复合材料机身C型柱准静态压溃仿真及失效模式

2017年第37卷 航空材料学报2017，V〇1.37第 2 期第 73 - 80 页 JOURNAL OF AERONAUTICAL MATERIALS No. 2 p p.73 - 80复合材料机身c型柱准静态压溃仿真及失效模式解江，马骢瑶，周建，牟浩蕾，冯振宇(中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津300300)摘要：为了研究复合材料机身薄壁C型柱结构轴向压溃吸能特性、失效模式及C型柱多层壳单元建模方法，建立多层壳单元有限元模型，基于准静态轴向压溃实验结果进行对比验证。

结果表明：C型柱多层壳单元模型能够在一定程度上模拟层间分层失效及压溃过程中的局部弯曲变形和层束弯曲失效模式；仿真与实验的载荷-位移曲线吻合性较好，压溃初始峰值载荷，比吸能以及压溃均值偏差较小；但C型柱结构压溃初始峰值载荷较大，载荷效率较低，需通过优化设计进一步降低其初始载荷峰值。

关键词：复合材料薄壁C型柱；多层壳模型；失效模式；吸能特性d o i：10. 11868/j.issn. 1005-5053. 2016. 000163中图分类号：V257;TP391.9 文献标识码：A适坠性（crashworthiness)是指航空器在发生坠 撞或其他意外事件时具有保护机上乘员生命安全的 能力。

为了保证乘员安全，各国适航当局对民用航 空器适坠性都有严格要求，以我国运输类飞机适航 规章C C A R25—R4为例，虽然没有集中明确给出适 坠性要求，但是将适坠性要求分散在众多条款中，例 如25.561/25.562等。

通过在民用飞机地板下部设 计吸能结构，可以在飞机坠撞时吸收大部分冲击能 量，保证坠撞后客舱结构的完整性，限制传递给乘员 的冲击力，进而保证乘员生命安全[1~，满足适航要 求。

近年来，复合材料在飞机结构中的应用比例越 来越大，并逐渐应用于主承力结构中。

其中，以复合 材料薄壁C型柱为代表的开放式吸能结构，因质量 轻、安装及检修难度小，在航空领域得到广泛应用，如图1所示。

图1(a)为典型民用飞机机身框段结 构截面示意图，图1(b)为货舱地板下部坠撞压溃区 域，图1(c)为货舱地板下部C型支撑杆结构[3]。

复 合材料C型支撑杆结构在渐进压溃载荷和失效引 发形式的共同作用下，会发生一系列破坏吸能过程，降低传递给乘员的冲击力。

收稿日期：2016-09-27 ;修订日期：2016-11-04基金项目：中国民航局科技项目（MHRD20140207);中央高校基本科研业务费中国民航大学专项项目（3122016C011);中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室开放基金资助通讯作者：解江（1982—），男，博士，主要从事结构动力学及结构破坏分析，（E-m ail)xiejiang5@ 126. com。

文章编号：1005-5053(2017)02-0073-08从2005年开始，Boeing公司对B787飞机进行机身框段结构坠撞仿真分析，基于仿真结果重新设 计货舱下部结构，在货舱地板下部布置一系列短C 型支柱，通过其渐进失效来吸收坠撞冲击能量，并从 2007年起，波音公司对B787机身结构进行了 3次 实验:客舱地板下部结构（带货物箱）的压缩实验；客舱地板下部结构倒置冲击实验；10 ft(3 m)长的 机身下部框段结构30 ft/s(9. 14 m/s)的坠撞实验。

同时，FAA联合华盛顿大学采用积木式研究方案，针对B787货舱地板下部吸能结构开展了大量的实 验、仿真及结构优化分析研究[4_7]，为B787的验证 及适航审定提供了重要技术支持，并已初步完成复合材料手册（Composite Materials Handbook-l7H)中第16 章（Crashworthiness and Energy Management)白勺编写。

