中文字幕一级黄色A级片|免费特级毛片。性欧美日本|偷拍亚洲欧美1级片|成人黄色中文小说网|A级片视频在线观看|老司机网址在线观看|免费一级无码激情黄所|欧美三级片区精品网站999|日韩av超碰日本青青草成人|一区二区亚洲AV婷婷

摘要

 

高能量大面積鈍物沖擊(HEWABI)會導(dǎo)致復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)內(nèi)部發(fā)生嚴(yán)重?fù)p傷，但在機(jī)身外部幾乎目視不可見，從而會對飛機(jī)運營安全帶來較大的威脅。采用不同形狀的剛性沖頭和橡膠沖頭對層合板進(jìn)行高能量準(zhǔn)靜態(tài)加載試驗，隨后建立了基于連續(xù)介質(zhì)損傷力學(xué)(CDM)的仿真分析模型。結(jié)果表明：建立的仿真分析模型可有效預(yù)測在剛性和橡膠沖頭下的響應(yīng)和損傷情況。當(dāng)載荷達(dá)到40 kN時，剛性沖頭下的層合板會發(fā)生嚴(yán)重的分層損傷；而橡膠沖頭在加載過程中發(fā)生大變形，降低了層合板的局部應(yīng)力，直至90 kN時仍未對層合板產(chǎn)生任何損傷。層合板損傷情況受剛性沖頭形狀影響較大，橡膠沖頭形狀則幾乎無影響。

 

碳纖維復(fù)合材料由于具有比強(qiáng)度高和比剛度高等特點廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域[1]。雖然復(fù)合材料具有較好的面內(nèi)強(qiáng)度和剛度，但其面外性能明顯較弱，在受到橫向沖擊時，往往會產(chǎn)生分層、基體開裂以及纖維斷裂等損傷[2]。飛機(jī)在日常運營過程中，可能受到地面服務(wù)車輛(GSE)的碰撞，GSE速度一般在0.5~1 m/s，但由于GSE的質(zhì)量在3000~15000 kg之間，使得碰撞時產(chǎn)生的能量可達(dá)375~7500 J[3]。由于GSE通常配有橡膠緩沖器，當(dāng)復(fù)合材料機(jī)身受此類沖擊后可能導(dǎo)致機(jī)身內(nèi)部結(jié)構(gòu)嚴(yán)重?fù)p傷，而機(jī)身表面未出現(xiàn)明顯損傷痕跡，使損傷的目視檢出概率相對較低，此類沖擊被稱為高能量大面積鈍物沖擊(High-energy wide-area blunt impact，HEWABI)[4]。為此，F(xiàn)AA于2016年發(fā)布政策聲明PS-ANM-25-20[5]，要求在復(fù)合材料飛機(jī)運營中要考慮HEWABI對機(jī)身結(jié)構(gòu)的影響。

 

目前，針對復(fù)合材料的沖擊損傷研究主要集中于低速低能量或高速高能量沖擊。對于低速低能沖擊，要通過仿真與試驗的方式開展沖擊能量、沖擊位置、材料與鋪層、沖頭特征等因素的影響性研究[6-7]。對于復(fù)合材料高速沖擊主要為鳥撞損傷研究[8]。

 

對HEWABI的沖擊響應(yīng)和損傷特性研究相對較少。Chen等[9]在FAA支持下通過試驗與仿真分析研究了復(fù)合材料機(jī)身的HEWABI損傷特性，結(jié)果表明沖擊位置位于桁條間時易導(dǎo)致更嚴(yán)重且外部不可見的損傷。Heimbs等[10]研究了在橡膠沖頭低速沖擊下三維編織復(fù)合材料的變形和損傷情況。結(jié)果表明橡膠沖頭在回彈后仍然保留了90%以上的動能。Mikulik等[11]在EASA支持下研究了HEWABI對機(jī)身復(fù)合材料金屬混合結(jié)構(gòu)的損傷特性，結(jié)果表明剪切帶是最先失效的部位。Ding等[12]研究了層壓板在不同形狀剛性沖頭下的響應(yīng)和損傷特性，結(jié)果表明平端沖頭下的損傷起始門檻值遠(yuǎn)高于半球形沖頭。Nam[3]通過試驗和仿真研究發(fā)現(xiàn)可采用扁平橡膠墊代替扁平中空橡膠緩沖器可降低計算成本和增加穩(wěn)定性。HEWABI屬于低速沖擊，許多學(xué)者[13-15]通過試驗研究表明采用準(zhǔn)靜態(tài)壓縮試驗和低速沖擊試驗產(chǎn)生的損傷和響應(yīng)是等效的。

