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采用拉伸工藝制備超輕全CFRP蜂窩夾層圓柱殼，通過理論推導(dǎo)得到軸向壓縮下夾層圓柱殼五種典型失效模式對(duì)應(yīng)的臨界失效載荷，生成三維失效機(jī)理圖，直觀揭示無量綱參數(shù)對(duì)結(jié)構(gòu)失效的影響。選取面板厚度作為變量，對(duì)夾層圓柱殼進(jìn)行準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓縮試驗(yàn)，觀察到胞內(nèi)屈曲和表面壓潰兩種失效模式，與理論結(jié)果一致。對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了系統(tǒng)的分析和討論。將超輕全CFRP蜂窩夾層圓柱殼與現(xiàn)有圓柱殼進(jìn)行了對(duì)比，揭示了其承載優(yōu)勢。建立的失效機(jī)理圖為蜂窩夾層圓柱殼的制備和優(yōu)化提供了指導(dǎo)。與傳統(tǒng)的蜂窩芯制備工藝相比，新型拉伸工藝有望實(shí)現(xiàn)量產(chǎn)，有助于為航空航天結(jié)構(gòu)件輕量化制造提供技術(shù)支持。

一、 引言

隨著航空航天領(lǐng)域?qū)p量化技術(shù)的需求日益增長，碳纖維復(fù)合材料因其優(yōu)異的力學(xué)性能和可設(shè)計(jì)性而成為研究熱點(diǎn)。夾層圓柱作為一種輕質(zhì)高強(qiáng)的結(jié)構(gòu)形式，在航空航天等領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。蜂窩芯材因其輕質(zhì)高強(qiáng)的特性，成為夾層圓柱芯材的理想選擇之一。目前，夾層圓柱的制備方法主要包括纏繞工藝、鎖扣工藝、熱壓工藝和3D打印等。然而，這些方法都存在一定的局限性，例如制備成本高、操作步驟復(fù)雜、制備效率低等。

近日，Top期刊《Composite Structures》發(fā)表了一篇由哈爾濱工程大學(xué)先進(jìn)船舶材料與力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室與哈爾濱工程大學(xué)航天與建筑工程學(xué)院工程力學(xué)系、哈爾濱工業(yè)大學(xué)復(fù)合材料研究中心的研究團(tuán)隊(duì)完成的有關(guān)軸向壓縮下超輕全CFRP蜂窩夾層圓柱的制備與失效機(jī)理的研究成果。該研究開發(fā)了一種新型拉伸工藝來制備超輕全碳纖維蜂窩夾層圓柱，并通過理論分析和實(shí)驗(yàn)研究，揭示其在軸向壓縮下的失效機(jī)理，為夾層圓柱的輕量化設(shè)計(jì)和制造提供理論指導(dǎo)和實(shí)踐依據(jù)。論文標(biāo)題為“Fabrication and failure mechanisms of ultralight all-CFRP honeycomb sandwich cylinders under axial compression”。

二、內(nèi)容簡介

超輕型全CFRP蜂窩夾芯圓筒的制造過程，包括蜂窩芯材和面板的制備以及它們的組裝。所有CFRP夾芯圓筒，包括面板和蜂窩芯，都是通過熱壓和拉伸工藝分別制成的碳纖維單向預(yù)浸料。制造過程分為三個(gè)步驟：制作面板和芯材，以及它們的組裝。通過將預(yù)浸料和剝離層交替堆疊形成蜂窩芯，然后在自動(dòng)壓力機(jī)中固化。將蜂窩芯拉伸成整體蜂窩形狀，并在真空干燥箱中熱定型。第二步是制備面板，將預(yù)浸料切割成矩形并堆疊成層合，然后在圓柱形模具上固化。最后，使用粘合膜J-272C將面板和芯材組裝在一起，并在130°C下固化2小時(shí)。為了防止測試過程中端部失效，還在圓筒的兩端注入環(huán)氧樹脂并拋光。

