复合材料机匣冲击后的力学性能分析.pdf

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1、第2 3 卷第1 期航空动力学报v 0 1 2 3N o 12 0 0 8 年1 月J o u m a lo fA e r 惦p a c eP o w e rJ a n 2 0 0 8文章编号：1 0 0 0 一8 0 5 5(2 0 0 8)0 1 一0 0 5 0 0 5复合材料机匣冲击后的力学性能分析崔海坡1，温卫东2(1 上海理工大学医疗器械学院，上海2 0 0 0 9 3；2 南京航空航天大学能源与动力学院，南京2 1 0 0 1 6)摘要：应用三维逐渐累积损伤理论及有限元分析技术，对复合材料机匣的冲击性能及冲击后在静载工况下的力学性能进行了分析结果表明，冲击后机匣内部会产生基体开裂

2、、基体挤压破坏、分层和纤维断裂等微观损伤；对于所研究的机匣，当冲击能超过2 6J 后，在给定的静载工况下，其冲击损伤会大面积扩展关键词：航空、航天推进系统；冲击；复合材料；机匣；逐渐损伤中图分类号：T B 3 3文献标识码：AA n a l y s i so fm e c h a n i c a lp r o p e r t i e so fc O m p o s i t ec a s ea f t e ri m p a c tC U IH a i p 0 1，W E NW e i d o n 9 2(1 C o l l e g eo fM e d i c a lD e v i c e s，U

3、 n i v e r s i t yo fS h a n g h a if o rS c i e n c ea n dT e c h n o l o g y，S h a n g h a i2 0 0 0 9 3，C h i n a；2 C 0 1 1 e g eo fE n e r g ya n dP o w e rE n g i n e e r i n g，N a n j i n gU n i v e r s i t yo fA e r o n a u t i c sa n dA s t r o n a u t i c s，N a n j i n g2 1 0 0 1 6，C h i n a

4、)A b s t r a c t：A3Dp r o g r e s s i v ed a m a g em o d e la n df i n i t ee l e m e n tm e t h o dw e r eu s e dt oa n a l y z et h ei m p a c tp r o p e r t i e sa n dm e c h a n i c a lp r o p e r t i e so fc o m p o s i t ec a s ea f i e ri m p a c tu n d e rs t a t i c1 0 a d i n g T h em a t

5、 r i X I c r a c k i n g，m a t r i X-c r a s h i n g，d e l a m i n a t i o n，a n df i b e rb r e a k a g em a yo c c u ri nt h ec a s ea f t e ri m p a c t W h e nt h ei m p a c te n e r g ye x c e e d s26J，t h ei m p a c td a m a g ec a ns p r e a dr a p i d l yu n d e rt h eg i v e ns t a t i cl o

6、 a d i n g K e yw o r d s：a e r o s p a c ep r o p u l s i o ns y s t e m；i m p a c t；c o m p o s i t e；c a s e；p r o g r e s s i v ed a m a g e纤维增强树脂基复合材料因其具有比强度和比刚度高、可设计性强等诸多优异特性，在许多重要的工程结构中得到广泛应用仅就飞机而言，复合材料的用量已经从占机体总重的2 3 增加到1 0 1 5，在有些更先进的飞机结构上，复合材料的用量甚至高达4 0 6 0 1 如F 4 0 4，F 1 0 1，R B 2 1 1 等发动

7、机的外涵道整流罩或外涵道机匣等已采用高强度碳纤维增强树脂基复合材料来减轻发动机重量，提高推重比 2 发动机复合材料机匣在制造和使用过程中会遇到两类低能冲击：一类是工具坠落、设备撞击等低速冲击，另一类是跑道碎石、冰雹等高速冲击由于复合材料结构受到低能冲击后很容易出现损伤，并且表面损伤一般较小，难以直接观察到，而内部和冲击内表面往往会发生基体开裂、基体挤压破坏、分层和纤维断裂等微观损伤，这些内部损伤将使结构的强度大幅度降低，严重影响其继续使用，甚至直接导致事故的发生因此，对树脂基复合材料机匣冲击后的力学特性进行研究具有重要的工程价值目前，对复合材料机匣在其静载工况下的研究工作开展得较多，而对其冲击