 

本文采用剛性和橡膠沖頭對DE710-T700S復(fù)合材料層合板開展高能量準(zhǔn)靜態(tài)壓縮試驗，利用ABAQUS/Explicit建立有限元仿真分析模型，對層合板的沖擊響應(yīng)、損傷情況等進(jìn)行分析，研究復(fù)合材料層合板受不同形狀的剛性和橡膠沖頭高能量低速沖擊后的損傷和響應(yīng)差異，為HEWABI損傷特性的系統(tǒng)研究和結(jié)構(gòu)設(shè)計改進(jìn)提供參考。

 

1.   層合板鈍頭體高能量準(zhǔn)靜態(tài)加載試驗

 

1.1   試驗準(zhǔn)備

 

復(fù)合材料層合板尺寸為660 mm×460 mm，材料為DE710-T700S，鋪層順序為[45/−45/0/90]3s。在試驗中，復(fù)合材料層合板試驗件的平均厚度為5 mm，單向板材料力學(xué)性能參數(shù)如表1所示，層合板層間參數(shù)如表2所示。為研究在不同形狀剛性和橡膠沖頭下高能量低速沖擊后的損傷特性，分別設(shè)計加工D形鋼、半球形鋼、D形橡膠和半球形橡膠沖頭，并分別記為SD、SH、RD和RH，尺寸如圖1所示。剛性沖頭的材料為45號鋼；橡膠沖頭材料采用三元乙丙橡膠(EPDM)，試驗時將橡膠粘接到材料為45號鋼的固定板上。

1.   層合板鈍頭體高能量準(zhǔn)靜態(tài)加載試驗

 

1.2   試驗過程

 

使用 WANCE ETM105D型試驗機(jī)進(jìn)行準(zhǔn)靜態(tài)壓縮試驗。試驗件由上下兩剛性夾具固定，加載區(qū)域為500 mm×300 mm的區(qū)域，夾具材料為45號鋼，由螺栓連接，夾具支撐在試驗臺上，如圖2所示。沖頭固定試驗機(jī)上，以2 mm/min的速度加載。試驗終止判據(jù)為層合板出現(xiàn)掉載或加載到試驗機(jī)最大載荷的90%，即90 kN。試驗結(jié)束后采用MISTRAS UPK-T36HS水浸超聲波C掃描儀檢查層合板內(nèi)部損傷情況。

 

 

 

2.   層合板高能量低速沖擊仿真模型

 

在高能量低速沖擊下復(fù)合材料層合板的損傷主要為層內(nèi)損傷和層間損傷。層內(nèi)損傷包括纖維斷裂和基體破壞，層間損傷為分層，橡膠沖頭則會出現(xiàn)大變形。本文采用Hashin失效準(zhǔn)則模擬層內(nèi)損傷，引入Cohesive界面單元來預(yù)測層間分層損傷，采用Ogden模型作為橡膠材料本構(gòu)。

 

2.1   層內(nèi)失效分析

 

Hashin失效準(zhǔn)則[16]可預(yù)測纖維拉伸、纖維壓縮、基體拉伸和基體壓縮4種破壞形式。為準(zhǔn)確模擬層合板的力學(xué)響應(yīng)和損傷情況，采用3D Hashin準(zhǔn)則判斷層合板的損傷起始，表達(dá)式如下：

其中：Xt、Xc、Yt、Yc、Sl和St分別代表縱向拉伸強(qiáng)度、縱向壓縮強(qiáng)度、橫向拉伸強(qiáng)度、橫向壓縮強(qiáng)度、縱向剪切強(qiáng)度和橫向剪切強(qiáng)度；α為剪切應(yīng)力對拉伸初始損傷的貢獻(xiàn)因子，本文中取值為1；σ11、σ22、σ33、τ12、τ13和τ23分別為復(fù)合材料等效應(yīng)力張量的分量。

 

滿足損傷起始準(zhǔn)則后，采用基于受損材料剩余彈性模量定義的損傷變量描述復(fù)合材料的本構(gòu)關(guān)系，損傷纖維和基體整體損傷狀態(tài)變量分別由df、dm表示[17]：

 

其中：dft為纖維拉伸損傷變量；dfc為纖維壓縮損傷變量；dmt為基體拉伸損傷變量；dmc為基體壓縮損傷變量。當(dāng)Fft?1時dft=1；Ffc?11時dfc=1；Fmt?1時dmt=1；Fmc?1時dmc=1。

 

2.2   層間失效分析

 

