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复合材料面板全高度蜂窝翼面结构分析

2019-03-01解海鸥崔深山仝凌云

宇航材料工艺 2019年1期
关键词:合板蜂窝云图

万 爽 解海鸥 张 涛 崔深山 仝凌云

(1 中国运载火箭技术研究院研究发展中心,北京 100076)

(2 航天材料及工艺研究所,北京 100076)

文 摘 针对复合材料面板全高度蜂窝夹层翼面结构,基于MSC.Patran/Nastran 创建了翼面有限元模型,对均布载荷作用下的结构进行了仿真分析。结果表明:翼面结构最大位移2.79 mm,曲屈载荷33.7 kN。工程方法计算得到翼面结构曲屈应变1 308.6 με。静强度试验中实测翼面最大位移2.81 mm。理论与试验相结合的方式分析夹层翼面结构,最大位移值偏差约0.7%,证明了仿真分析模型的合理性,为该类型结构的工程应用提供了一定的参考。

0 引言

夹芯结构具有比强度和比刚度高的特点,在磁、热等方面也具有相当好的性能[1],能够满足现代高科技领域的应用需求,在航天航空等行业中被广泛使用[2-3]。对于热压罐成型蜂窝夹层复合材料结构,主要有共胶接和共固化两种工艺方案[4]。由于夹芯结构本身的复杂性,其力学性能分析和计算成为了一个比较重要的课题[5]。

本文根据结构特点及其受载形式,以碳纤维树脂基复合材料全高度蜂窝翼面为研究对象,设计层合板铺层,建立有限元模型并开展分析,得到翼面结构应变与位移分布,同时开展静强度试验,验证有限元分析结果的准确性。

1 翼面结构

夹芯结构是具有高比刚度的结构,减重效果十分明显。机翼翼面结构的主要传力路线:由前梁腹板、后梁腹板、前墙腹板及蜂窝来承受剪切力,上、下壁板和梁缘条来承受弯曲正应力,前梁、后梁、前墙及上、下壁板组成的封闭翼盒结构来承受扭矩。翼面结构如图1所示。

结构尺寸约900 mm×703 mm×237 mm,复合材料零件主要采用MT300-3K/603A 单向带,芯材采用Nomex 蜂窝NH-1-2.75-56,复合材料层合板铺层序列如表1所示。

图1 翼面结构示意图Fig.1 Diagram of wing structure

表1 翼面详细铺层设计Tab.1 The design wing detail pavement

2 仿真分析

2.1 有限元模型

采用MSC.Patran/Nastran对复合材料翼面进行仿真分析。对于薄壳结构采用Quad4划分网格[6],赋予2Dshell单元属性,蜂窝采用HEXA单元,有限元模型如图2所示。根肋固支处约束123456自由度,对翼面进行静强度分析,用分布载荷模拟气动力工况。

图2 翼面有限元模型Fig.2 Finite element model of the wing

2.2 仿真分析

以15 kN 载荷为例给出翼面应变及位移云图,如图3所示为拉应变云图,最大拉应变465 με;图4压应变云图,最大压应变457 με;图5所示为位移云图,最大位移2.79 mm。

图3 拉应变云图Fig.3 Pull strain cloud

图4 压应变云图Fig.4 Pressure strain cloud

图5 位移云图Fig.5 Displacement cloud

屈曲分析结果表明,该翼面屈曲载荷约33.7 kN,如图6所示。

图6 屈曲云图Fig.6 Buck plot

3 工程估算

由单层材料性能推导层合板的刚度特性[7]见图7。

图7 层合板刚度分析模型Fig.7 Analysis model of laminated stiffness

参考经典复合材料板层理论,可以求出对称均衡层合板工程常数[8]如下:

蜂窝夹层板稳总体失稳应变为

式中,K 为稳定性系数,h 为蜂窝高度,t 为层合板厚度,b为加载边长,计算得:

由计算结果可以看出,此蜂窝结构面板失稳应变小于层合板材料强度破坏应变,结构首先发生屈曲破坏,该工程估算与有限元分析结论一致。此外,面板失稳应变与层合板材料强度破坏值差距很大,说明该试验件过早发生失稳,并没有充分发挥材料的强度性能,还可以通过增强稳定性进一步提升结构承载效率。

3 试验考核

3.1 试验方法

用试验工装将翼面结构固定在承力墙上,通过在试验件表面铺砂袋来模拟气动载荷。考虑均布气动载荷朝下,为保证砂袋的顺利铺设,试验中将翼面结构的上表面(带曲率的表面)朝下(文中仍将带大曲率表面称为翼面结构的上表面)。正式加载时,按照分级加载的方法,每级递增1 kN,按照加载载荷要求加至15 kN,逐级记录应变和位移。

3.2 测量要求

翼面结构的位移测点及贴片如图8所示。

图8 翼面结构试验件贴片图Fig.8 Test pieces and displacement measurements of wing sturcture

3.3 结果分析与讨论

在均布气动载荷作用下,随着载荷的增加,翼面结构上表面的位移均成线性增加,表明翼面结构在15 kN 均布气动载荷以内仍处在线性阶段。位移测点D4 位移最大,且载荷为15 kN 时,位移达到2.81 mm,此时仿真分析位移为2.79 mm,与试验结果较为接近;位移测点D1 的位移最小,载荷为15 kN 时,其位移仅为0.16 mm,变形很小。在均布气动载荷下,翼面结构上表面的位移按照D4、D5、D3、D6、D2、D7、D8、D1 的顺序依次递减。结果显示,接近于固定端的D7、D8、D1位移均较小,远离固定端的D4、D5位移最大,且相差较小,如图9所示。由图10 可知,在均布气动载荷下,翼面结构上表面纵向中线处的纵向应变均为负值,结构表现为纵向收缩;曲率较大处S8的应变仍然最大,在均布气动载荷为15 kN 时,达到226 με,自由端边缘处S22 的应变仍为最小,在均布气动载荷为15 kN时,其应变为17 με。

图9 上表面位移Fig.9 Upper surface displacement

图10 上表面纵向中线处纵向应变Fig.10 Longitudinal strain at longitudinal midline of upper surface

4 结论

(1)采用MSC.Patran/Nastran 板壳单元创建了全高度蜂窝翼面有限元模型,对该模型进行计算,得到翼面结构最大位移2.79 mm,曲屈载荷33.7 kN,工程估算方法分析曲屈应变为1308.6 με,小于静强度破坏应变值,得到的破坏模式同样为曲屈破坏;(2)翼面结构静强度试验考核表明实测全高度蜂窝夹层翼面的最大位移2.81 mm;(3)实物承载试验结果与理论分析位移偏差约0.7%,验证了复合材料全高度蜂窝翼面有限元模型仿真分析的合理性,使得该方法可为相似结构的强度刚度分析提供参考。

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