复合材料夹层结构分析
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。
格构增强型复合材料夹层结构的制备与受力性能
ｓａｎｄｗｉｃｈ ｐａｎｅｌｓ［Ｒ］．ＮＡＳＡ ＣＲ－２００１－２１ １０２５，２００１． ［５］ＧＢ／Ｔ １“７－８３．玻璃纤维增强塑料拉伸性能试验方法［Ｓ］． ［６］ＧＢ／Ｔ １４５５－８８．夹层结构或芯子剪切性能试验方法［ｓ］． ［７］ＧＢ／Ｔ １４５３－８７．非金属夹层结构或芯子平压性能试验方法［ｓ］． ［８］ＧＢ／Ｔ １４５６－８８．夹层结构弯曲性能试验方法［ｓ］． ［９］Ｍｉｅｎ Ｈ Ｇ．Ａｎａｌｙｓｉｓ ａｎｄ ｄｅｓｉｇｎ ｏｆ ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ ｓａｎｄｗｉｃｈ ｐａｎｅｌｓ［Ｍ］．
图４组分材料试验 袁１ 泡沫芯材剪切与平压性能试验结果
图２充模过程（ｔ＝２０ｓ）
图３制备完成的样品 ＦＲＰ／ＣＭ ２００９．Ｎｏ．４
万方数据
２．２受弯试验 根据参考文献［８］，制备跨度为４５０ｍｍ的格构
增强型复合材料夹层结构四点弯试样，采用四点弯 加载形式，并在跨中设竖向位移计。其破坏形态分 别参见图５，为芯材剪切破坏，格构腹板有效抑制了 面板与芯材剥离破坏的发生。图６所示为格构增强 型复合材料夹层结构（ＬＲＳ）与真空导人制备的传统 复合材料夹层结构四点弯荷载一跨中位移曲线，极限
面板
（ａ）基本构造
（ｂ）铺层力式
图１ 格构增强型复合材料夹层结构 制备时，室温为２８℃，可以发现：５ｓ后，即可观 察到树脂浸滞到下表面；２０ｓ后，上、下表面完成大
部分充模过程，下表面略滞后于上表面，参见图２； ３０ｓ后，边角无干点，完全完成充模过程；此后保持 真空状态３０ｍｉｎ；充模完成１５ｍｉｎ后。真空袋表面明 显发热，树脂固化；６ｈ后，即可将脱模布剥离，取出 制品，可以发现沿芯材厚度方向剖开位置的玻璃纤 维布与树脂固化形成复合材料格构腹板，将上、下面 板与泡沫芯材有机形成一体，泡沫芯材上下表面的 尖槽内同样填满树脂，将面板与泡沫芯材“钉”在一 起，可提高面板与芯材的抗剥离能力，参见图３。格 构腹板对夹层结构剪切、平压以及受弯性能的影响 及其与传统复合材料夹层结构受力性能的比较将在 其后通过试验论证。
碳纤维复合材料蜂窝夹层结构的无损检测方法研究
（ ａ ｉ Ｆ ＰＩｓｔｔ，Ｈ ｒｉ １０ ３ ， ｈ ａ Ｈ ｒ ｎ Ｒ ｔｕ ｂ ｎ ｉ ｅ ａ ｎ ５０ ６ Ｃ ｉ ） ｂ ｎ
ＡＢ ＴＦ￣ Ｔ ｅｉｎ ｒｄ ｆｃｓｉ ａｂ ｎｆ ｅ ｏ ｏｉ ｏ ｅ ｃ ｍｂｓｎ ｗｉｈｐ ｒｓｗ ｒ ｎｒｄ ｃｄｉ ｉ ａ ｅ ．Ｔ ｅ ｅ Ｓ Ｌ ＣＴ ｈ ｎ ｅ ｅｅ ｔ ｎｃ ｒｏ ｂ ｒ ｍｐ ｓｔ ｈ ｎ ｙ ｏ ａ ｄ ｃ ａｔ ｅｅｉｔ ｕ ｅ ｎｔ ｓｐ ｐ ｒ ｈ ｓ ｉ ｃ ｅ ｏ ｈ
复 合 材 料 蜂 窝 夹 层 结 构 进 行 无 损 检 测 是 十 分 重 要
的。
２ 碳 纤 维 复合 材 料蜂 窝 夹层 结 构
易 出现 的缺 陷
碳纤 维复合 材料蜂 窝夹层结 构在胶 接制造过程
构。
碳纤 维复合 材料蜂 窝夹层结 构是一 种特殊 的复
中往往会 由于工 艺原 因产 生各种 缺陷 ， 见表 １ 详 。
形进行分析 ， 并判断波形 产生 的原因 ， 认为超声 脉冲反射法对碳纤 维复合材料蜂 窝夹层结构 内部 缺陷检测是一种
