蜂窝芯体厚度对Nomex蜂窝夹层复合材料压缩性能的影响

董 鑫，石晓朋，常 飞，王 旭

（空军工程大学航空航天工程学院，西安 710038）

0 引 言

蜂窝夹层复合材料（以下简称复合材料）由两块薄而强硬的面板（碳纤维层合板）以及密度小、尺寸较厚、承载能力相对较弱的蜂窝芯体组成。该复合材料具备极高的比强度和比刚度，被越来越多地应用于现代航空航天飞行器中，特别是机身蒙皮［1］。蜂窝夹层复合材料的蜂窝芯体应具有一定厚度，以保证在外加载荷下不发生夹层板的总体屈曲、剪切破坏以及过大的挠度，因此研究蜂窝芯体厚度对复合材料压缩性能的影响具有一定的意义。

目前对蜂窝夹层复合材料的压缩性能研究较多，尤 其 是 冲 击 后 复 合 材 料 的 剩 余 强 度［2－4］。Vonach［5］等采用有限元法和解析法研究了蜂窝夹层复合材料面板的皱屈问题；Leotoing［6］等采用有限元法研究了此复合材料的稳定性问题，并对有限元模型规模进行了讨论；修英姝［7］等通过遗传算法与有限元计算相结合，对复合材料芯体结构进行了优化设计，得出芯体结构的扭曲刚度与铺层角度、铺层顺序、芯体和单层板的厚度之间的关系；张铁亮［8］等通过建立有限元模型，求出不同面板厚度时结构的屈曲因子，研究了芯体厚度与蜂窝壁屈曲临界失稳载荷的关系；法洋洋［9］等采用有限元方法建立了蜂窝夹层结构拉脱分析模型，分析结果表明蜂窝芯材剪切失效破坏导致了材料的形变增大，最后导致复合材料的整体失效。而关于芯体厚度对复合材料压缩屈曲载荷和压缩强度的研究相对较少。

Nomex蜂窝夹层复合材料的密度低，且有强度较高、易成形、与面板的粘结性好、隔热、绝缘性好等特点，是一种航空工业常用的复合材料。作者制备了三种不同芯体厚度的复合材料，并根据GB/T 1545－1988进行了静力压缩试验，研究了芯体厚度对复合材料的屈曲载荷、破坏载荷及压缩强度的影响，并探讨了如何选择芯体厚度。

1 试样制备与试验方法

1.1 试样制备

压缩试样Nomex蜂窝夹层复合材料，其截面尺寸为720mm×638mm，端部30mm进行灌胶处理并将两侧蒙皮加厚作为夹持端，蜂窝芯体宽度为600mm，如图1。芯体蜂窝形状为边长8mm的正六边形。

图1 压缩试样尺寸Fig.1 The size of specimen for compression

蜂窝夹层复合材料的面板为碳纤维层合板，共3层，铺层为［（±45）/0/（±45）］，其中第一层和第三层为编织结构，第二层为单向带。单向带的材料为CCF300/BA9916-II，厚度为0.125mm；编织结构的材料为 CF3031/BA9916-II，厚度为0.23mm。芯体的材料为具有蜂窝结构的NRH-2-48芳纶纸，厚度分别为8，12，20mm，面板与芯体通过胶层连接。碳纤维层合板的力学性能见表1，E为弹性模量，G为剪切模量。蜂窝芯体的力学性能为ET＝107MPa，GLT＝37.8MPa，GWT＝22.8MPa，EL＝EW＝GLW＝0。

表1 碳纤维层合板各层的力学性能Tab.1 Mechanical properties of layers of carbon fiber laminates

1.2 试验方法

用YAW-5000F型微机控制电液伺服长柱压力试验机对3种芯体厚度的试样进行静力压缩试验，结果取3个试样的平均值。试验时，对试样下端进行固支，上端施加载荷，并对试样两侧边安装侧向夹具，确保试验加载的中心通过试样的几何中心，以实现纯压缩状态。在试样正反两面粘贴应变片测加载过程中试样各个部位的应变，一个试样共布置98个应变片，其分布如图2所示，另一面对应点处的应变片编号为对应点处的应变片编号加49。

图2 试样上应变片分布位置Fig.2 Positions of strain gage on the surface of specimen

2 试验结果及讨论

2.1 压缩性能

取各试样中间第四截面（图2中22～28应变片所在截面）应变进行分析，3种蜂窝芯体厚度试样的载荷－应变曲线如图3所示。由图可见，蜂窝芯体厚度为8mm试样的载荷－应变曲线可以划分为两个阶段。第一阶段为试验开始到试样屈曲；第二阶段为试样屈曲到破坏。第一个阶段试样在压缩载荷的作用下应变呈线性变化。试样在屈曲后进入第二阶段，应变呈现非线性变化，此时虽然试样已经屈曲，但依然具有很大的承载能力，随着试样变形的增大，屈曲变得更为严重，直至试样破坏。蜂窝芯体厚度为12mm试样的载荷－应变曲线与厚度为8mm的试样类似。但厚度为20mm试样的载荷－应变曲线与前两者明显不同，它只有一种阶段，并没有出现屈曲阶段，应变随着载荷的增加呈线性变化，直至试样破坏。

