层合板低速冲击的损伤失效准则根据复合材料的失效特点，综合考虑纤维和基体的拉伸/压缩失效及剪切失效，选择Hanshin失效准则作为层合板低速冲击的损伤失效准则，具体过程如下：采用Hanshin失效准则作为层合板低速冲击的损伤失效准则，Hanshin失效准则定义5个失效系数：纤维拉伸失效系数DET 、纤维压缩失效系数DEC、基体拉伸失效系数DEM、基体压缩失效系数DED 、剪切失效系数为DES，能综合考虑纤维和基体的拉伸/压缩失效，并且还单独考虑了剪切的损伤；若失效系数大于1，则表明材料出现了损伤；纤维拉伸失效：纤维压缩失效：基体拉伸失效：基体压缩失效：剪切失效：步骤2计算层合板低速冲击下的损伤面积采用大型动态有限元程序DYTRAN，根据步骤1确定选用的Hanshin失效准则，建立尺寸为150mm*100mm的层合板有限元模型及直径为12.7mm的冲击物有限元模型，层合板受到的冲击能量为4.45J/mm，冲击物的冲击速度为4.15m/s，冲击物与层合板之间设置为自适应主从接触，计算层合板在受到该冲击能量(4.45J/mm)时的损伤区域直达宽度及与受力方向垂直的有效损伤直径，进而计算损伤面积；步骤3计算低速冲击后层合板的剩余压缩强度对低速冲击损伤的区域进行刚度衰减，模量保持率为15％，根据步骤2确定的损伤面积，对低速冲击后的损伤区域进行刚度衰减，采用整体-局部模型分析方法计算低速冲击后层合板的剩余压缩强度，具体过程如下：根据步骤2确定的损伤面积，对低速冲击后的损伤区域进行刚度衰减，损伤区的刚度衰减法用式(1)、式(2)和式(3)表示：E11-d ＝Mr E11(1)E22-d ＝Mr E22(2)G12-d ＝Mr G12(3)式中：E 11、E22和G12——分别为无损伤层合板的纵向模量、横向模量及剪切模量；E11-d 、E22-d和G12-d——分别为层合板损伤衰减后的纵向模量、横向模量及剪切模量；Mr——模量保持率，取Mr的值为0.15；首先，建立含损伤区域的层合板的整体有限元模型，层合板的完好区域采用无损伤层合板的纵向模量E11、横向模量E22及剪切模量G12，层合板的损伤区域采用衰减后的纵向模量E11-d 、横向模量E22-d及剪切模量G12-d，对含损伤区域的层合板整体模型进行总体应力分析；其次，对损伤区域进行局部网格细化，建立局部有限元模型，以总体应力分析得到的位移矢量结果作为局部有限元模型的边界条件，进行冲击后压缩分析计算；根据计算结果获得低速冲击后层合板的剩余压缩强度；根据上述步骤1、步骤2和步骤3的方法对完成复合材料冲击损伤后的剩余强度进行计算。
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。
・116・
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
复合材料低速冲击损伤研究现状
复合材料低速冲击损伤研究现状摘要：复合材料由于具有比强度高、比刚度高、优异的疲劳强度、良好的耐腐蚀性和低导热性，已广泛用于航空航天、高速列车等领域中。
但由于复合材料结构的特殊性，其抗冲击性能比较差，在制造、运行、维护和维修过程中难免会发生异物(如跑道碎屑和掉落的工具)在平面外的冲击，虽然材料表面没有明显的损伤可见，但其内部可能已经出现了分层、脱粘等形式的损伤，严重降低材料的综合性能，进而对材料的安全性有严重的影响。
本文针对近年来复合材料冲击损伤进行了综述和回顾,介绍了试验方法、模拟计算方法、层合板损伤性能表征方法。
关键词：复合材料；低速冲击；冲击损伤1.复合材料冲击试验方法目前研究复合材料低速冲击损伤大部分以落锤冲击试验来进行研究，其试验标准主要有美国复合材料协会的ASTM D7136，波音公司的SACMA SRM 2-88，中国航空工业协会的HB6739-1993等。
而运用最广泛的是ASTM D7136[1]标准，其冲头一般是半球形，被冲击式样尺寸是150mm×100mm，通过调整冲头的高度来模拟不同的低能量冲击，常见的是中心面内冲击，如图1所示。