圖1.蜂窩芯夾層圓柱殼的制造過程。

圖 2. 蜂窩夾層圓柱體照片，外板已拆除，以供演示。

研究從理論角度分析了蜂窩夾芯圓柱在軸向壓縮下的可能失效模式，并推導(dǎo)出每種模式對(duì)應(yīng)的臨界載荷公式。包括歐拉屈曲、全局屈曲、單元內(nèi)屈曲、面皺折和面壓碎在內(nèi)的多種破壞模式。當(dāng)圓柱的長度與直徑比足夠大時(shí)，可以將其視為細(xì)長桿，并利用歐拉屈曲公式計(jì)算臨界載荷。當(dāng)圓柱壁較薄且芯材剛度較高時(shí)，在軸向壓縮下可能發(fā)生整體屈曲。薄面板蜂窩夾芯圓柱的失效模式，面板在蜂窩壁包圍的單元內(nèi)發(fā)生屈曲。面板起皺通常發(fā)生在蜂窩芯的多個(gè)單元內(nèi)，起皺表現(xiàn)為局部面板上的凹槽和凸起。而當(dāng)面板足夠厚時(shí)，蜂窩夾芯圓柱在軸向壓縮下直接發(fā)生面板壓潰。通過這些公式，可以預(yù)測夾芯圓筒在不同幾何尺寸和材料參數(shù)下的軸向壓縮強(qiáng)度。此外，還繪制了三維破壞機(jī)制圖，直觀地展示了不同破壞模式的條件和可能性，這些圖表有助于理解結(jié)構(gòu)在不同參數(shù)條件下的破壞機(jī)制，為實(shí)際工程應(yīng)用提供指導(dǎo)。

圖3.蜂窩夾層圓柱殼的失效機(jī)理圖。

關(guān)于超輕型全CFRP蜂窩夾芯圓筒進(jìn)行的準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓縮測試，測試使用INSTRON 322通用試驗(yàn)機(jī)以0.1 mm/min的速率加載，記錄了試樣的載荷和位移。同時(shí)引入了非接觸式數(shù)字圖像相關(guān)（digital image correlation;DIC）技術(shù)來收集破壞模式和全場變形數(shù)據(jù)。DIC系統(tǒng)通過追蹤試樣表面的圖像來測量三維坐標(biāo)、位移和應(yīng)變。測試前，試樣表面噴涂了散斑。此外，試驗(yàn)機(jī)和DIC系統(tǒng)的采樣頻率保持一致，確保了數(shù)據(jù)的同步性和準(zhǔn)確性。通過這些實(shí)驗(yàn)，觀察并分析了不同面板厚度對(duì)結(jié)構(gòu)破壞機(jī)制和機(jī)械性能的影響。

圖4.軸向壓縮試驗(yàn)照片：（a）試驗(yàn)裝置，（b）DIC系統(tǒng)示意圖。

圖5. 利用DIC技術(shù)得到的1#1在不同時(shí)刻的平面外位移分布。

研究描述了超輕型全CFRP蜂窩夾芯圓筒在軸向壓縮下的實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象和結(jié)果，并系統(tǒng)討論了面板厚度對(duì)結(jié)構(gòu)破壞機(jī)制和機(jī)械性能的影響。通過制造兩種類型的試樣（薄面板和厚面板），并進(jìn)行軸向壓縮測試，觀察到兩種主要的破壞模式：薄面板試樣的單元內(nèi)屈曲和厚面板試樣的面壓碎。利用DIC技術(shù)輔助研究，輸出了試樣的全場變形數(shù)據(jù)。實(shí)驗(yàn)結(jié)果與理論預(yù)測相一致，驗(yàn)證了理論分析的準(zhǔn)確性。此外，作者還比較了不同核心類型的碳纖維夾芯圓筒的軸向壓縮性能，發(fā)現(xiàn)蜂窩夾芯圓筒在承載能力和等效強(qiáng)度方面具有一定的優(yōu)勢，表明這些結(jié)構(gòu)在航空航天領(lǐng)域具有巨大的設(shè)計(jì)和應(yīng)用潛力。

圖6. 利用DIC技術(shù)得到的1#2在不同時(shí)刻的平面外位移分布。

圖7.外板斷口形貌。

三、 小結(jié)

該研究開發(fā)了一種新型拉伸工藝制備超輕全碳纖維蜂窩夾層圓柱，并通過理論分析和實(shí)驗(yàn)研究，揭示了其在軸向壓縮下的失效機(jī)理。結(jié)果表明，該新型蜂窩芯材具有輕質(zhì)高強(qiáng)的特性，夾層圓柱的承載能力與桁架芯材和折疊芯材夾層圓柱相當(dāng)，高于網(wǎng)格芯材和波紋芯材夾層圓柱。該研究為夾層圓柱的輕量化設(shè)計(jì)和制造提供了理論指導(dǎo)和實(shí)踐依據(jù)，具有重要的工程應(yīng)用價(jià)值。

原始文獻(xiàn)：

Chu, Z., Wang, R., Tian, S., Wang, C., Wu, L., Wu, Q., & Yu, G. (2024). Fabrication and failure mechanisms of ultralight all-CFRP honeycomb sandwich cylinders under axial compression. Composite Structures, 345, 118386.

原文鏈接：

https://doi.org/10.1016/j.compstruct.2024.118386