8、后的力学特性分析的文献还比较少见因此，本文应用作者以前提收稿日期：2 0 0 6 1 2 2 1；修订日期：2 0 0 7 一0 3 一0 7作者简介：崔海坡(1 9 7 8 一)，男，内蒙古赤峰人，讲师，博士，主要从事材料力学的研究 万方数据第1 期崔海坡等：复合材料机匣冲击后的力学性能分析出的复合材料结构冲击损伤及剩余强度全程分析方法和三维逐渐累积损伤模型 3 ，对国内某型复合材料发动机机匣在冲击载荷及冲击后静载工况下的力学性能进行了研究，分析了不同冲击能量对机匣结构的影响规律，为更有效地进行机匣结构的抗冲击设计提供一定的指导1理论分析本文的理论分析采用了作者以前提出的全程分析方法嘲，该方

9、法将冲击后层合结构的实际损伤状态直接作为静强度分析的初始状态，不对冲击后层合结构的损伤状态做人为假设，且在全程分析中应用了三维逐渐累积损伤分析模型，该模型包括两部分：应力分析和失效分析通常应力分析都采用有限单元分析技术，对复合材料层合结构而言，其应力分析的基础是经典层合板理论，本文采用了A N S Y S 软件对复合材料机匣进行应力分析失效分析主要包括失效准则和参数退化两部分1 1 失效准则1 1 1冲击损伤失效准则H o u 等n 在前人研究基础上，提出了包括基体开裂、基体挤压破坏、层间分层和纤维断裂等四种复合材料层合结构主要破坏模式的冲击损伤失效判据，并与试验结果进行了比较，验证了其合理性

10、，故本文采用了H o u 的冲击损伤失效准则，如下所示：基体开裂(眈o)e 备一(置)+(受)+(东户基体挤压破坏(钇 0)仁丢(蛩)2+急一琶+(爨)2(2)分层(O)牡(曩)+(嚣)+(蚤)纤维断裂牡(鬟)2+(华户式中鳓为各单元与材料主方向对应的应力分量，S。为单层板的剪切强度，X。，和z。分别为单层板沿X，y，Z 方向的拉伸强度，y。为单层板沿y方向的压缩强度1 1 2冲击后静载荷下的失效准则纤维增强复合材料层合结构在静载荷下的破坏模式主要有四种：基体开裂、基纤剪切、分层和纤维断裂T s e r p e s 等口1 提出了包括上述四种主要破坏模式的三维逐渐损伤模型并将其用于接头的逐渐损

11、伤分析，本文将其扩展应用于含初始冲击损伤的复合材料机匣结构，各种破坏模式对应的失效准则如下：基体开裂(置)+(爨)+(爨)f 罟1 1(8 VI 一t，1 2 参数退化单元发生破坏后，该单元的刚度将发生变化，应力在各单元中的分布也随之改变H o u 4 1 在对层合结构的冲击过程进行分析时，选择了以应力退化作为更新策略，这种方式不能反映出材料本身性能的退化髓n 6 3 把由不同损伤模式引起的材料刚度下降用不同的损伤内状态变量来表示，同时通过大量的试验研究确定了这些变量的值C a m a n h o 等口将T a n 的参数退化方式扩展到三维，本文采用了C a m a n h o 的参数退化方式

12、，如表1 所示表1 参数退化方式T a b l e1M a t e r i a lp r O p e r t yd e g r a d a t i O nr u l e s叁墼夔塞堡垡壅茎基体开裂岛=0 2 嘞，岛=0 2 岛，嘞一o 2 嘞基体挤压破坏助一o 4 融，劬=o 4 岛，嘞一o 4 嘞基纤剪切G=u“一。分层E z z 一一一忱一u x z O纤维断裂E x x O 0 7 E 船本文作者根据上述分析方法，在A N S Y S 软件基础上，开发了参数化的复合材料层合结构在冲击载荷及冲击后静载荷作用下的逐渐破坏模拟程序，具体流程图参见文献 3 2 机匣结构的有限元分析2 1 机匣结

13、构的有限元模型某航空发动机的外涵道机匣由钛合金制造的3 33 一懵堕堕2 23 3堕&堕乳+】JJg 姚堕K堕互糨期峨纤层维基分纤 万方数据航空动力学报第2 3 卷前后安装边、连接机匣的金属内外盖板、以及上下两部分剖分结构的复合材料T 3 0 0 B M P 一3 1 6 机匣组成，机匣结构简图见图1 为绘制方便，图中只给出机匣结构的上半部分机匣长度为9 1 2m m，呈圆锥形，前安装边的内径为8 6 5m m，后安装边内径为9 5 3m m。机匣的中间部分由复合材料制造在靠近前后安装边的部分，均为层数为3 2 层的复合材料增强边缘，然后由3 2 层逐渐向中间的2 0 层(主铺层)过渡，主铺层