行之有效的方法 。 关键词 碳 纤维 复合材料 ； 复合材料蜂 窝夹层结构 ； 超声脉冲反射法 ； 陷； 缺 底波
Ｓ ｕ ｙ ｏ ｎｄ ｓ ｒ ｔｖ ｓｉ ｇ ｆ ｒ Ｃａ ｂｏ ｂｅ ｔ ｄ ｎ Ｎｏ ｅ ｔ ｕｃ ｉ ｅ Ｔｅ ｔｎ ｏ ｒ ｎ Ｆｉ ｒ Ｃｏ ｐｏ ｉｅ Ｈｏ ｅ ｃ ｍ ｂ Ｓ ｎ ｗｉ ｈ Ｐａ ｔ ｍ ｓｔ ｎ ｙ ｏ ａ ｄ ｃ ｒ ｓ
３ 碳 纤 维 复合 材 料 蜂 窝夹 层 结构 的
ｄｅｅ ｔ ｌ ｉｅ ｔｙ ａｆ ｃ ｃ ａ ｉａ ｏ ｅ ｔｅ ｎ ｒ ｉ ｇ ｐｅｆ ｒ ａ ｅ， Ｓ ｈ ｏ ｄ ｓｒ ｃｉｅ ｔｓｉ ｇ ｍ ｕ ｔｂｅ ｃ ｒｉｄ ｆｃｓ ｗｉ ｄ ｒｃ ｌ ｆｅ ｔｍｅ ｈ ｎ ｃ ｌｐｒｐ ｒｉｓ ａ ｄ ｗｏ ｋ ｎ ｒｏｍ ｎｃ ｌ Ｏ ｔ ｅ ｎ ｎ ｅ ｔｕ ｔｖ ｅｔｎ ｓ ａ ｒｅ
解析复合材料夹层结构在航空领域的运用
蜂 窝材 料 的各 向异 性较 强， 蜂 窝 的开孔结 构不 能运 用湿法 技 术和 泡性能不 稳定 ， 注射 填充 时泡沫 芯材 密度不易控 制， 结 构容 易超 重， 影 树脂 注射 技术 。 分类 中的铝 蜂窝和 芳纶纸蜂 窝的压缩模 量高、 重量低 ， 响结构 的重心分布和结 构刚度， 其 密度 范围为８ ０ Ｋ ｇ ／ ｍ － １ ０ ０ Ｋ ｇ ／ ｍ 。 因此 是飞机常用材料。 但是 当面板 发生 裂纹和 空隙现 象时， 导 致水 和水 在相同密度下 ， Ｒ ０ ＨＡｃ Ｅ Ｌ Ｌ 泡沫是 强度和 刚度最高的泡 沫材 料。 汽 进入其 中， 蜂 窝孔中的水会 因温 度降 低而结冰 ， 进而 膨胀破 坏邻近的 Ｒ ａ ＨＡＣ Ｅ Ｌ Ｌ 泡 沫板 为 各 向同性 材料 ， 横 向、 纵 向和 法 向都 有 较 高 的
窝强度相 对于 铝蜂 窝较差 ， 但是 韧性 和抗损 伤性好 ， 重量轻 、 压缩 强度 复合材 料 夹 层结 构 概 述 高、 剪切 强度和 疲劳 强度 良好 ， 具 有各 向异性 优势 ， 弯曲刚度 比和重 量 复合材 料 夹 层 结 构 由五个构 成要 素组 成 ： 上下复合材 料 面板 、 夹 比较 大 。 吸声、 隔 声、 隔热 性能好 ， 易于与复合材 料进行 组装 ， 避免 腐蚀 芯、 胶粘剂。 胶粘 剂 将面 板和 夹 芯 黏合在 一起 ， 将两 者 的载 荷 相互 传 现象 发生 。 一般在舵 面等翼型相 对薄的部位 运用 ， 利用全高度蜂 窝结 构
解析复合材料夹层结构在航空领域的运用
党诩昂 中航工业哈尔滨飞机工业集团有 限责 任公司 黑龙江哈尔滨 １ ５ ０ ０ ６ ６
运 用在某些 型号 的教练机背鳍上 。 【 摘要 】航 空 产品的材料选择直接影响 了 飞机性 能和安 全， 对设计人 纶纸蜂 窝低 廉， 员 和加工人 员 提出 较 高要求。 符合材料 夹层 结构有着刚度重 量比大、 抗声 芳纶 纸蜂窝的 蜂窝壁能够 制作较 厚， 因此抗 局部失稳性能好 。 芳 纶 也可以避 免发 生接触 电化腐蚀 现象 。 芳纶纸 蜂窝能 符 振 疲劳性和抗 机械 疲劳性好、 气 动表 面光滑等优 点， 本 文就针对复合材料 纸材 质不会导 电，
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。
轻型复合材料泡沫夹层机翼结构设计与分析
所示。