图1 冲击示意图Fig.1 Impact test setup通过对于复合材料低速冲击的研究，许多学者得出以下结论：(1) 即使在低能量的冲击下，复合材料也极易受到横向载荷引起的内部损伤。
面外冲击会导致弯曲变形，这会在复合材料结构上引入剪切、拉伸和压缩应力，复合材料表面在目视检查中可能看起来没有发生损坏；(2) 层合板受到冲击时，内部分层只发生在相邻层纤维方向不同的界面，并且分层损伤的形状为花生壳状；(3) 冲击损伤的初始模式取决于各种因素，如材料特性、边界条件、冲头形状、试验件形状和加载条件；(4)冲击的位置不同，层合板发生的损伤模式有着很大的不同。
2.复合材料冲击损伤分析理论目前，对于复合材料在工程实际应用的受力分析，大多学者主要采用的是三维渐进损伤方法，通过这种方法可以比较清楚地了解层合板产生损伤后的应力重新分布情况以及其损伤缓慢发展的过程。
cfrp层合板冲击后压缩失效分析数值模拟
摘要: 复合材料层合板的损伤容限是复合材料结构设计的关键因素ꎮ 针对碳纤维增强复合材料( ＣＦＲＰ) 层合板低速冲击
损伤和压缩破坏问题ꎬ本文基于连续损伤力学和粘结单元模型ꎬ在 ＡＢＡＱＵＳ 中对两种不同冲击能量下的层合板进行了低速冲
击和冲击后压缩仿真分析ꎬ并对层内和层间损伤进行了研究ꎬ分析了层合板的冲击损伤与压缩失效行为ꎬ通过与试验结果进行
二次冲击设备启动阻止试件受到二次冲击ꎮ 数据采
参数如表 １
[１５]
所示ꎮ
定到夹具上ꎬ落锤从设定高度落下冲击试件ꎬ之后防
Ｔａｂｌｅ １ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ＣＦＲＰ ｌａｍｉｎａｔｅｓ
集系统利用压力传感器采集冲击过程中的冲击力
参 数
数 值
参 数
数 值
Ｅ １ / ＭＰａ
ＣＦＲＰ 层合板冲击后压缩失效分析数值模拟
１２
２０２０ 年 ５ 月
ＣＦБайду номын сангаасＰ 层合板冲击后压缩失效分析数值模拟
李要磊ꎬ 铁 瑛 ∗ ꎬ 李 成ꎬ 孙振辉
( 郑州大学机械与动力工程学院ꎬ 郑州
４５０００１)
２ 试验设备与方法
２ １ 材料和试件
度对冲击后压缩强度的影响
[７￣１０]
[１２]
分考虑了三维应力状态时的拉伸和压缩破坏机制ꎮ
分离定律来捕获损伤的发生和损伤演化ꎬ对复合材
料层间损伤、层内损伤情况以及损伤容限进行了相
关研究ꎮ Ｇｏｎｚáｌｅｚ 等
[１３]
采用连续壳单元和粘性表
面的有限元模型求解策略来模拟冲击后的压缩行
１３
２０２０ 年第 ５ 期
ｍｍꎮ 铺层顺序为[ ９０ / ４５ / － ４５ / ０] ３Ｓ ꎬ层合板的材料
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作者简介 ：曹海建 （ ９ ９） １７ 一 ，男 ，博士研究生 ，主要从 事纺织结 构复合材料 的研制与开发方面的研 究。
Ｆ ／ ＲＰ ＣＭ ２ ０ Ｎｏ ５ ０１ ， ．
显 得非 常重要 。
１ 试 件 制 备
１ １ 实验 材料 与设 备 ．
原材 料 ： 三维 中空 夹 层复 合 材料 ， 图 １ 见 。树 脂 基体 ： 树脂 选 用 了环氧 ＷＳ ６８ 无 锡树 脂 厂 ） 固化 Ｒ １（ ，
剂采 用 聚酰胺 ６ １ ， 释剂 用 环 氧 丙 烷 丁基 醚 ６ ０ ５＃ 稀 ６
击损 伤 ， 而且 能使 板 内的损 伤 显 露在 表 面 ， 易让 人 发 现 。 容 关 键 词 ：三 维 中空 夹 层 复 合 材 料 ；压 缩 损 伤 容 限 ；剩 余 压 缩 强 度 ；低 速 冲 击
中图分类号 ：Ｔ ３ ２ Ｕ ３
文献标 识码 ：Ａ
文章编 号 ：１０ ０ ９ （０ ０ ０ ０ １ ０ ０ ３— ９９ ２ １ ）５— ０ １— ５
１２ 试 件制 备 ．
表 １ 压缩 实验 结果
Ｔ ｂｅ Ｒｅ ｕ ｔ ｏ ｏ ｒｓ ｉｅ ｔ ｓｓ ａ ｌｌ ｓ ｌ ｆｃ ｍｐ ｅ ｓｖ ｅ ｔ ｓ
三维 中空 夹层 复 合 材 料 因具 有 比强 度 、 比刚 度 高 ， 别是整 体性 、 特 可设 计 性 等 特 点 ， 许 多 重 要 的 在
