薄面板复合材料蜂窝夹层结构冲击穿透试验与失效机理

吕新颖，刘龙权，赵淑媛

(1.上海交通大学航空航天学院，上海 200240；2.哈尔滨工业大学特种环境复合材料技术国家级重点实验室，哈尔滨 150080)

蜂窝夹层板凭借其轻质高强及良好的吸能特性等优点在航空航天领域应用广泛。由于其结构特点，通常蜂窝夹层结构的面板较薄，因此对在服役期间所遭受的冰雹、跑道碎石以及工具掉落产生的冲击损伤十分敏感。冲击损伤不仅能降低结构的强度和刚度[1]，还极易产生穿透损伤。面板穿透后会导致蜂窝芯体暴露在外部环境中，易受雨水腐蚀。较高的冲击能量还可能贯穿整个夹层结构，进而对机体内部结构或控制系统产生影响，影响飞行安全[2]。

近年来众多研究学者对复合材料层压板的穿透冲击行为进行了研究。Xu等[3]研究了碳纤维复合材料层压板在准静态和低速冲击载荷下的穿透阻抗。Baucom等[4]以及彭刚等[5]分别通过准静态加载试验和高速冲击试验，研究了复合材料层压板的穿透损伤模式以及抗击穿机理。而对于夹层结构，由于芯体的支撑及吸能作用，其穿透失效机理有所不同。例如，Xie等[6]通过实验和数值模拟方法研究了复合材料蜂窝夹层板在动态冲击作用下的力学行为，发现面板厚度对蜂窝夹层版的冲击阻抗影响较大，蜂窝密度对结构刚度也有显著影响。Ozen等[7]研究了碳纤维复合材料热塑性蜂窝夹层结构在不同冲击能量下的低速冲击响应问题，发现在一定能量下，蜂窝方向和蜂窝型式对夹层结构损伤和穿透有明显影响。Mines等[8]通过静压痕以及动态冲击试验研究了复合材料夹层板穿透阻抗，发现芯体的密度对冲击损伤扩展具有重要影响。Fatt等[9]对蜂窝夹层结构受球形冲头和柱形冲头的穿透冲击过程进行了研究，主要研究穿透行为的能量耗散机制，发现下面板在穿透过程中所吸收的能量较多。Raju等[10]利用不同直径的球形冲头对不同厚度面板和芯体的蜂窝夹层板进行了冲击试验，发现冲头直径越小、面板越薄且芯体越厚的试件越易产生面板穿透。然而这些研究主要通过试验评估和确定夹层结构的抗冲击性能，对面板穿透行为的损伤过程及机理缺乏详细的分析。

而国内在复合材料蜂窝夹层板冲击方面的研究主要集中在引起面板分层损伤或面板与芯体脱粘的低速冲击。例如，李娜等[11]开展了蜂窝夹层板在外来小质量物体冲击下的接触力分析，考虑了面板分层等损伤模式。程小全等[12]和谢宗蕻等[13]分别对复合材料蜂窝夹层板的低速冲击损伤及损伤扩展行为进行了试验研究，冲击能量较低，损伤模式主要是面板分层和少量纤维断裂损伤，并不涉及较高速度冲击所产生的侵彻及穿透行为。张俊琪等[14]对薄面板复合材料蜂窝夹层结构进行了多种能量的落锤式冲击试验，研究了冲头速度、冲击能量以及面板厚度对冲击响应的影响，但主要通过试验分析了不同参数对冲击结果的影响，没有对失效过程及失效机理进行详细研究。

为了确定薄面板蜂窝夹层复合材料的抗击穿能力，促进薄面板复合材料蜂窝夹层板的应用，有必要从机理上对其穿透失效过程和失效特征进行更深入的研究。在理论分析的基础上，现结合试验和数值模拟，研究薄面板蜂窝夹层复合材料的冲击失效机理，对比分析不同能量冲击失效结果，以及面板和夹层板整体穿透与否对冲击响应的影响。为进一步确定复合材料蜂窝夹层结构的抗击穿性能，继而为指导复合材料蜂窝夹层板的设计提供基础。