內(nèi)聚力模型(Cohesive zone model，CZM)[18-19]能夠有效預(yù)測層間分層損傷的起始和演化過程。本文采用內(nèi)聚力單元模擬和預(yù)測層合板層間損傷。

 

Cohesive單元模擬的損傷分為兩個階段：損傷起始和損傷擴(kuò)展。本文采用Camanho提出的二次應(yīng)力準(zhǔn)則[20]作為層間損傷起始準(zhǔn)則，如下式所示：

 

 

 

 

2.3   橡膠本構(gòu)模型

 

橡膠具有高彈性、黏彈性和不可壓縮性，其彈性模量很小，受力后產(chǎn)生大變形。Ogden模型能避免橡膠高應(yīng)變導(dǎo)致的模型不收斂問題，實現(xiàn)穩(wěn)定計算。應(yīng)變能密度函數(shù)W表達(dá)式如下[23]：

 

2.4   有限元仿真模型

 

結(jié)合試驗利用Abaqus/Explicit建立有限元仿真分析模型，使用Fortran語言編寫三維Hashin 失效判據(jù)的VUMAT子程序。層壓板網(wǎng)格類型為8節(jié)點減縮積分體單元(C3D8R)，網(wǎng)格尺寸為9 mm，內(nèi)聚層單元網(wǎng)格類型為COH3D8。橡膠材料的Ogden模型參數(shù)參考文獻(xiàn)[9]，如表3所示。有限元模型如圖3所示，沖頭速度設(shè)置為1 m/s，上下夾具均固支，夾具與層壓板之間建立通用接觸。

3.   結(jié)果與分析

 

3.1   載荷-位移曲線試驗與仿真結(jié)果對比

 

圖4為剛性沖頭對應(yīng)的試驗和仿真的載荷-位移曲線。可以看出仿真曲線與試驗曲線結(jié)果吻合較好。試驗中SD和SH沖頭加載下分別在51.39 kN和40.1 kN處出現(xiàn)掉載，并發(fā)出明顯的爆破聲，表明層合板開始出現(xiàn)損傷。此外可見SD沖頭在相同載荷下的位移比SH沖頭更小，這是由于SD沖頭與層壓板為線接觸，接觸面積比SH沖頭更大，局部接觸應(yīng)力較小。

 

橡膠沖頭對應(yīng)的試驗與仿真的載荷-位移曲線如圖5所示。仿真得到的載荷-位移曲線與試驗結(jié)果的一致性較好，驗證了該分析模型的有效性。由于橡膠沖頭在壓縮過程的前期發(fā)生大變形，與層合板的接觸面積不斷增大，使載荷上升較為緩慢；隨著橡膠沖頭變形至極限，載荷迅速增加至90 kN。

 

 

 

3.2   層合板損傷試驗與仿真結(jié)果對比

 

圖6為剛性沖頭對應(yīng)的層合板試驗后的形貌。SD和SH沖頭對應(yīng)的層合板受沖面分別出現(xiàn)橢圓形和圓形凹坑，背面均無目視可見的損傷。

圖7分別為SD、SH、RD和RH沖頭加載后的層合板超聲C掃結(jié)果。當(dāng)沖頭為剛性時，會導(dǎo)致明顯的內(nèi)部分層損傷，SD和SH沖頭導(dǎo)致的損傷中心面積分別為6070 mm2、5208 mm2。其中SD沖頭下還伴隨出現(xiàn)−45°方向的內(nèi)部分層，這是由于失效瞬間的動態(tài)載荷導(dǎo)致的。當(dāng)沖頭為橡膠時，在90 kN載荷下未發(fā)現(xiàn)表面可見損傷和內(nèi)部分層損傷。

 

在仿真分析中橡膠沖頭沖擊后層壓板同樣未出現(xiàn)任何損傷。圖8為剛性沖頭沖擊后層合板累計損傷仿真結(jié)果， SD和SH沖頭沖擊下的累計損傷面積分別為5767.3 mm2、4775.5 mm，與試驗結(jié)果相比誤差分別為5.0%和8.3%。

 

 

3.3   橡膠沖頭變形試驗與仿真結(jié)果對比

 

圖9給出了仿真與試驗中橡膠沖頭的變形情況對比圖?？梢钥闯?，隨著載荷逐漸增加，橡膠逐漸壓縮至扁平狀，與試驗中橡膠變形過程基本一致。

 

 

 

3.4   層合板變形仿真結(jié)果分析

 

圖10給出了仿真中不同沖頭在載荷均為40 kN時層合板的整體位移云圖。SD、SH、RD、RH沖頭沖擊下層合板的最大位移分別為20.1 mm、21.6 mm、16.6 mm和17.5 mm。SD、SH沖頭沖擊下層壓板的最大位移分別是RD、RH沖頭沖擊下的1.21倍和1.23倍。

