直升机尾梁蜂窝夹层结构四点弯曲试验

王佳敏，门坤发，王 刚，宋 瑶，曹金华

(1.航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司，黑龙江 哈尔滨 150066；2.陆军装备部驻哈尔滨地区航空军事代表室，黑龙江 哈尔滨 150066)

1 引 言

航空应用的蜂窝夹层结构一般是由高性能的金属或复合材料面板和低密度的Nomex或铝蜂窝芯子组成的复合材料结构，其特殊的结构形式极大地增加了结构的弯曲刚度，降低了自重并提高了结构的稳定性。由于比强度高、比刚度高等优异的力学性能，蜂窝夹层结构广泛应用于各类航空器[1，2]，如直升机尾梁、垂尾蒙皮、油箱舱框腹板、飞机升降舵、地板、进气道、雷达罩、整流罩等大量地应用了蜂窝夹层结构[3，4]。

芯子和蒙皮之间的粘结缺陷(如脱粘、弱连接)是蜂窝夹层结构应用面临的显著问题[5，6]。研究应用表明，面芯粘接缺陷会降低夹层结构的承载能力及稳定性，缩短结构的使用寿命[7-10]。众多学者及相关从业人员对蜂窝夹层结构的粘接性能、损伤等力学性能问题进行了大量的研究。岳喜山等[11]研究了单侧面板裂纹损伤对夹层结构弯曲性能的影响，并通过三点弯曲试验验证了模型的正确性。郭轩等[12]通过三点弯曲试验对蜂窝夹心结构修理后的弯曲进行了研究，验证了修理工艺的可行性，并通过有限元模型研究了损伤尺寸和补片厚度对修理后结构性能的影响。潘雄[13]研究了不同蜂窝高度、壁板厚度、约束条件下的蜂窝夹层结构的轴压试验，对工程研究具有一定的参考价值。孙国恩等[14]通过仿真分析了不同速度对铝蜂窝板冲击动力响应的影响，徐丹洋等[15]通过端部切口弯曲试验，对泡沫夹层板在湿热环境面芯的Ⅱ型界面剥离临界能释放率进行了研究；Mohammed[16]研究了绿色材料组合的夹层结构的压缩性能和弯曲性能，对夹层结构的选材与应用有参考意义。白云鹤等[17]研究了高温与脱粘对蜂窝夹层板模态性能的影响。但是，众多研究模型的大部分只适用于特定材料的夹层结构，并且需要试验获得模型中的参数。因此，对某一特定的工程实际问题，需要特定的试验来解决。

某型直升机尾梁生产制造时，发现45°封边框处存在脱粘问题。封边框处应用膨胀胶膜代替普通胶膜的设计方案，经侧压和四点弯曲试验验证，膨胀胶膜的使用可以很好地解决封边框处的脱粘问题。本文验证封边框处应用不同胶膜对蜂窝区面芯界面连接强度的影响，设计四点弯曲试验件，通过四点弯曲试验施加纯弯曲载荷，研究封边框采用不同胶膜对面板和芯子胶接性能的影响。相关试验设计和分析方法，可为类似工程问题及飞机结构设计提供参考。

2 试验方法及试件修理

2.1 试验方法

本试验的目的是通过考核蜂窝夹层结构的弯曲性能来验证面芯的胶接特性，因此通过四点弯曲试验来施加纯弯曲载荷。试验方法参考标准ASTM C393/393M-06和ASTM D7249/D 7249M-06[18]。由于试件是在直升机尾梁左侧蒙皮真实产品结构上切割并修理的，为保证试件的数量及试件的破坏形式符合预期要求，设计的试件长度需要小于标准试件尺寸，并对试件尺寸及结构形式进行了再设计。

试件分为两组，每组6个试件。(1)封边框和蜂窝区应用普通胶膜(Redux 322)的尾梁切割修理试件；(2)封边框应用膨胀胶膜(环氧胶膜DHS-179.295)，蜂窝区应用普通胶膜的尾梁切割修理试件。两组试件的区别是封边框处是否使用膨胀胶膜。

参考上述标准对试件、支持和加载横梁进行设计。为弱化加载点、支持点的应力集中，防止面板局部损坏，在加载和支持位置放置垫块，四点弯曲试验装置如图1所示。试验在MTS材料试验机上进行，采用位移控制加载，加载速率为3mm/min。先对试验件的内面板进行加载，试件破坏后，卸载并翻转试件对外面板进行加载。

图1 四点弯曲试验装置及加载示意图

2.2 试件设计与修理

尾梁蒙皮为铝合金面板、Nomex芳纶纸蜂窝组合的夹层结构。封边框处胶膜分别为Redux 322和DHS-179.295，蜂窝区面板与芯子连接胶膜均为Redux 322。分别从现有的某型民机尾梁左侧蒙皮封边框使用普通胶膜和使用膨胀胶膜的结构中各切出6个切割件，切割位置为无损检测未发现脱粘的区域，尾梁左侧蒙皮数模如图2所示，45°封边框夹层结构如图3所示。