1 试验

1.1 试验件描述

复合材料面板蜂窝夹层结构试验件尺寸参数如图1所示。试验件总体的铺层顺序为[(±45)3/芯材/(±45)2]。面板与蜂窝之间通过牌号为CMS-AD-105的高强度胶膜粘接。面板是平面编织复合材料，其中上面板有3个铺层，下面板有2个铺层，每个单层的厚度为0.216 mm。芯体是Nomex正六边形蜂窝，蜂格尺寸为3.2 mm，高度为20 mm，其名义密度为48 kg/m3。蜂窝壁的单层和双层厚度分别为0.06 mm和0.12 mm。面板所用编织复合材料与文献[15]所用材料一致，其材料参数及Nomex蜂窝纸的材料参数如表1所示，其中蜂窝纸的密度根据芯体的相对密度计算得到。

图1 Nomex蜂窝夹层板试验件

表1 材料属性[11]

1.2 试验设置

所有冲击试验按照ASTM D3763冲击试验标准[16]，在Instron Ceast 9350落锤式冲击试验机上完成。试验设置如图2所示。试验件由两个夹持环(clamp rings)固定，并对上夹持环施加5 N的力避免其滑动。以直径为12.7 mm的钢质半球形冲头对夹层板试验件进行多种能量的冲击，不同冲击工况的参数设置如表2所示。冲头与试件的接触力及冲头位移数据通过安装在冲头上端的力及位移传感器测得，采样频率为100 Hz。

图2 冲击试验示意图

表2 冲击试验参数

2 试验结果分析

2.1 损伤状况

观察冲击后试验件的损伤情况，其中1号试验件表面无凹坑产生，2号及3号试验件表面有轻微凹坑，而4号及5号试验件上面板产生了明显的穿透损伤，6号试验件的上、下面板均产生了穿透损伤，即整个夹层板发生了贯穿损伤。

超声C扫描无损检测结果显示，0.79 J能量冲击虽没产生目视可见损伤，但上面板冲击点处有少量分层。而对于1.67 J和2.7 J能量冲击，试验件面板冲击点周围除产生分层损伤外，还有少量的纤维断裂损伤，损伤区域呈十字形分布，冲击完成后表面有轻微残余凹坑，蜂窝芯体有少量皱曲产生。对于这3组试验，由于冲击能量较低，损伤与复合材料低速冲击损伤特征一致。

图3为4.15 J及9.88 J能量冲击后蜂窝夹层结构试件的损伤图像。对于4.15 J能量冲击，冲击区域面板呈花瓣状裂开，且花瓣根部有纤维断裂损伤，上面板总体的纤维断裂损伤呈田字形分布，如图3(a)所示；同时面板下方蜂窝芯体产生压溃，如图3(b)所示。对于4.90 J能量冲击，损伤模式与4.15 J类似，但凹坑深度相对较深。9.88 J能量冲击使得上、下面板均发生穿透并呈花瓣状裂开，同时蜂窝芯体由于冲头的挤压作用还会发生蜂窝壁的断裂损伤，如图3(e)所示；蜂窝芯体与下面板界面发生脱粘，如图3(f)所示。此时冲头已经完全贯穿夹层板试验件。对于所有能量的冲击，目视所观察到的外部损伤均比无损检测到的内部损伤面积小。

图3 蜂窝夹层板试验件冲击后损伤图像

2.2 冲击响应

图4为各种能量冲击的冲击接触力-时间关系曲线，图5为冲击接触力-冲头位移关系曲线。其中图5(a)为1～4组试验的对比，显示了仅上面板是否穿透之间的区别；图5(b)为5、6组试验的对比，显示了上面板已穿透而下面板是否穿透之间的区别。

冲击能量的提高使得冲击持续时间增大，同时冲击接触力上升也更快。对于0.79 J能量冲击，接触力平稳上升至600 N左右后缓慢下降至0。而对于1.67、2.70以及4.15 J能量冲击，接触力在达到一个门槛值约700 N后，便不再稳定上升，而是维持在700 N上下震荡波动。当面板未穿透时，冲头易反弹并脱离接触；而冲击能量是4.15 J时，面板产生穿透致使冲击位置刚度大幅下降，接触力也减小并呈现下降台阶，如图4所示，之后再缓慢下降但较难回到0，表明冲头不回弹。

