含Cohesive单元的舱门蒙皮低速冲击有限元仿真

左 锐，左洪福，芦吉云，徐瑀童

(南京航空航天大学 民航学院， 南京 211100)

【化学工程与材料科学】

含Cohesive单元的舱门蒙皮低速冲击有限元仿真

左 锐，左洪福，芦吉云，徐瑀童

(南京航空航天大学 民航学院， 南京 211100)

利用3D Hashin失效准则预测复合材料气密性舱门蒙皮4种层内损伤模式：纤维拉伸、纤维压缩、基体拉伸和基体压缩，进行低速冲击有限元仿真分析；使用Cohesive单元结合QUADS失效准则代替VCCT技术模拟分层失效；比较不同网格密度、冲击位置以及冲击能量下对数值分析的影响。仿真结果表明：冲击点越接近筋条缘条中央位置，冲击损伤面积越大，应作为舱门健康监测研究中重要监测对象之一。

气密性舱门；低速冲击；健康监测；冲击能量

飞机在高速运行过程中对气密性要求极高，复合材料气密性舱门的健康监测问题越来越受重视。通过对飞机结构的冲击损伤进行记录与调查，发现对71架服役中的Boing747 所进行的688次维修中，有90次是由低速冲击引起的，占总数的13%，并且这些冲击损伤主要出现在舱门周围、飞机头部、货舱地板以及尾翼前沿等位置，其中约70%的损伤部位分布于舱门周围[1]。与复合材料结构在高速冲击下所产生的穿透性损伤不同，低速冲击下，复合材料结构表面很难目视检查，但在结构内部可能已产生大范围损伤，主要有3种损伤类型：层间脱层、层内基体开裂、纤维断裂，纤维断裂将造成整个结构的失效。因此，复合材料气密性舱门结构的低速冲击损伤研究对结构的健康监测有着十分重要的意义[2-3]。

M.Meo[4]采用Chang-Chang失效模型进行复合材料结构在冲击作用下纤维断裂、基体在拉伸和压缩状态下失效等各种损伤类型的预测，但只考虑面内应力，不适合面外应力明显的冲击受载情况(如脱层的产生和扩展)。Zou[5]基于复合材料层合板理论，建立了考虑层间脱层的有限元模型，预测冲击作用下复合材料结构的响应与损伤，该模型沿复合材料的厚度方向引入了子层结构与界面层结构(Cohesive单元)。其中子层结构表示为铺层结构中的一个独立子结构，在该子层结构中将不产生脱层损伤，界面层(Cohesive单元)用于描述脱层损伤。

过去在模拟复合材料分层失效时，大多采用基于Debond技术的VCCT方法，以线弹性断裂力学的应变能释放率为判据，适用于模拟脆性断裂扩展，只能沿着事先确定的扩展面扩展，分析前需指定初始裂纹，所以应用范围受到很大限制，本文选用Cohesive单元模拟层间界面，使用Traction-separation law模拟原子晶格的减聚力，避免了裂纹尖端的奇异性，研究舱门结构冲击损伤敏感位置和不同冲击能量下的冲击响应，为舱门结构健康监测研究提供参考[6-7]。

1 Hashin失效准则

本文通过ABAQUS/Explicit中VUMAT子程序接口调用经典Hashin三维失效准则进行分析，Hashin三维失效准则综合考虑各个应力分量分析产生的失效模式，由失效常数判断是否发生基体和纤维失效模式，共分为4种失效形式，包括纤维的拉伸、压缩失效以及基体的拉伸、压缩失效。

纤维拉伸破坏σ11≥0：

(1)

纤维压缩破坏σ11<0：

(2)

基体拉伸破坏σ22+σ33>0：

(3)

基体压缩破坏σ22+σ33<0：

(4)

在式(1)～式(4)中,σij为各个方向上的应力分量,层内拉伸和压缩许用应力分别用下标T和C表示，XT、YT和ZT分别表示3个材料方向上的拉伸许用应力，XC、YC和ZC分别为3个材料方向上的压缩许用应力。S12、S13和S23分别为各自的面内剪切强度[8-10]。