工程结 构 中得 到 了广泛 的应 用 。但是 三维 中空夹 层
本 文对 三维 中空夹 层 复合材 料低 速 冲击 后 的压 缩 破坏 进行 实验 研 究 ， 旨在 了解其 受 低 速 冲击 后 的
了剩余压缩强度对 比实验。采用数码照片和外观检测等方法对压 缩破 坏损伤发 展的过程进 行 了研 究 ， 析 了压 缩破 坏机理 。 分 结果表明 ， 冲击损伤严 重影 响 了三维 中空夹层 复合材料板 的抗 压能力 ， 剩余压缩强度随冲 击能量 的增加 而减 少； 维中空夹层 三 复合材料 的压缩破坏主要 由前面板控制 ， 前面板发 生局 部屈 曲的载荷 与板的压缩破 坏载荷几乎 相等 ； 面 蒙皮 不仅能减 少冲 表
与层 合板 结构 复 合 材 料 相 比， 三 维 中 空夹 层 对 复合 材料低 速 冲击后 的剩余 力 学性 能研 究还 处 于起 步 阶段 。程 小全 等 研 究 了小尺 寸层合 板试 件低 速 冲击 后 的剩 余压 缩强 度 ， 建立 了一 种预 测 、 并 估算 模 型一 冲击损 伤软 化夹 杂模 型 ； 瑛 等 研 究 了能量 对 燕 复合 材料层 合板 的 冲击 损 伤及 损 伤 容 限 的 影 响 ， 并 采用 有 限元 软 件 建 立 了相 应 的分 析 模 型 ； 智 育 林 等 研究 了不 同材料 体 系和铺 层 的复合 材料层 合 板
低 速 冲击后剩 余 压 缩 强 度 ， 并建 立 了一 种 椭 圆 形 弹
（０ ） ５ １ 。树脂 基 体 的配 方 质 量 比为 １０ ２ ： ０ 环 ０ ： ０ １（
氧树 脂 ： 固化剂 ： 释剂 ） 稀 。
图 １ 三维 中空夹层 复合 材料 实物 图
Ｆ ｇ １ Ｐ ｃｕ ｅ ｏ ｏ ｌｗ ｓ ｎ ｗｉｈ ｃ ｍｐ ｓｔ ｉ ． ｉｔ ｒ ｆ３ ｈ ｌ ａ ｄ ｃ ｏ ｏ ｉ Ｄ ｏ ｅ
件研究 了含金 属 内衬 的纤 维 缠绕 容器 在 冲击 下 的力
学行为 ， 并预测 了其冲击损伤分 布 。
收稿 日期 ：２ ０ －０２ ０ ９１ －１
基 金 项 目 ：江 苏 省科 技 支 撑 项 目 （ Ｅ ０ ８ １ ） Ｂ ２ ０ ０７
图 ２ ＷＤ Ｅ ００万 能材 料 试 验机 Ｗ— ２０
２１ ０ ０年 第 ５期
玻 璃 钢 ／复 合 材 料
低 速 冲击后 三维 中空夹 层 复合 材 料 的压 缩 损伤 容 限
曹海建 ，钱 坤 ，魏取福 ，李鸿顺
（ 江南大学纺织服装学院 ，无锡 ２ ４ ２ ） １１ ２
摘 要 ：为 了研 究低 速 冲 击 后 三 维 中 空 夹层 复 合 材 料 的 压 缩损 伤 容 限 （ 余 压 缩 强 度 ） 制 作 了 满 足要 求 的 实验 件 并 进 行 剩 ，
性 核估算 模 型 ； 程小 全 等 究 了复 合 材料 层 合 结 。研 构 冲击 损伤 和损 伤 容 限 ， 并对 冲击 后 压 缩 强度 的 重 要 影 响因素作 了探讨 和分析 ； 华 山 等¨ 张 研 究 了 利 用 有限元 软 件 Ａ Ａ Ｕ Ｂ Ｑ Ｓ分 析 层 合 板受 低 速 冲击 作 用 的极 限承 载 能力 ； 明 法 等¨ 任 基 于 低速 冲击 动 力 学和复合 材料层合结构损 伤破坏 准则 ， 用有 限元 软 利
压缩 破 坏机理 ， 为理 论 模 型 的建立 和下 一 步 的疲 劳 研究 奠定 基础 。
复合材 料本 身对 冲击作 用 比较 敏 感 ， 得 材 料 在 受 使 到外物 冲击后 很 容 易 出现 损伤 ， 果 导 致 其 剩 余 强 结 度 （ 伤容 限） 损 特别 是 剩余 压 缩 强 度 大 幅下 降 ， 重 严 影 响该 材料 的应 用 ¨－３ 因此 ， 究 三 维 中空 夹 层 ６。 研 复合材 料 的低 速 冲击 损 伤及 冲击后 的剩 余 力学 性 能
ｌ ２
低 速 冲 击 后 三 维 中空 夹 层 复 合 材 料 的 压 缩 损 伤 测试 采用 ＷＤ Ｗ． Ｅ００万能 材料 试验 机 ， 图 ２所示 。实验 室 环境 条 ２０ 如
件： 温度为（３± ） ， ２ ２ 相对湿度为 （０± ｏ ％ 。 ５ ｌ）