最 后 发 现 工 字 梁 结 构 机 翼 承 载 能 力 和 结 构 效 率
较高。
本 文 在前 人 研究 的基 础上 ， 提 出了三 闭 室及 三
机 翼 的试 验 测 试 方 法 为 ： 在翼稍小翼上 施加 １
闭室加翼肋等结构构型 ， 选取了 １ 种适合于该型机
翼模 型的数 值模 拟方 法 ， 建 立 了机翼 结 构 数 值 分析
．
个扭矩 ， 同时 １ 个 中心载荷将作用在全部机翼结构 上（ 三 点弯 曲模式 ） 。机翼没 有质 量 限制 。
模 型 。对结 构形式 进 行 改 进设 计 ， 并 针 对 ４种结 构
有限元分析 。最后提 出了 １ 种在 三点 弯曲试验 条件 下 ， 满足 设计要 求 ， 并且承 载 能力强 、 结构效 率 高
的全复合材料轻 型机 翼结构设计 方案。
关
键
词： 复合 材料 ； 机翼 ； 结构 设计 ； 有 限元 ； 载荷／ 质量比； 强度
文献标 志码 ： Ａ 文 章编 号 ： １ ０ ０ ０ — ２ ７ ５ ８ （ ２ ０ １ ３ ） ０ ６ — ０ ８ ８ ４ － ０ ７
单层厚 度／ ｍ ｍ
挥发分 含量／ ％ 树脂含量／ ％
０ ． １ ２ ２ 横向拉伸模量／ Ｇ Ｐ ａ ７ ． １
中 图分类号 ： Ｖ ２ １ ５ ． ２ ＋ １
先进 复合材 料具 有优 异 的比强度 、 比刚 度 、 抗疲
劳性 能和 刚度可 设 计性 等 优 点 ， 已经广 泛 应 用 于航
类型 进行 了对 比分析研 究 。最后 提 出了 １种在 三点
复合材料夹层结构
49
② 压制固化
涂胶完毕后从叶轮转筒上取下的蜂窝叠块，按所 用胶的固化规范固化。压力大小以胶液不渗透到玻璃 布背面，保证蜂窝胶接边胶合良好为原则。
蜂窝叠块的厚度即布的层数，由产品的尺寸要求 来决定。可由以下公式算出：
51
浸胶这一工序对蜂窝夹芯的质量有着直接的影响。 玻璃布只有在浸胶固化后，才能承力。因此，胶的含 量和蜂窝格壁上胶量的均匀程度直接影响蜂窝夹芯的 强度。含胶量在工艺上主要通过胶液粘度或浓度或密 度来控制，尤其是用密度控制更为方便。
密度大——含胶量大，强度可提高，但较重； 密度小——含胶量小，强度低、刚度低。
5
新型轻质夹层结构复合材料
Z向缝合夹层结构
Z-pin夹层结构
新型轻质夹层 结构复合材料
连体织物夹层结构
点阵夹芯结构
6
Z向缝合夹层结构
上面板
泡沫 芯材
下面板
承力柱
突出平压强度 优异耐久性 良好隔热隔声性
主要几 何参数
承力柱高度 承力柱细度 承力柱分布密度
7
Z向缝合夹层结构
缝合工艺
上面板内层 上面板外层 承力柱纤维
45
46
印胶法的特点： 印胶法是常用的涂胶方法，其设备简单，机械
化程度较高，质量容易控制，生产效率高，适合大 量生产。针对不同粘度有胶液，可以通过调整带胶 辊、递胶辊和涂胶辊之前的距离，就可以印出满意 的胶条。但这各设备的胶槽不易密闭，在涂胶过程 中胶液的粘度易发生变化，产生缺陷。可以通过连 续往胶槽中加料解决。
53
复合材料夹层结构在航空领域的运用
复合材料夹层结构在航空领域的运用◎孙锐（作者单位：航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司工程技术部）设计人员在实际开展飞机结构设计工作时，始终面对强结构以及高效率这一要求。
各类结构在设计过程中都需要满足不失稳这一需求，尤其是在受到拉力、压力以及剪切荷载作用力的情况下结构不会发生改变。