 

 

分析可見，SH沖頭使層合板局部變形最大，是由于其與層合板接觸面積最小，局部應(yīng)力較大導(dǎo)致的，且呈圓形。SD沖頭與層合板之間為線接觸，面積稍大，接觸載荷稍小且局部變形呈橢圓形。

 

對于橡膠沖頭，橡膠大變形后與層合板的接觸面積大大增加，局部應(yīng)力較低，因此層合板的位移較小。此外可見，不同形狀的橡膠沖頭使層合板產(chǎn)生的位移云圖不存在明顯差異。

 

圖11給出了通過仿真分析得到的不同沖頭下層合板的載荷-最大位移曲線對比。當(dāng)沖頭為橡膠時，橡膠通過大變形增加了與層合板的接觸面積，從而減小了局部接觸應(yīng)力和層合板局部變形，使層合板能夠承受更高的載荷而不會出現(xiàn)損傷。

 

 

 

3.5   層合板內(nèi)能-位移曲線分析

 

圖12給出了不同類型沖頭對應(yīng)的層合板內(nèi)能-位移曲線對比。結(jié)合試驗結(jié)果可知：SD和SH沖頭對應(yīng)的層合板在能量分別在440 J和310 J時出現(xiàn)損傷，沖頭輸入的能量通過層合板變形和損傷被吸收；RD、RH沖頭在加載能量分別達(dá)到1360 J、970 J (約為剛性沖頭的3.1倍)時，仍未對層合板造成任何形式的損傷，能量通過彈性應(yīng)變能的形式存儲在層合板中。卸載后，隨著層合板形狀的復(fù)原，存儲的能量被釋放。

 

 

4.   結(jié) 論

 

(1)在剛性沖頭和橡膠沖頭下的載荷位移曲線、損傷形狀和尺寸的試驗與仿真結(jié)果較為一致，驗證了建立的仿真分析模型的有效性。

 

(2)當(dāng)載荷達(dá)到40 kN時，剛性沖頭下的層合板已產(chǎn)生較大的變形和較嚴(yán)重的分層損傷。而橡膠沖頭在加載過程中被壓縮至扁平狀，增加了接觸面積，使得局部應(yīng)力減小，載荷直至90 kN時層合板仍未產(chǎn)生任何損傷。

 

(3)對于剛性沖頭而言，層合板變形和損傷情況受沖頭形狀影響較大；橡膠沖頭沖擊下沖頭形狀對層合板變形和損傷影響較小。

 

(4) D形鋼、半球形鋼沖頭加載下層合板分別在440 J和310 J能量下就出現(xiàn)嚴(yán)重?fù)p傷，而橡膠沖頭加載下能量為剛性沖頭的3.1倍時，仍不會對層合板造成任何損傷。

 

參考文獻(xiàn)

 

[1]ZHANG X W, MOHAMMED I K, ZHANG M Y, et al. Temperature effects on the low velocity impact response of laminated glass with different types of interlayer materials[J]. International Journal of Impact Engineering, 2019, 124: 9-22.doi: 10.1016/j.ijimpeng.2018.09.004

 

[2]CHAUPAL P, PRAKASH R. Recent Advances in Manufacturing Modelling and Optimization[M]. Singapore: Springer Nature, 2022: 149-158.

 

[3]NAM M. High energy wide area blunt impact damage to internal structural components of composite aircraft fuselage structures [D]. San Diego: University of California San Diego, 2021.

 

[4]DEFRANCISCI G K. High energy wide area blunt impact on composite aircraft structures[D]. San Diego: University of California San Diego, 2013.

 

[5]Federal Aviation Administration. High-energy wide-area blunt impact for composite structures: PS-ANM-25-20[S]. Washington DC: Federal Aviation Administration, 2016.

 

[6]ZOU J C, LEI Z K, BAI R X, et al. Damage and failure analysis of composite stiffened panels under low-velocity impact and compression after impact[J]. Composite Structures, 2021, 262: 113333.

 

[7]拓宏亮, 馬曉平, 盧智先. 基于連續(xù)介質(zhì)損傷力學(xué)的復(fù)合材料層合板低速沖擊損傷模型[J]. 復(fù)合材料學(xué)報, 2018, 35(7): 1878-1888.doi: 10.13801/j.cnki.fhclxb.20180103.001

 

TUO Hongliang, MA Xiaoping, LU Zhixian. A model for low velocity impact damage analysis of composite laminates based on continuum damage mechanics[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2018, 35(7): 1878-1888(in Chinese).doi: 10.13801/j.cnki.fhclxb.20180103.001

 

[8]馬良穎. 碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料的抗鳥撞性能研究[D]. 哈爾濱: 哈爾濱工業(yè)大學(xué), 2021.