14、的铺层顺序为(4 5。一4 5。9 0。O。一4 5。o。4 5。o。9 0。o。)s，厚度为2 5m m。针对机匣的具体结构，本文采用三维实体单元对机匣的损伤进行分析，以使计算模型更接近于实际结构本文建立的机匣实体模型及有限元模型如图2 所示考虑到机匣结构受低能冲击时冲击物的尺寸与机匣相比较小，同时为了节省计算时间，本文从整体机匣结构的中间取出6 4m m 6 4m m 部分进行分析，如图3 所示机匣载荷工况是所承受的轴向力为1 0 05 3 0N，内压为o 4 1 52M P a 根据机匣结构的尺寸图可算得本文所取出部分承受的轴向载荷为1 4 0 9 7M P a，内压为O 4 1 52M

15、 P a 图1 机匣结构简图F i g 1S i m p l i f i e df i g u r eo fc a s es t r u c t u r e图2 机匣模型F i g 2C a s em o d e l在对所选取的部分机匣结构进行冲击损伤分析时，其边界条件为下表面的四边全约束图3 计算时所用的部分机匣模型F i g 3P a r to fc a s em o d e lu s e di na n a l y s i s在对含冲击损伤的机匣进行静载荷分析时，边界条件进行如下处理：(1)位移边界条件在与X 轴垂直的两表面中，一边施加轴向及横向约束，另一边为自由端；在与X 轴平行的两表

16、面上，施加对称约束该对称约束的作用是使程序在计算时，能够识别该结构是圆锥体的一部分，从而保证了在外载荷的作用下，该结构的变形与整个圆锥体的变形是一致的(2)力的边界条件轴向载荷：作用在与X 轴垂直的自由端上内压载荷：作用于机匣的内表面上2 2 冲击损伤分析冲击锤锤体为圆柱形，端部为半球形，直径是1 6m m，质量固定在2 2k g，通过调整冲头的下落高度控制冲击能量机匣材料为T 3 0 0 B M P 一3 1 6复合材料，其单层板的性能参数见表2 为了研究机匣结构的冲击能门槛值，即受多大的能量冲击后，机匣结构在给定的静载工况下，冲击损伤会大面积扩展，本文对机匣结构在1 2，1 5，2 2，2

17、 6J 等冲击能量下的损伤进行了研究由于对于每种冲击能量，机匣的损伤扩展过程类似，故为节省篇幅，本文仅以1 2J 为例，对机匣的破坏过程进行分析受1 2J 能量冲击后，机匣各铺层的破坏模式如图4 所示(与冲头接触的为第l 层)从图中可以看出，冲击后机匣的所有铺层都有损伤产生损伤的大致分布是：基体开裂主要集中在机匣的上面几层、基体挤压破坏主要集中在机匣的下面几层、分层主要集中在机匣的中间层、而纤维断裂则主要集中在靠近机匣上下表面的铺层中从图中还可以看出，在机匣正中心受冲击处各铺层都没有分层产生受1 2，1 5，2 2，2 6J 四种能量冲击后，机匣的整体损伤如图5 所示从图中可以看出，随着冲击能

18、量的提高，机匣的损伤面积逐渐增大 万方数据第1 期崔海坡等：复合材料机匣冲击后的力学性能分析5 3图4 冲击损伤模拟F i g 4I m p a c td a m a g es i m u l a t i o n图5 受不同能量冲击后机匣的整体损伤F i g 5C a s ed a m a g ei m p a c t e dw i t hd i f f e r e n te n e r g y 万方数据5 4航空动力学报第2 3 卷图6冲击后在静载荷下机匣的整体损伤F i g 6C a s ed a m a g eu n d e rs t a t i cl o a d i n ga f t

19、e ri m p a c t2 3 冲击后在静载工况下的损伤分析冲击结束后，对含冲击损伤的部分机匣进行静载荷分析在给定的静载工况下，机匣的整体损伤如图6 所示从图中可以看出，与图5 相比，在静载工况下，受1 2J 和1 5J 能量冲击后，机匣的损伤没有任何扩展，说明上述两种冲击能量对T 3 0 0 B M P 一3 1 6 复合材料机匣所造成的损伤可以忽略；受2 2J 能量冲击后，机匣的损伤略有扩展；而受2 6J 能量冲击后，机匣的损伤发生了大面积扩展故可认为在给定的静载工况下，T 3 0 0 B M P 一3 1 6 机匣结构主铺层的冲击能门槛值在2 6J 左右3结论(1)受低能冲击后，机匣