在航空领域当中应用复合材料夹层结构是其发展的主要趋势与方向，也是在社会经济不断发展过程中提出的客观要求。
现阶段夹层结构在飞机结构设计中使用的范围不断拓宽，这充分说明复合材料夹层结构在航空领域起到的作用与价值。
一、常用芯材的客观分析1.蜂窝芯材的特性。
蜂窝材料具有各向异性的特点。
蜂窝因为存在开孔结构，不适用湿法工艺或树脂注射工艺（如RTM 树脂传递模塑）。
铝蜂窝或芳纶纸蜂窝具有压缩模量高和重量轻的优点，它们是飞机结构上广泛使用的夹芯材料。
但在某些情况下如面板出现裂纹和孔隙时，水或水汽就很容易进入蜂窝。
温度下降后，进入蜂窝孔中的水被冰冻后体积会发生膨胀，将破坏邻近蜂窝孔格的粘接，降低了夹层结构的性能，这时必须对蜂窝材料进行维修。
强度以及比刚度较高，是铝蜂窝这一结构材料的明显特征。
剪切载荷较大的部位是铝蜂窝层结构应用的主要位置，一般会利用金属板材作为面板使用。
在一定重量条件下，铝蜂窝夹芯材料可以最大限度降低自身厚度。
同时这也是其缺陷，在壁厚太薄的影响下，蜂窝表面可能会有严重的局部失稳出现。
在同一阶段内使用铝蜂窝以及碳纤维面板时，无法顺利结合两种材料。
在膨胀系数方面，上述两种材料具备相当大的差异，所以会导致明显的固化变形问题出现。
两种材料之间极易发生电化学腐蚀问题。
没有恰当处理电绝缘是导致其出现的主要原因。
2.泡沫芯材的特征。
在隔热以及隔音能力方面，硬质聚氨酯泡沫远远高于其他泡沫，工艺简单、价格便宜是硬质聚氨酯泡沫的明显优势与特征，但是其存在力学性能较差这一缺陷，在机械加工中极其容易出现易碎或者掉渣的问题。
已成型的复合材料层压板蒙皮腔体内是注射硬质聚氨酯泡沫的最终位置。
复合材料夹层结构分析
复合材料夹层结构分析复合材料夹层结构是指由两个或多个不同材料组成的结构，每个材料在夹层结构中的分布和相互作用对整个结构的性能起着重要的影响。
本文将从夹层结构的组成、分析方法和应用领域三个方面进行介绍，并重点探讨夹层结构的应力分析、强度计算和疲劳寿命预测等方面的问题。
夹层结构的组成可以有很多种形式，例如纤维增强复合材料夹层结构、金属-复合材料夹层结构、复合材料-塑料夹层结构等。
其中，纤维增强复合材料夹层结构是最常见的一种形式。
在纤维增强复合材料夹层结构中，一般由多层纤维增强复合材料板材和粘接剂层组成。
其中，板材是由纤维和基体材料复合而成的，粘接剂层用于将不同板材连接在一起。
夹层结构的分析方法可以通过有限元分析、理论分析和试验分析等途径进行。
其中，有限元分析是最常用的分析方法之一、有限元分析可以通过将夹层结构离散化成有限个小单元，然后利用数值方法求解得到夹层结构的应力、应变和变形等信息。
在进行有限元分析时，需要考虑夹层结构的几何形状、材料特性和加载方式等因素，并选择合适的有限元模型和边界条件。
夹层结构的应力分析是夹层结构分析的关键一步。
应力分析可以通过解析方法、数值方法和试验方法进行。
在解析方法中，常用的有层合板理论、三维理论和剥离理论等。
层合板理论是最常见和简化的一种方法，它假设夹层结构是一个薄板，在板厚方向上应力变化不大。
三维理论则考虑了夹层结构的厚度效应，可以更准确地描述夹层结构的应力分布。
而剥离理论则主要用于描述夹层结构在受剪力作用下的剥离破坏。
夹层结构的强度计算是夹层结构分析中的另一个重要内容。
强度计算可以通过解析方法和试验方法进行。
在解析方法中，常用的有杠杆平衡法、层合板理论和损伤力学等。
