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蜂窝夹层板碰撞破坏的评估

复合材料夹层结构越来越多地用于航空航天仪器中的某些构件上,例如飞机机翼的拖边缘楔子。然而,夹层结构通常抵抗冲击破坏的性能比较差。奥克兰大学的聚合物和复合材料研究中心,正使用LUSASComposite开发损伤材料模型,来模拟冲击荷载作用下夹层板的核心破坏。


在飞机机翼上,低速冲击可能由跑道上一些工具、冰雹或碎片的下落引起。高速冲击也可能由一些小质量的物体引起,例如鸟。使用已建的损伤材料模型对两种不同情况进行数值模拟,并给出与实验测量的对比评估。



损伤材料模型连同系数矩阵的退化一起,以一个弹性和无弹性应变积累的组合为基础。它要求定义初始破坏极限,破坏函数的梯度,以及破坏的**允许值。从实验数据可以看出,对典型的Nomex蜂窝结构,刚度减少达到60%。损伤材料模型被用于轴对称的、显式动力分析中,而且还考虑有限应变和大变形行为。

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在软体实验中,用水填满的橡胶膜用来作为冲击物。为了建模它,采用低杨氏模量和泊松比接近0.5的各向同性弹性材料,该材料满足常体积变形。板边界上的夹子在LUSAS模型中用适当的支撑来代替。滑移线自动地处理冲击物体和夹层板间的接触问题,并把夹层模型的构件系在一起。总之,共耗时6.44ms的35706次时间增量模拟了冲击事件。


在软体冲击发射体期间,夹层板的表面将变形,这引起一个浅且大的计划面积在夹层板中发展并保留。内部核心破坏区域的直径和厚度,LUSAS预测的值与实验结果吻合的非常好。通过使用LUSAS画出破坏的等值线,我们很容易看到在夹层板的中心蜂窝被压碎的程度。


Download an MP4 file of the soft body impact showing all 36 timesteps (695KB)

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总的来说,按照破坏区域的直径和中心压碎的深度来看,使用损伤材料模型的软体冲击分析,呈现出与实验结果良好的相关性。用损伤模型计算的**变形,大约是用实验板计算的结果的两倍。然而,LUSAS模型提供了在峰值冲击下板**变形的一个值。


在使用相同的损伤材料模型对刚体冲击的研究中,发射物以15.3m/s的速度,沿着夹层板表面的法线方向冲击模型,分析使用了28000个时间增量,总耗时2.4ms。中心区域压碎的程度通过相应图表中的箭头表示,中心破坏的左侧边界通过图中圆圈区域表示。


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LUSAS分析的结果似乎低估了内部中心破坏区域的直径。这是因为当前的模型,并不能充分计算薄层内低水平的中心破坏,该薄层位于发生在实验情形下的缺陷边界上。低的数值评估也可能是由于,采用连续的破坏构成建模与实际蜂窝结构离散的破坏之间的差异。在这个例子中,破坏区域被低估了大约三个蜂房直径。


For more detailed information on this case study download the paper presented at the 1999 LUSAS User Conference (506K)

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