2 基于ABAQUS的3D舱门蒙皮加筋结构低速冲击有限元模拟

舱门蒙皮结构如图1、图2所示。蒙皮结构曲率半径为3 m，几何尺寸为1 m×0.8 m，厚度0.002 8 m，14层复合材料，[0,45,90,-45,0,45,0]s([ ]中的数值表示各铺层的纤维铺设角度，s表示对称铺设)，单层厚度为0.000 2 m。筋条材料为铝合金，厚度与蒙皮结构相同，腹板高度为0.07 m，缘条宽度为0.03 m。冲头为直径0.016 mm的球体，质量为5 kg。

图1 舱门简化结构

图2 筋条结构

2.1 Cohesive单元有限元建模

在mesh模块中对蒙皮和筋条进行适当网格划分，蒙皮厚度方向网格数量设为14，并为每两层单元间的面以及蒙皮和筋条之间的接触面一一建立Set。利用ABAQUS中的Offset功能对之前所建立的Set进行偏置设置，偏置厚度为0.000 01 m，单元类型选择COH3D8，并采用松弛刚度，默认单元删除，最大刚度降定为 0.95。在Properties模块中Section设为Cohesive，Traction-Separation Law。

复合材料、铝合金以及胶层(Cohesive单元)材料参数如表1、表2、表3所示。

表1 铝合金材料参数

表2 Cohesive单元材料属性

表3 T700/5284复合材料参数

表2中knn表示第一主方向刚度，kss表示第一剪切方向刚度，ktt表示第二剪切方向刚度；tn表示第一主方向应力，ts表示第一剪切方向应力，tt表示第二剪切方向应力；GIc表示第一主方向断裂能，GIIc表示第一剪切方向断裂能，GIIIc表示第二剪切方向断裂能。

2.2 网格密度对冲击模型数值分析的影响

建立3种不同网格密度的有限元模型(表4)，冲击点选择图3(a)位置，冲击能量为5.625 J(1.5 m/s)。

表4 不同网格计算结果

此处仅对模型进行优化分析，因此并不考虑损伤影响，主要从运算时间(Intel Xeon E5-2630 v3,3.2GHz)和极限位移的变化两方面进行对比发现Mesh2为较优网格密度[11-13]。

2.3 筋条对舱门蒙皮冲击损伤的影响

仍取冲击能量为5.625 J，图3分别是冲头3个不同冲击位置的视图，图3 (a)中冲击点选为两筋条之间的位置(以下简称为a位置)，图3(b)正对筋条(以下简称为b位置)，图3(c)位于筋条中央[14](以下简称为c位置)。

对3个冲击位置冲击后，蒙皮结构主要出现基体拉伸和分层损伤，以图3(a)位置为例，图4为a位置蒙皮结构分层损伤云图，图6为a位置冲击位置基体损伤云图，图5和图7分别为3种冲击位置下分层损伤面积和基体损伤面积直方图。

图3 冲击位置示意图

图4 a位置蒙皮结构每两层之间的分层损伤云图

图5 3种冲击位置各层界面损伤面积直方图

可以看出，无论是冲击后的分层损伤面积还是铺层内基体损伤面积，总体上都是c位置最大，其次是b位置，避开筋条的a位置损伤面积最小。这是因为筋条加强了结构的刚度，刚度越大，结构变形越小，a冲击位置中没有筋条的支撑，结构的变形吸收了主要冲击能量，损伤面积较小，而b位置和c冲击位置中筋条的支撑限制了结构的变形量，只能通过损伤的形式吸收冲击能，而且从b位置和c冲击位置中损伤面积对比可以看出冲击点越靠近筋条中心位置，损伤面积越大。