杠杆平衡法可以用于计算夹层结构的最大弯曲应力和最大剪应力等。
层合板理论可以用于计算夹层结构的最大应力和最大应变等。
而损伤力学则可以用于描述夹层结构的疲劳寿命和损伤演化过程等。
夹层结构的疲劳寿命预测是夹层结构分析的重要内容之一、疲劳寿命预测可以通过数值模拟和试验验证相结合的方法进行。
客机复合材料APU舱门结构设计及分析
客机复合材料APU舱门结构设计及分析摘要：按照结构布局、适航要求及APu门载荷水平，对复合材料APu舱门结构进行设计研究。
为满足防火要求和闪电防护要求，选择先进碳纤维复合材料和泡沫芯材，设计了一种复合材料夹层结构。
利用有限元模型对夹层结构在气动载荷和风载作用下进行应力和位移分析，得到应变云图和变形云图，分析说明该夹层结构设计满足设计要求。
关键词：APU舱门；结构设计；复合材料；夹层结构随着航空科掣技术曲不断进步．新材科飞速发展．其中尤以先进复合材料的发展最为突出。
先进复合材辩主要包括较高强度和横量的玻璃纤堆、碳纤维、芳纶纤维等增强的复台材抖，耐高温的纤雏增强陶瓷基复台材科、隐身复合材料、梯度功能复台材料等。
一、国内外复合材料发展现状与趋势过去一个世纪，航空用复合材料经历了很大的发展变化。
2O世纪60年代以硼、环氧为代表，先进复合材料问世，源于军机结构减重需求。
此后，碳纤维成为主要增强纤维，民机着重研究了与安全性、可靠性、经济性相关的复合材料性能和设计、工艺技术。
日本东丽公司00碳纤维（基准型碳纤维）达到波音公司碳纤维材料规范BMS9—8要求。
T300／环氧（采用未改进胺类固化剂）复合材料符合波音公司复合材料预浸料标准BMS8—256要求（含复合材料性能指标要求），为民机结构用第1代复合材料，用于操纵面和尾翼结构。
波音公司提出了新的复合材料预浸料标准BMS8—276，概述了主承力结构复合材料性能目标。
波音公司提出改进碳纤维性能，要求碳纤维拉伸弹性模量提高30％、拉伸强度提高50％，同时，开发高抗分层能力的韧性树脂基体，欲将复合材料结构设计许用应变由第1代复合材料的0．13～0．14％提高到0．16～0．18％，以使新一代复合材料适合民机主承力结构应用。
NASA发布RP1142碳纤维／热固型韧性树脂复合材料标准规范。
中模量、高强度型碳纤维T800达到波音公司碳纤维材料标准BMS9217要求，并与同期研发的180~C固化韧性环氧树脂构成的复合材料（如T800H／3900—2）达到波音公司材料标准BMS8—276要求。
机载雷达罩复材夹层结构强度设计与分析
表3强度计算及结论
项目拉伸强度
压缩强度应力MPa 许用值MPa
裕度应力MPa 许用值a ）有限元模型
b ）载荷施加图
图3有限元网格
达罩的变形和应力情况，
如图4所示。
根据以上计算结果进行强度校核，校核的公式如下式，
计算结果详见表3所示。
MS=σmax 1.5σ
-1
其中：MS ———强度裕度；σmax ———材料许用应力，MPa ———结构应力值，MPa 。
通过雷达罩结构强度分析结果可知，雷达罩最大变形0.46mm ，并且纤维应力均小于许用值。
根据技术要雷达罩满足最大变形不能大于0.6mm 技术要求。
图1结构设计流程
图2雷达罩结构构型
表2材料参数
E1/MPa
E2/MPa n12
芳纶纸蜂窝石英氰酸酯预浸料
13024700
13045000
0.30.207a ）位移云图
b ）石英纤维拉伸应力
c ）蜂窝剪切应力
d ）石英纤维压缩应力
