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飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)層間或膠結(jié)界面污染、粘接劑不均勻/老化等因素會(huì)導(dǎo)致“吻接”和“弱粘接”問(wèn)題，而現(xiàn)有超聲波、紅外等無(wú)損檢測(cè)技術(shù)無(wú)法有效檢測(cè)評(píng)估。激光誘導(dǎo)等離子體沖擊波檢測(cè)界面結(jié)合強(qiáng)度技術(shù) (LASAT) 是一種利用激光沖擊波反射拉伸波的力學(xué)效應(yīng)進(jìn)行界面結(jié)合強(qiáng)度定量性評(píng)估的新型檢測(cè)技術(shù)，可有效解決“吻接”和“弱粘接”的檢測(cè)難題。納秒激光誘導(dǎo)的沖擊波壓力大、應(yīng)變率高、持續(xù)時(shí)間短，且在復(fù)合材料材料內(nèi)部各方向產(chǎn)生不均勻的應(yīng)力作用。這種不均勻短脈沖應(yīng)力作用下材料的響應(yīng)規(guī)律復(fù)雜，呈現(xiàn)出十分明顯的應(yīng)變率相關(guān)性，現(xiàn)有研究主要通過(guò)實(shí)驗(yàn)測(cè)試來(lái)描述不同應(yīng)變率條件下復(fù)合材料的力學(xué)性能與動(dòng)態(tài)響應(yīng)規(guī)律以及激光參數(shù)反演，而少量數(shù)值預(yù)測(cè)模型和方法均未考慮應(yīng)變率在復(fù)合材料各個(gè)方向的相關(guān)性。為此，航空動(dòng)力系統(tǒng)與等離子體技術(shù)全國(guó)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室（APPL）聯(lián)合西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院提出采用一種三維正交各向異性的應(yīng)變率本構(gòu)模型進(jìn)行超高應(yīng)變率沖擊波在復(fù)合材料內(nèi)部的傳播及失效預(yù)測(cè)，并通過(guò)實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了科學(xué)系統(tǒng)驗(yàn)證。

該方法主要包含三個(gè)方面：（1）復(fù)合材料三維各向異性模量、泊松比和強(qiáng)度與應(yīng)變率成正比且服從對(duì)數(shù)關(guān)系，實(shí)現(xiàn)了應(yīng)力波傳播規(guī)律的精確預(yù)測(cè)；（2）失效準(zhǔn)則及損傷演化剛度折減均采用基于應(yīng)變控制的策略，解決了局部單元?jiǎng)偠韧嘶髴?yīng)力卸載導(dǎo)致應(yīng)變混亂的問(wèn)題；（3）成功預(yù)測(cè)復(fù)合材料厚度方向精確分層損傷位置、損傷后應(yīng)力波新的傳播形式以及背面粒子速度的變化，并將損傷和背面粒子速度與實(shí)驗(yàn)進(jìn)行對(duì)比驗(yàn)證，優(yōu)化反演得到合適的壓力-時(shí)間曲線峰值，對(duì)激光誘導(dǎo)沖擊波的激光參數(shù)溯源提供了參考。

相關(guān)工作以“Ultrahigh-Strain-Rate-Predicting Method for Nanosecond-Laser-Induced Shock on Aeronautical Composite Materials”為題發(fā)表于國(guó)際航空航天領(lǐng)域權(quán)威期刊AIAA Journal。

圖1 激光誘導(dǎo)沖擊波檢測(cè)設(shè)備與實(shí)驗(yàn)原理圖

圖2 激光誘導(dǎo)沖擊波傳播機(jī)理示意圖

圖3 本文實(shí)驗(yàn)所用復(fù)合材料檢測(cè)位置與鋪層信息

圖4 激光誘導(dǎo)沖擊復(fù)合材料的四分之一模型

圖5 1J激光能量的模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果：應(yīng)力、應(yīng)變率、應(yīng)力-位置-時(shí)間關(guān)系及CT圖像對(duì)比

圖6 2J激光能量的模擬與實(shí)驗(yàn)結(jié)果：應(yīng)力、應(yīng)變率、應(yīng)力-位置-時(shí)間關(guān)系及CT圖像對(duì)比

圖7 激光誘導(dǎo)沖擊復(fù)合材料背面粒子速度

論文鏈接：

https://doi.org/10.2514/1.J065015