20、结构内部会产生基体开裂、基体挤压破坏、分层和纤维断裂等微观损伤损伤的大致分布是：基体开裂主要集中在机匣的上面几层、基体挤压破坏主要集中在机匣的下面几层、分层主要集中在机匣的中间层、而纤维断裂则主要集中在靠近机匣上下表面的铺层中(2)在给定的静载工况下，T 3 0 0 B M P 一3 1 6机匣结构主铺层的冲击能门槛值在2 6J 左右当冲击能量超过2 6J 后，机匣结构在给定的工况下，冲击损伤会大面积扩展(3)受低能冲击后，在机匣正中心受冲击处各铺层都没有分层产生参考文献：1 塔诺波尔斯基尤姆复合材料静载性能试验方法 M 北京：航空工业出版杜，1 9 8 8 2 张耀，理有亲航空复合材料技术成

21、果集：加速我国航空复合材料技术的发展 M ，北京：航空工业出版社，1 9 9 3 3 崔海坡，温卫东，崔海涛复合材料层合板的低能冲击损伤及剩余拉伸强度研究 J 宇航学报，2 0 0 5，2 6：7 8 4 7 8 8 C U IH a i p o，W E NW e i d o n g，C U IH a i t a o T h er e s e a r c h e so nl o we n e r g yi m p a c td a m a g ea n dr e s i d u a lt e n s i l es t r e n g t ho fc o m p o s i t e1 a m i

22、 n a t e s J J o u r n a lo fA s t r o n a u t i c s，2 0 0 5，2 6：7 8 4 7 8 8 4 H o uJP，P e t“n i cN，R u i zc，e ta 1 P r e d i c t i o no fi m p a c td a m a g ei nc o m p o s i t ep l a t e s J c o m p o ss c iT e c h n o l，2 0 0 0，6 0：2 7 3 2 8 1 5 T s e r p e sKI s t r e n g t hp r e d i c t i o n

23、o fb o l t e dj o i n t si ng r a p h I t e e p o x yc o m p o s i t el a m i n a t e s J c o m p o s i t e s：P a r tB，Z 0 0 2，3 3：5 2 1 5 2 9 6 T a nsc，P e r e zJ P r o g r e s s i v ef a i l u r eo l a m i n a t e dc o m p o s i t e sw i t hah o l eu n d e rc o m p r e s s i v el o a d i n g J JR

24、e i n fP 1 a sC o m p o s，1 9 9 3，1 2：1 0 4 3 一1 0 5 7 7 c a m a n h oPP，M a t t h e w sFL Ap r o g r e s s i v ed a m a g em o d e lf o rm e c h a n i c a l l yf a s t e n e dj o i n t si nc o m p o s i t e1 a m i n a t e s口 Jc o m p o sM a t e r，1 9 9 9，3 3：2 2 4 8 2 2 8 0 万方数据复合材料机匣冲击后的力学性能分析复合材料

25、机匣冲击后的力学性能分析作者：崔海坡，温卫东，CUI Hai-po，WEN Wei-dong作者单位：崔海坡,CUI Hai-po(上海理工大学,医疗器械学院,上海,200093)，温卫东,WEN Wei-dong(南京航空航天大学,能源与动力学院,南京,2l00l6)刊名：航空动力学报英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER年，卷(期)：2008,23(1)被引用次数：1次 参考文献(7条)参考文献(7条)1.Camanho P P;Matthews F L A progressive damage model for mechanically fastened joi

26、nts in compositelaminates外文期刊 19992.Tan S C;Perez J Progressive failure of laminated composites with a hole under compressive loading19933.Tserpes K I Strength prediction of bolted joints in graphhe/epoxy composite laminates 20024.Hou J P;Petrinic N;Ruiz C Prediction of impact damage in composite plates外文期刊 20005.崔海坡;温卫东;崔海涛 复合材料层合板的低能冲击损伤及剩余拉伸强度研究期刊论文-宇航学报 2005(6)6.张耀;理有亲 航空复合材料技术成果集:加速我国航空复合材料技术的发展 19937.塔诺波尔斯基尤*姆 复合材料静载性能试验方法 1988 引证文献(1条)引证文献(1条)1.邓君.陈伟.关玉璞.张涛 平板叶片冲击复合材料层合板的数值模拟方法期刊论文-航空发动机 2009(6)本文链接：http:/