图4 冲击接触力-时间关系曲线

图5 冲击接触力-冲头位移关系曲线

根据图5，发现尽管冲击能量不同，但载荷增长路径却较为一致，表明本试验的速度阈值内速度大小对试件整体刚度影响不大。冲击能量越大，冲头的最大位移也越大。注意到当接触力持续增大到220 N附近时，即图5(a)中A点位置，接触力-位移曲线的斜率略有下降，表明冲击点处试件刚度略有下降。对于1.67、2.70以及4.15 J的能量冲击，接触力在到达B点位置产生突降，这表明此时夹层板冲击位置处刚度突然降低。而对于4.15 J能量冲击，冲头位移至图5(a)中C点处，接触力随冲头位移的增加缓慢下降，这表明此时冲头与夹层板接触区域刚度进一步下降，最终在冲头位移达到7.9 mm时接触力迅速下降。

图4及图5(b)显示，上下面板都穿透时，冲击接触力有两个峰值，波峰之间的接触力约为150 N，此时是冲头已经穿透上面板并侵彻蜂窝芯体阶段，蜂窝壁受挤压并产生断裂。

3 数值分析

利用LS-DYNA有限元软件建立以下有限元模型计算并与试验结果进行对比。

3.1 网格、边界条件及接触定义

模型的网格划分如图6所示。考虑到受冲击时蜂窝上部位变形较大，设置蜂窝上端网格尺寸小，向下逐渐递增，最下端尺寸与最上端尺寸之比为5∶1，如图6(b)所示。编织材料的面板、冲头以及上下夹持环均采用Solid单元模拟，蜂窝结构采用Shell单元建立蜂窝的细观结构模型。

图6 有限元模型

固定上、下夹持圈并约束冲头的x、y方向上的平动和转动，仅允许其在z方向上平动。给冲头施加相应的初始速度，以获得所需的冲击能量。

分别考虑冲击过程中冲头、面板、蜂窝以及夹持环之间可能发生的各种接触，建立以下接触关系：①将蜂窝节点与所接触的面板进行绑定；②建立冲头与面板的侵彻接触；③建立冲头与蜂窝壁间的面面接触；④建立面板上下表面与上下夹持环之间的面面接触；⑤建立面板与蜂窝壁之间的自接触。根据钢、复合材料以及Nomex纸之间的摩擦因数[17-18]，取以上②、③、④、⑤接触关系中的摩擦因数均为0.1。

钢质冲头以及夹持环均选用Mat-Rigid材料模型，面板材料的材料参数如表1所示，其失效模型如3.2节描述。Nomex蜂窝纸采用理想弹塑性材料模拟[18]，即在LS-DYNA中选用Mat_Plastic_Kinetic材料模型，设置屈服应力σy=0.086 GPa。

3.2 编织复合材料失效模型

平面编织复合材料受冲击会产生纤维断裂、基体开裂以及层间分层等损伤模式。基于Yen失效准则[19]以及Matzenmiller等[20]提出的损伤扩展准则，考虑了编织复合材料面内剪切非线性应力应变关系，利用LS-DYNA提供的子程序开发接口UMAT开发了编织复合材料渐进失效模型。

3.2.1 损伤起始

依据Yen失效准则，当满足以下表达式[21]时，面板发生损伤起始。

(1)经向、纬向纤维拉伸断裂失效。

(1)

(2)

(2)经向、纬向纤维压缩失效。

(3)

(4)

(3)面外基体压溃失效。

(5)

(4)基体面内剪切失效。

(6)

(5)分层失效。

(7)

式中：ds为面内剪切非线性损伤因子；ε为材料的工程应变；〈〉为麦考林符号。其他符号含义如表1所示。

3.2.2 面内剪切非线性本构关系

试验件所用编织复合材料的面内剪切应力应变关系曲线[15]如图7所示。有限元计算时，采用非线性损伤因子ds将剪切非线性引入本构方程中[21]。在材料面内剪应力未达到剪切强度前，有如下关系：

(8)

(9)

