含面芯界面脫膠蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的破壞行為研究.pdf

1、蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)目前已經(jīng)廣泛用于火箭、導(dǎo)彈、飛機(jī)、衛(wèi)星等航空、航天領(lǐng)域。與傳統(tǒng)材料相比，蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)具有比剛度大、比強(qiáng)度高等優(yōu)點。針對我國目前有關(guān)部門廣泛使用的由碳纖維/環(huán)氧面板和鋁合金蜂窩芯子組成的夾芯板的損傷破壞行為，本文從實驗表征、理論分析和數(shù)值模擬三方面進(jìn)行了分析研究，發(fā)現(xiàn)了其獨特的破壞模式，并建立了得到相應(yīng)實驗驗證的行之有效的計算模型。
　　在第一章中，從實驗測試、理論分析和數(shù)值模擬等方面對蜂窩芯子、層合面板和夾芯結(jié)構(gòu)力學(xué)行

2、為的研究現(xiàn)狀進(jìn)行了回顧和綜述，并闡述了本課題的研究目的和意義。
　　在第二章中，利用實驗方法對蜂窩芯子的面外力學(xué)性能進(jìn)行了測試，并利用數(shù)值模擬與理論分析相結(jié)合的方法對芯子在剪切載荷作用下的變形機(jī)理進(jìn)行了分析。在此基礎(chǔ)上，基于懸臂梁變形理論和薄板剪切屈曲失穩(wěn)理論，建立了新的蜂窩芯子面外等效剪切模量和剪切強(qiáng)度的理論模型。利用彎曲實驗、拉伸實驗和壓縮實驗得到了面板的力學(xué)性能參數(shù)，基于經(jīng)典層合板理論分析了面板（層合板）的彈性模量和強(qiáng)度，并

3、驗證了單層板的彈性模量和強(qiáng)度。
　　在第三章中，首先利用雙懸臂梁實驗（DCB）和單臂梁實驗(SLB)對含面芯界面脫膠蜂窩夾芯板的破壞機(jī)理進(jìn)行了研究，發(fā)現(xiàn)了與以往文獻(xiàn)報道中不同的IKP破壞模式，即面板層間分層（Initiation of interlaminar delamination）、面板單層斷裂（Kinking into facesheet）和層間分層擴(kuò)展（Propagation of interlaminar delami

4、nation）。然后利用面積法計算出DCB實驗和SLB實驗中面板層間分層的能量釋放率，利用基于虛裂紋閉合技術(shù)的有限元法模擬對DCB實驗和SLB實驗中面板層間分層過程中的I型能量釋放率和II型能量釋放率進(jìn)行了分離，結(jié)果表明I型能量釋放率遠(yuǎn)高于II型能量釋放率。
　　在第四章中，根據(jù)DCB實驗和SLB實驗中所發(fā)現(xiàn)的典型破壞行為，建立了基于蔡-希爾破壞準(zhǔn)則和能量釋放率準(zhǔn)則的IKP（Initiation of delamination,K

5、inking and Propagation of delamination）計算模型。該計算模型能夠同時考慮單層板的斷裂破壞和面板層間分層破壞。根據(jù)第三章中所確定的能量釋放率實驗和數(shù)值結(jié)果，求出了面板層間I型和II型裂紋的臨界能量釋放率。在能量釋放率的計算中，采用了基于粘結(jié)模型的界面單元。計算模型成功地模擬了DCB實驗和SLB實驗中的典型破壞模式，模擬結(jié)果與實驗結(jié)果較為吻合。
　　在第五章中，利用改進(jìn)后的BIKP（Bucklin

6、g,Initiation of delamination,Kinking and Propagation of delamination）計算模型對含不同類型面芯界面脫膠蜂窩夾芯板在側(cè)向壓縮載荷作用下的典型破壞行為進(jìn)行了分析，結(jié)果表明含面芯界面脫膠夾芯板的側(cè)壓破壞表現(xiàn)出與以往文獻(xiàn)中不同的BIKP破壞模式,即面板局部屈曲(Buckling)、面板層間分層(Initiation of interlaminar delamintion)、面板

7、單層斷裂(Kinking into facesheet)、層間分層擴(kuò)展(Propagation of interlaminar delamination)和面板整體屈曲(Buckling)；并且發(fā)現(xiàn)面板層間分層擴(kuò)展具有明顯的方向性。為了對數(shù)值分析結(jié)果進(jìn)行驗證，對含貫穿型面芯界面脫膠蜂窩夾芯板在側(cè)向壓縮載荷作用下的破壞模式進(jìn)行了實驗研究，實驗結(jié)果很好地驗證了數(shù)值分析結(jié)果及計算模型。因此，我們所建立的BIKP計算模型對夾芯結(jié)構(gòu)的設(shè)計、評估和