图4雷达罩变形和应力云图
图1PAL-V飞行汽车设计概念
本设计中的飞行汽车座舱可容纳2人，汽车空中440kg。
其中：车身结构约重55kg，电池等重量约重110kg，机翼重量55kg，发动机共重88kg，其他一些设备共重。
复合材料夹层结构分析
复合材料夹层结构分析复合材料夹层结构是一种由两层或多层材料组成的结构，其中不同材料层通过层间粘接或焊接等工艺相连。
它的结构设计旨在充分发挥各种材料的优势，使夹层结构具有较高的性能和应用价值。
在实际应用中，夹层结构广泛用于航空航天、汽车、建筑等领域。
夹层结构的优势主要体现在以下几个方面：1.强度和刚度优势：夹层结构中的不同层材料可以互相补充，使整个结构具有更高的强度和刚度。
例如，夹层结构可以利用高强度纤维增强聚合物复合材料作为外层，在保证较高强度的同时，通过内层材料的增韧作用提高结构的韧性。
2.轻量化优势：夹层结构可以有效减轻整体结构的重量。
由于复合材料的密度较小且具有较高的强度，可以使用薄而轻的复合材料构成夹层结构，从而达到减轻结构重量的目的。
这对于提高载重能力、降低能耗和提高运行效率具有重要意义。
3.抗疲劳和耐久性优势：夹层结构在使用过程中具有较好的抗疲劳和耐久性能。
由于夹层结构中的不同材料层具有不同的性能，使整个结构具有更好的抗疲劳和耐久性能。
例如，夹层结构可以利用耐磨材料作为外层，使结构表面具有更好的耐磨性，提高结构的使用寿命。
4.导热和绝缘性优势：夹层结构中的不同层材料可以起到隔热和隔热的作用。
例如，夹层结构可以利用导热性能较好的材料作为内层，阻止热量向外传导；同时利用导热性能较差的材料作为外层，防止外界热量传入结构中，从而达到保温的目的。
5.吸音和隔音优势：夹层结构中的不同层材料可以起到吸音和隔音的作用。
例如，在建筑领域中，夹层结构可以利用吸音性能较好的材料作为内层，增加结构对声音的吸收；同时利用密度较大的材料作为外层，阻止声音的传播，提高结构的隔音效果。
然而，夹层结构也存在一些挑战和问题。
首先，夹层结构的设计和制造要求较高，需要考虑不同材料层之间的界面粘接强度、尺寸匹配等问题；其次，夹层结构在使用过程中可能存在层间剥离、破裂等问题，需要进行结构损伤评估和修复；最后，夹层结构的成本较高，需要考虑材料选择、制造工艺等问题，以提高经济性。
轻型复合材料泡沫夹层机翼结构设计与分析
弯曲载荷条件下， 既满 足设计 要求 ， 并 且承载能力 强、 结 构 效 率 高 的全 复 合 材 料 轻 型 机 翼 结 构 设 计
方案 。
空、 航天领域 ， 复合材料更是具有不可替代 的作用 。
近年来 ， 衡量 １ 架 航空／ 航 天器结构 设计 先进 程度 的 重要 指标 之一 ， 就是 其 复 合材 料 用 量 占结 构 总 重 的 百分 比＿ ３ ｊ ， 同时， 复 合 材 料 应 用 部 位 已从 次 承 力 结
指标 。
应力。通过计算得到单闭室、 三闭室机翼结构在最 大 截 面处截 面 和简 支 处截 面 的 正应 力 分 布 图 （ 详 见
图 ３和 图 ４ ） 。
本 文 中制作 机翼 模 型 的材料包 括 碳纤 维 预浸 料 和泡 沫 芯 材 料 。本 次 设 计 所 选 用 的泡 沫 芯 材 料 为
图 ２ 机翼加 载方式示意 图
首先运用薄壁工程梁理论对单闭室 ， 三闭室机