式中：上标i表示第i个增量步；α为非线性常数。

(10)

通过MATLAB拟合，如图7所示，当取材料剪切非线性常数α=30时，模型的应力应变关系曲线与试验结果一致。

图7 面内剪切应力应变关系曲线

3.2.3 损伤扩展准则及刚度折减方案

依据Matzenmiller等[20]提出的损伤扩展准则，引入以下函数针对每种损伤模式计算其损伤变量di，表达式为

(11)

式(11)中：ri、di(i=1，2，…，7)分别为式(1)～式(7)的损伤阈值及相应的损伤变量；mi为与复合材料的损伤类型相关的参数，反映了材料的损伤扩展特性。对不同损伤类型取符合损伤扩展特性的损伤扩展系数[22]，设置m1=m2=m3=m4=1，m5=0.5，m6=20，m7=0.2。

刚度折减方案如下：

η1=1-dfill-d5，η2=1-dwarp-d5，η3=1-dz，η4=1-d6*，η5=1-dwarp-dz，η6=1-dfill-dz。

其中ηj(j=1，2，…，6)为剩余刚度系数，dfill=1-(1-d1)(1-d3)，dwarp=1-(1-d2)(1-d4)，dz=1-(1-d5)(1-d7)分别表示经向、纬向以及厚度方向上的损伤变量。取M(d)=diag{1/η1，1/η2，1/η3，1/η4，1/η5，1/η6}，则损伤柔度阵S*=M(d)S,其中S为初始柔度阵，损伤刚度阵为C*=S*-1。

更新应力为

σ=C*ε

(12)

式(12)中:σ=[σ1σ2σ3σ12σ23σ31]T，ε=[ε1ε2ε32ε122ε232ε31]T。

为防止材料失效而产生的刚度折减为0时计算过程中可能出现的奇异性而导致的计算异常，设置剩余刚度系数ηimin=0.01(i=1，2，…，6)。

3.2.4 单元删除

为模拟层合板开裂以及穿透现象，同时为避免层合板单元变形剧烈而引起的负体积效应而使计算意外终止，设定当单层板经向或纬向材料拉伸应变大于0.2时，单元开始删除，单元删除将导致此材料点对其任意方向的刚度贡献为0。

4 结果验证及损伤扩展分析

利用所描述模型，分别对1.67 J及4.15 J能量冲击进行模拟，并对比模拟和试验结果。图8为模拟与试验的冲击响应结果对比，二者具有良好的一致性。试验结果显示，冲击接触力在面板开始产生断裂损伤后至面板穿透之间达到最大值，而模拟所得的最大接触力略小于试验值，这是由于面板单元部分删除后致使刚度下降，接触力也略低于真实值。

图8 试验与数值模拟冲击响应对比

表3给出了试验与数值模拟得到的蜂窝芯体失效情况对比，结果显示只有夹层板中心区域蜂窝有变形。由于冲击后蜂窝能够部分恢复变形，试验后直接观察到的蜂窝变形程度相对模拟结果较小，但二者变形区域及模式却较为一致。对于1.67 J能量冲击，冲击区域蜂窝失效以皱曲为主；而4.15 J能量冲击时，蜂窝失效较为严重，产生了塌陷。对于不宜进行切割检测的蜂窝夹层板，可利用以上数值模拟方法预测蜂窝芯体的失效情况。

表3 试验与数值模拟的蜂窝芯体失效情况对比

5 结论

(1)对于薄面板复合材料蜂窝夹层结构冲击，上面板穿透或整体贯穿时面板均呈花瓣状裂开，前者蜂窝以压溃损伤为主，后者则额外产生蜂窝芯体与下面板间的界面脱粘以及蜂窝壁的断裂损伤。

(2)无面板穿透时，冲击接触力将保持纤维断裂损伤阈值力大小(即B点接触力大小)直至冲头回弹；面板穿透则使冲击区域刚度下降，接触力随之下降，其中板整体贯穿时接触力会出现两个峰值。

(3)薄面板复合材料蜂窝夹层结构冲击穿透过程中的主要能量耗散在复合材料面板的纤维拉伸断裂，蜂窝的压溃和断裂过程也消耗部分能量。