图2 尾梁数模

图3 45°封边框蜂窝芯子夹层结构示意图

四点弯曲试验的试件考核区是中间纯弯曲段，为保证试件不在非考核区发生破坏，需要对加载区、支持区进行加强，并减小中心弯曲段的宽度。另外，由于内面板较薄，当内面板受拉时，为保证结构破坏模式为外面板和芯子压溃，而不是内面板的拉伸破坏，需要对内面板进行加强。

试件修理流程如下：(1)将切割件打磨成350mm×150mm的矩形件；(2)按图纸将支持区和加载区钻孔；(3)中心考核区弱化，宽度上切割掉试件的一部分，打磨成光滑结构；(4)将试件四周边距20mm段的蜂窝芯子挖出；(5)在钻孔和挖出芯子的位置注入ECS2010.20填料并常温固化48h；(6)内面板表面处理后粘贴同种材料且厚度为0.4mm的铝板，在120℃下固化1±0.5h。试件二维图见图4，几何参数和材料属性见表1。

图4 试件二维图

表1 几何参数和材料属性

注:①C芯子压缩模量；②初始厚度和修理后试验件厚度

3 破坏值的工程算法

预期蜂窝夹层结构四点弯曲试验的主要破坏模式为：(1)芯子抗压强度不够时，在受压一侧最大弯矩处蜂窝及面板塌陷；(2)面板与芯子连接强度不够时，在受压一侧弯矩最大处，面芯脱粘，面板失稳屈曲。破坏模式如图5所示。

(1)芯子塌陷 (2)蜂窝脱粘 图5 蜂窝夹层结构四点弯曲破坏模式

根据经验公式计算芯子塌陷临界应力σcr：

(1)

式中，Ef是面板的弹性模量，tf是面板的厚度，s是蜂窝芯格的内切圆直径，σnc是芯子的压缩抵抗强度，σe是面板的拉伸屈服强度。实际上，芯子压缩抵抗强度足够强时，当面板进入塑性，结构仍然不会失稳，因此上式计算偏保守。由于夹层结构是由不同材料组成的，因此在受纯弯曲载荷时，结构的应变变化是连续的，应力变化不连续，如图6所示。

图6 夹层结构横截面应力应变变化

蜂窝芯子塌陷时，临界载荷为：

(2)

4 试验结果与分析

试件内面板作为加载面的四点弯曲试验结果如表2所示，典型的破坏模式如图7所示。试验结果表明，面板与芯子的连接强度大于蜂窝芯子的压溃强度。

图7 内面板加载典型失效模式(蜂窝芯子塌陷&面板屈曲)

表2 试件试验结果(内面板加载)

注:YPZ-膨胀胶膜试件；WPZ-普通胶膜Redux 322试件；HC-蜂窝塌陷；HT-蜂窝拉伸破坏失效。

普通胶膜试件(WPZ)和膨胀胶膜试件(YPZ)的典型位移-载荷曲线如图8所示，单条曲线代表最接近平均曲线的试件曲线。曲线的初始阶段有微小波动，这是由于初始加载的加载位置接触不稳定导致的。曲线在加载稳定之后直到破坏之前具有良好的线弹性，有膨胀胶膜试件比无膨胀胶膜试件的刚度偏低。图9是试件失效承载力试验值的对比图，YPZ试件比WPZ试件的平均破坏值降低4.68%，表明前者的面芯连接强度弱于后者，即蜂窝区存在不可检测的弱连接。

图8 内面板加载的典型载荷-位移曲线

图9 蜂窝夹层结构的平均破坏载荷与标准差

外面板作为加载面的四点弯曲试验结果如表3所示，典型的破坏模式为蜂窝面板同时塌陷和芯子拉断&面板屈曲两种破坏模式，见图10。芯子拉断的原因是由于外面板加载的试件同内面板加载是同一试件，内面板在加载过程中造成了芯子胞壁的损伤，此种破坏模式试件试验数据不计算在内，但是从失效试件个数上可看出，YPZ试件芯子拉伸破坏个数更多，即封边框膨胀胶膜环境下，芯子受拉伸载荷更容易损伤。外面板加载，封边框膨胀胶膜环境的夹层板的破坏值降低3.27%。

图10 外面板加载典型失效模式(蜂窝芯子拉断&面板屈曲)

表3 试件试验结果(外面板加载)

注:YPZ-膨胀胶膜试件；WPZ-普通胶膜Redux 322试件；HC-蜂窝塌陷；HT-蜂窝拉伸破坏失效。

5 结 论

(1)提出了一种工程结构试验件的设计及制备方法，针对封边框使用不同胶膜环境的直升机尾梁蒙皮，切割修理试验件。

(2)在纯弯曲载荷作用下，封边框使用膨胀胶膜降低了结构的弯曲破坏值，即封边框使用膨胀胶膜的尾梁在无损检测未脱粘的蜂窝区存在不可检测的弱连接。

(3)反面加载后， 封边框使用膨胀胶膜的芯子拉断试件个数更多，表明膨胀胶膜的使用导致芯子更容易受到拉伸损伤，结构设计时应考虑封边框处胶膜使用对蜂窝区界面强度的影响。