冲击后分层损伤形状大致呈椭圆形，中间界面的分层形状逐渐变为喇叭状，这是因为冲击产生的应力波从冲击背面传播到冲击正面时衰减较大。分层损伤主要集中在靠近受冲击面和蒙皮中间的铺层内。

图6 a位置蒙皮结构基体损伤云图

图7 3种冲击位置基体损伤面积直方图

2.4 不同冲击能量对结构损伤的影响

选取c冲击位置，改变冲头的冲击能量，分别记为Energy1=2.5 J(1 m/s)，Energy2=5.625 J(1.5 m/s)，Energy3=10 J(2 m/s)，冲击时间仍为0.006 s，观察冲击点损伤相对于冲击能量的敏感度，研究损伤的变化特性[14-16]。

不同冲击能量下的数值分析曲线(冲击力/位移)如图8、图9所示。表5为不同冲击能力下冲头的最大冲击力、冲击点最大位移和损伤总面积。

从图8、图9可以看出，冲击力和冲击点位移(凹坑深度)随着冲击能量的增加而有所增加，3种冲击能量下基体损伤不同，通过计算分析可归纳每种冲击能量下最大基体损伤面积值如表5所示，随着冲击能量的增加，蒙皮基体损伤面积也不断增加。

表5 冲头正对筋条时的最大冲击力、最大位移和基体最大损伤面积

图8 3种冲击能量下冲击点位移时间历程曲线

图9 3种冲击能量下接触力时间历程曲线

3 结论

含Cohesive单元的有限元模型计算对网格敏感度要求很严格，在复合材料结构低速冲击分析中，对于特定结构，通过运算时间和绝对位移(最后精度)综合衡量来确定网格密度非常重要。筋条增加了结构的刚度，限制了冲击过程中结构的变形，因此为了缓冲吸能只能通过发生损伤的形式，越接近筋条位置，结构损伤越严重，对结构刚度和强度的影响就越大，因此在舱门结构健康监测中应该作为重要监测对象。低速冲击下，舱门损伤类型以基体拉伸和分层失效为主，冲击力、凹坑深度和损伤面积随着冲击能量的增加而增加。损伤特性和冲击能量的拟合曲线，对舱门健康监测的能量识别研究有着重大意义。

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(责任编辑 杨继森)

Finite Element Simulation for Application to Low Velocity Impact Problem of Aircraft Door Skin with Cohesive Element

ZUO Rui， ZUO Hong-fu， LU Ji-yun， XU Yu-tong

(College of Civil Aviation, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 211100, China)

Composite skin of airtight aircraft door 3D FE model was built for the application to low velocity impact simulation, predicting 4 kinds of inner-layer damage with 3D Hashin failure criteria: tensile fiber mode, compressive fiber mode, tensile matrix mode and compressive matrix mode. The delamination failure was implemented by the cohesive zone model with QUADS instead of VCCT technology. By making comparison numerical analysis of different mesh densities, impact energies and locations, simulation results show that the nearer the location is to the flange center, the larger damage area gets, which references for important monitoring locations in aircraft door health monitoring.

aircraft door; low-velocity impact; health monitoring; impact energy

2016-10-11；

2016-11-31

航空发动机机队维修决策优化方法与关键技术项目(U1533202)；国家自然科学基金资助项目(51405223)；江苏省普通高校研究生科研创新计划项目 (KYLX15_0313)；中央高校基本科研业务费专项基金资助项目(NS2015072)

左锐(1991—)，男，硕士，主要从事安全技术、失效分析与寿命研究。

10.11809/scbgxb2017.02.036

左锐，左洪福，芦吉云,等.含Cohesive单元的舱门蒙皮低速冲击有限元仿真[J].兵器装备工程学报，2017(2):163-167.

format:ZUO Rui，ZUO Hong-fu，LU Ji-yun，et al.Finite Element Simulation for Application to Low Velocity Impact Problem of Aircraft Door Skin with Cohesive Element[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(2):163-167.

V258+.3

A

2096-2304(2017)02-0163-05