当有 载 荷 Ｐ作 用 时 ， 最 大允许 挠度 （ 变形 ） 为 ５ ０ ． ８ ｍ ｍ。机翼 将 支 撑 在 ５ ８ ４ ． ２ ｍｍ 的跨 度 上 。 中 心载 荷将 通 过 １个 ２ ５ ． ４ ｍ ｍ 宽 的 接 箍 逐 渐 施 加 在
［ － ４ ５ ／ ４ ５ ／ － ４ ５ ／ ４ ５ ］ ［ ４ ５ ／ 一 ４ ５ ／ 一 ４ ５ ／ ４ ５ ］ ２ 。
中央翼翼肋 支持处翼肋
［ ４ ５ ／ 一 ４ ５ ／ 一 ４ ５ ／ ４ ５ ］ ２ ［ Ｏ ／ 一 ４ ５ ／ ０ ／ ４ ５ ／ － ４ ５ ／ ４ ５ ］
Ｒ Ｏ Ｈ Ａ Ｃ Ｅ Ｌ Ｌ ７ １ Ｉ Ｇ ／ Ｉ Ｇ ． Ｆ 。表 １是 泡 沫 材 料 性 能 数
复合材料夹层结构分析
2
1、 重量轻、强度高、刚性好 2、 寿命长 耐久型蜂窝的铝箔经化学处理后具有很高的耐腐蚀性能，使用时间可达20年以上，长期使用温度可达150摄氏度。 3、 突出的综合功能 减振抗冲击性好（能量吸收能力为150-350KJ/M3）； 良好的隔音降噪功能（对100-3200Hz的声源降噪可达20-33dB）； 隔热保温（导热系数为）； 防火阻燃性好，可根据使用要求达到不同的防火等级。 4、 极高的外观平直度，不易变形 5、 材料的加工适应性好结构安装方便、快捷。
贰
铝蜂窝材料还有一个缺陷就是没有“力学记忆”。
铝蜂窝
EX蜂窝夹心材料是由芳纶纸浸酚醛树脂制成，在航天、航空结构、船舶制造中具有广泛的应用领域。
和铝蜂窝相比，发生局部屈曲的几率要小得多，因为蜂窝的壁相对的要厚一些。
另外，因为NOMEX材料不导电，不存在接触腐蚀的问题。但是和其它芳纶产品一样，不能抵抗紫外线的侵蚀，使用时外部通常覆有面板，起到一定的防护作用。
219.0
2.51
63.4
1.58
41.0
4.0-32
0.85
65.8
0.61
21.8
0.42
15.5
4.0-48
1.74
117.7
1.53
44.5
0.74
21.8
4.0-64
3.01
137.0
1.91
45.1
1.11
29.1
5.0-24
0.49
木材
端面巴萨木是最常用的木材芯材。巴萨木最先是在19世纪40年代，在飞艇的船体中使用铝面板和巴萨木芯材，抵抗在水面着陆时受到的重复的冲击荷载。随后，开始在海洋结构中使用端面巴萨木作为FRP结构的芯材。巴萨木除了具有高的压缩性能，还有很好的隔热性能和隔音性能。在加热以后，材料不会发生变形，在遇火时，用作隔热层和烧蚀层，芯层慢慢烧焦，使未遇火的面材保持结构性能。同时，巴萨木还能提供向上的浮力，其加工工具和设备简单。巴萨木芯材产品一般有织物背村，3—50mm厚，具有一定轮廓。刚性端面巴萨木板材的厚度可以达到100mm。针对真空袋、预浸料工艺或压力基础上的制造工艺艺过程，例如 RTMI艺，这种板材可以预先采用树脂涂覆。 巴萨木的一个缺点是最小密度偏大，通常最小密度值大约是100kg／m3。但在层会的过程中，巴萨木还要吸收大量的树脂。为了减少树脂的吸收增加重量，可以预先用泡沫密封。巴萨木的应用通常限制在那些重量不是要求很高或局部承载力要求很高的地方。
Shell91单元在复合材料蜂窝夹层结构分析中的应用
２ 复合材料蜂窝夹层结构理论
对 于复合材料蜂窝夹层结构 ， 经过数十年的理 论研究 ， 已经提 出了不少计算模型。在工程计算上 往往把 由各向同性材料构成的夹芯复合板作为面内 各向同性结构进行研究。对这种结构的线性理论而
一
Ｒ ｉｎｒ ｅ ｓ 夹芯复合板理论是把表层薄板看成 一 ｓｅ