 

MA Liangying. Research on bird strike resistance of carbon fiber rein-forced resin matrix composites[D]. Harbin: Harbin Institute of Technology, 2021( in Chinese).

 

[9]CHEN Z M. Experimental and modeling investigation of blunt impact to stringer-reinforced composite panels[C]// BAKIS C E. 28th Annual Technical Conference of the American-Society-for-Composites. PennState: Destech Publications, 2013: 1848-1867.

 

[10]HEIMBS S, VAN DE NBROUCKE B, DUPLESSIS KERGOMARD Y, et al. Rubber impact on 3D textile composites[J]. Applied Composite Materials, 2012, 19(3-4): 275-295.

 

[11]MIKULIK Z, HAASE P. Composite damage metrics and inspection-blunt impact (CODAMEIN), NASA/CR-2001-211025[R]. Hambury: European Aviation Safety Agency, 2010.

 

[12]DING Y Z, LIU J, HALL Z E C, et al. Damage and energy absorption behaviour of composite laminates under impact loading using different impactor geometries[J]. Composite Structures, 2023, 321: 117259.

 

[13]HABIBI M, ABBASSI F, LAPERRIÈRE L. Quasi-static indentation and acoustic emission to analyze failure and damage of bio-composites subjected to low-velocity impact[J]. Composites Part A: Applied Science and Manufacturing, 2022, 158: 106976.

 

[14]BOZKURT M O, COKER D. In-situ investigation of dynamic failure in [05/903]s CFRP beams under quasi-static and low-velocity impact loadings[J]. International Journal of Solids and Structures, 2021, 217-218: 134-154.

 

[15]SUN X C, WISNOM M R, HALLETT S R. Interaction of inter- and intralaminar damage in scaled quasi-static indentation tests: Part 2—Numerical simulation[J]. Composite Structures, 2016, 136: 727-742.

 

[16]HASHIN Z. Failure criteria for unidirectional fiber composites[J]. Journal of Applied Mechanics, 1980, 47(2): 329-334.doi: 10.1115/1.3153664

 

[17]鄒田春, 李龍輝, 巨樂章, 等. CFRP-鋁合金板單、雙搭接膠接接頭剛度退化機(jī)理[J]. 材料導(dǎo)報, 2022, 36(19): 155-160.

 

ZOU Tianchun, LI Longhui, JU Yuezhang, et al. Stiffness degradation mechanism of single and double lap bonded joints of CFRP-aluminum alloy plates[J]. Materials Reports, 2022, 36(19): 155-160(in Chinese).

 

[18]EBADI-RAJOLI J, AKHAVAN-SAFAR A, H HOSSEINI-TOUDESHKYH, et al. Progressive damage modeling of composite materials subjected to mixed mode cyclic loading using cohesive zone model[J]. Mechanics of Materials, 2020, 143: 103322.

 

[19]JOHRI N, CHANDRA KANDPAL B, KUMAR N, et al. Effect of ply thickness and orientation on fatigue delamination of laminated composites using cohesive zone model[J]. Materials Today: Proceedings, 2021, 46(20): 11040-11045.

 

[20]CAMANHO P P, DAVILA C G, DE MOURA M F. Numerical simulation of mixed-mode progressive delamination in composite materials[J]. Journal of Composite Materials, 2003, 37(16): 1415-1438.doi: 10.1177/0021998303034505

 

[21]KARNATI S R, SHIVAKUMAR K. Limited input benzeggagh and kenane delamination failure criterion for mixed-mode loaded fiber reinforced composite laminates[J]. International Journal of Fracture, 2020, 222(1-2): 221-230.doi: 10.1007/s10704-019-00418-1

 

[22]ZHOU J J, WEN P H, WANG S N. Numerical investigation on the repeated low-velocity impact behavior of composite laminates[J]. Composites Part B: Engineering, 2020, 185: 107771doi: 10.1016/j.compositesb.2020.107771

 

[23]魏家威, 石霄鵬, 馮振宇. 應(yīng)變率相關(guān)的橡膠本構(gòu)模型研究[J]. 高壓物理學(xué)報, 2022, 36(2): 107-117.

 

WEI Jiawei, SHI Xiaopeng, FENG Zhenyu. Strain rate dependent constitutive model of rubber[J]. Chinese Journal of High Pressure Physics, 2022, 36(2): 107-117(in Chinese).