2.2 蜂窝芯体厚度对屈曲载荷的影响

由试验得到，蜂窝芯体厚度为8，12mm试样的屈曲载荷分别为56，112kN；而蜂窝芯体厚度为20mm试样在破坏之前都没有发生屈曲现象。可见，蜂窝芯体厚度对复合材料的屈曲载荷有很大影

图3 不同蜂窝芯体厚度试样的载荷－应变曲线Fig.3 Load-strain curves of specimens with different honeycomb core thicknesses

式中：νxy，νyx分别为面板材料的泊松比；h为蜂窝芯体的厚度；t1为上面板厚度；t2为下面板厚度；Ei1为上面板弹性模量；Ei2为下面板弹性模量。

由上式可以看出复合材料的弯曲刚度与蜂窝芯体的厚度的平方成正比，因此提高蜂窝芯体厚度可以提高芯体结构的弯曲刚度，进而提高其屈曲载荷。

试验中，蜂窝芯体厚度为8，12mm的试样发生了屈曲，由上式可以计算出这2种试样的弯曲刚度比为1∶2.25，而试验得到其屈曲载荷比为1∶2，两者结果相近。蜂窝芯体厚度为20mm试样的屈曲载荷远大于其破坏载荷，因此没有发生屈曲现象。

2.3 蜂窝芯体厚度对破坏载荷的影响

由试验得到，蜂窝芯体厚度为8，12，20mm试样的破坏载荷分别为99.7，124，202.1kN；破坏应变分别为5 906×10－6，6 464×10－6，7 528×10－6。可见随蜂窝芯体厚度的增大，复合材料的破坏载荷逐渐增大，厚度为12mm和20mm时试样的破坏载荷比厚度为8mm试样的分别提高了24%和102%。

对于蜂窝夹层复合材料，蜂窝芯体在垂直于厚度方向的LW平面内刚度无穷小，其面内剪切模量GLW及沿L、W方向的弹性模量EL，EW均为0，即在LW平面内完全由面板承受平面的压缩载荷，而芯体对面板提供连续支撑作用。由此可以看出，芯体厚度的增大，主要影响蜂窝夹层复合材料的屈曲，但屈曲现象的发生也会使试样的承载能力急剧下降。响，随蜂窝芯体厚度的增大，试样的屈曲载荷增大。

文献［10］提出，对于面板较薄的蜂窝夹层复合材料，其弯曲刚度D计算公式为

从图4可以看出，蜂窝芯体厚度为8，12mm的试样，在压缩试验过程中出现了屈曲现象，其破坏形式均为面板皱褶；蜂窝芯体厚度为20mm的试样，在压缩过程中没有出现屈曲现象，而是在面板承载能力超过其强度时，面板发生破坏，进而失去承载能力，其破坏形式为面板破坏。

图4 不同蜂窝芯体厚度试样的破坏形式Fig.4 Failure modes of specimens with different honeycomb core thicknesses

2.4 蜂窝芯体厚度的优化

蜂窝夹层复合材料其主要优点就是结构密度小，具有较大的弯曲刚度及强度，厚度的增加可以大幅度提高其弯曲刚度及屈曲载荷，但是复合材料的密度也会相应提高。因此，应在满足其刚度及强度的基础上，尽可能地减小蜂窝芯体的厚度。

试验用复合材料，其上下面板的厚度及材料相同，因此在不发生屈曲的情况下，其承载能力是一定的，蜂窝芯体厚度的改变对其破坏载荷影响较小。而芯体厚度的改变对屈曲载荷影响较大，屈曲现象的发生又会促进材料的最终破坏。因此，需要对蜂窝结构复合材料的芯体厚度进行优化设计。

由图5可以看出，随着试样芯体厚度的增加，其屈曲载荷的提高速度较快，但厚度增加到一定程度时，虽然试样未发生屈曲，但载荷已超过其面板断裂强度，面板发生破坏使整个试样丧失承载能力。因此，当复合材料的屈曲载荷与其面板的破坏载荷相同时，其蜂窝芯体的厚度为最佳选择。对于试验用复合材料，当芯体厚度在13mm左右时，试样的蜂窝芯体厚度为最佳。

图5 蜂窝夹层复合材料的承载能力与蜂窝芯体厚度关系曲线Fig.5 Load vs core thickness for honeycomb sandwich composites

3 结 论

（1）蜂窝夹层复合材料的屈曲载荷随蜂窝芯体厚度的增大而增大，蜂窝芯体厚度为8，12mm的试样在压缩试验中发生了屈曲，其承载能力比20mm的试样低较多。

（2）当复合材料屈曲载荷超过其面板的断裂强度时，厚度的增大对承载能力影响较小，因此，当复合材料的屈曲载荷与其面板的破坏载荷相同时，蜂窝复合材料的芯体厚度最佳。

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