块薄膜 ， 即认为只承受平面力 ， 忽略其本身的抗弯能
力。 认为夹 芯 只起 抗 剪 作 用 。 由于其 数学 方 程 较 为
。
简单 ， 并且能解决相应的问题 ， 通过大量工作实践 ， 证实了对于多数工程中涉及的复合板问题能够获得 足够的精度。因而 ， 这种理论被广泛采用 ， 是工程中 夹 ： 笆 复合板分析与设计 中最常用的理论 。 但 Ｒ ｉｎｒ 沧对一些力学 因素做了简化 ， ｅｓ 理 ｓｅ 因 而存在一些不能解决 的问题 ， 如在集中载荷作用下 板的弯曲问题 、 板弯曲时固支边附近的表层局部应 力问题等 ， 而且用来解决刚硬蒙皮的夹芯复合板时，
Ｓ Ｉ ｉ ｊｉ ， ｏｇ ｕ ， Ｈ ｏ ， Ｉ Ｇ Ｘｎ— ｉ Ｌ ｕ Ｈ ａ ｎ ＷＵＤ ｎ —ｈ ｉ Ｃ ＩＢ ＤＮ ｉ ｊ ｇ ，Ｉ ｉ Ｊ ｎ— ｌ ｎ Ｒ
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ｉ ｈｆｎｔ ｆ ｈ ｈＵ １ｕ ｉ ｉ ＮＳ ＳＦ Ｍ ｏ ｗ ｒ ｓ ｎｒ ｃｄ． ｈ ｅ ｉ ｉ ａｅ ｅ ｔ ＇ ｆ ｈ ａｃｌｔ ｖ ｌｅ ｗｅ ｕ ｃｉｎｏ ｅｓｅ ９ ｎｔｎｔｅＡ Ｙ Ｅ ｓｆ ａｅｉ ｉｔ ｕｅ Ｔ ｅｒａｔ ｅｄｓｌｃ ｍ ｎ ｎ ｒｏ ｅｃ ｌｕａｅ ａｕ ｏ ｔ ｈ ｔ ｏ ｄ ｌ ｖ ｐ ｅｏ ｔ ｄ
复合材料泡沫夹层结构力学性能与试验方法
FRP /C M 2005.N o .2收稿日期:2004 07 23作者简介:孙春方(1963 ),男,副研究员,博士研究生。
复合材料泡沫夹层结构力学性能与试验方法孙春方,薛元德,胡 培(同济大学航空航天与力学学院,上海200092)摘要:本文讨论纤维增强复合材料与聚合物泡沫组成的夹层结构的刚度、强度及弯曲性能试验方法;分析了复合材料面层的弹性常数、泡沫芯层的模量和夹层结构的刚度;阐述了夹层结构的应力分布和常见的5种破坏模式;对夹层结构的疲劳强度和冲击时的力学行为进行了探讨。
关键词:复合材料;泡沫;夹层结构;力学性能中图分类号:T B332 文献标识码:A 文章编号:1003-0999(2005)02-0003-041 引 言由轻质芯体与两层刚硬坚固的外壳制成的结构件称为夹层结构。
芯体对外壳的分隔增大了结构的惯性矩,而质量几乎没增加,得到一个抗弯曲和屈曲载荷的有效结构。
它常用于为减小重量的场合。
外壳或面材一般是金属(如铝)或纤维增强复合材料,芯体是蜂窝、聚合物泡沫、木材等。
本文讨论纤维增强复合材料与聚合物泡沫组成的夹层结构。
探讨轨道车辆用复合材料泡沫夹层结构中的一些力学性能及相应的试验方法。
复合材料是由两种或两种以上不同化学性质或物理性质的组分复合而成的材料。
复合材料具有质量轻、比强高,易于加工和改型、耐腐蚀、可设计性强等优点。
涉及到的材料包括碳纤维、玻璃纤维、环氧树脂和酚醛树脂等。
聚合物泡沫是一种最常见的芯材,主要有聚氯乙烯(PVC )、聚苯乙烯(PS)、聚氨酯(PU )、聚甲基丙烯酰亚胺(P M I)、聚醚酰亚胺(PE I)和丙烯腈 苯乙烯(SAN 或AS)。
密度从30kg /m 3到300kg /m 3不等。
通常在复合材料中使用的泡沫密度在40~200kg /m 3之间。
夹层结构的力学性能取决于表层和芯部材料的力学性能及几何尺寸。
主要涉及夹层结构的强度和刚度。
强度主要指复合材料的拉、压性能,泡沫的剪切强度,夹层结构的疲劳强度和冲击时的力学行为。