其中，华盛顿大学的FemboH等研究了外圆 角半径和截面尺寸对C型柱吸能特性的影响，研究 表明，在材料和铺层固定的情况下，减小外圆角半径 和截面尺寸可以有效提高C型柱的吸能能力[8];还 通过准静态轴向压溃实验研究了丢层（ply drop-offs)设计的复合材料薄壁 C 型柱吸能特性，通过 LS-DYNA仿真软件研究了复合材料薄壁C型柱的 屈曲与失效的关系，研究表明：当屈曲载荷小于失效 载荷时，C型柱压溃出现屈曲，压溃失稳，吸能较少；当屈曲载荷大于失效载荷时，C型柱压溃为渐进失 效，压溃进程稳定，吸能效果较好[9]。

此外，Deepak 通过准静态轴向压溃实验和仿真分析研究了不同失 效引发形式对复合材料薄壁C型柱结构吸能特性 的影响，研究表明，顶端失效机制，即在试件顶端设74航空材料学报第37卷图1机身框段结构及坠撞压溃区域U)机身框段结构截面示意图；（b)货舱地板下部坠撞压溃区域；（c)C型支撑杆Fig. 1Fuselage section structure and crash zone (a) schem atic diagram of fuselage se c tio n；( b) crash zone u nder cargo flo o r；( c) C-channel specim en置45°倒角引发形式，能够使C型柱获得较低的初 始峰值载荷，进而获得较高的比吸能[1°]。

国外对于 C型柱的吸能特性研究比较全面，部分研究成果已 经在民用飞机结构设计、验证及适航审定中得到应 用[11]。

而国内方面，对于复合材料结构吸能特性的 研究主要集中在复合材料薄壁圆管[1244]、方 管[16_17]、波纹梁[14_15’18_21]，以及其他结构等[22]，对于 复合材料薄壁C型柱的实验及仿真分析研究相对 较少。

复合材料c型柱在B787上的大量应用，说 明复合材料薄壁C型柱在保证飞机坠撞安全方面 具有广阔应用前景，因此有必要进一步研究其破坏 吸能特性。

本工作基于文献[10]中复合材料薄壁C型柱 准静态轴向压溃实验结果及数据，运用显式动力 学有限元软件LS-DYNA研究多层壳单元有限元建模方法，建立C型柱多层壳单元有限元模型，通 过对复合材料薄壁C型柱准静态轴向压溃实验进 行仿真，根据评价指标将获得的仿真结果与实验数据进行对比，验证多层壳单元有限元建模方法及多层壳单元有限元模型，并进行薄壁C型柱准静态轴向压溃失效模式分析，给出结构设计优化 建议，为航空C型柱吸能结构的设计和应用提供 技术储备。

1实验研究对象为1〇层复合材料Hexcel IM7/8552 层合而成的C型柱薄壁结构[1°]，试件横截面尺寸 和试件外形图如图2所示，其腹板宽度为76. 2 mm，左右两侧缘条宽度为25.4 mm，腹板与缘条过 渡圆弧内半径为3. 2 mm，外半径为4. 7 mm，试件 高度为101.6 mm，厚度为1.52 mm。

试件铺层角 度为[0A)/ + 45/ - 45 A)]s，其中轴向压溃方向为纤维〇°方向。

试件压溃端采用45°外倒角引发形 式。

实验轴向压溃速率为7.6 mm/m in，最大压溃 进程为50. 8 mm，实验后试件的破坏形貌如图3所 7K 〇主要采用比吸能（Specific Energy Absorption，^)、初始峰值载荷（^_)、平均压溃载荷（^_)和载荷效率U A E)作为对试件吸能能力的评价指标。

R4.776.2R3.225.4Fig. 2图2C型柱试件横截面尺寸及试件外形示意图Size of cross section and configuration of C-channel specim en0°90°第2期复合材料机身C 型柱准静态压溃仿真及失效模式75图3C 型柱试件准静态压溃实验后的形态 Fig. 3C -channel specim en qu asi-static crushing test on post-testFig. 4图4 C 型柱试件准静态压溃载荷-位移曲线L oad-displacem ent curve obtained from qu asi-static crushing test1)比吸能（&):指在结构有效破坏长度（/)内 单位质量（W )吸收的能量（£A)，是衡量元件吸能能力最重要参数。

由压溃力（F )对压溃距离进行积分 得到在整个压溃过程中所吸收的总能量。

J e a j f d i j f d i smmpAl()式中：/为压溃距离，mm ;F 为压溃载荷，kN ;P 为材料密度，g /cm 3为有效横截面面积，mm 2。

2)初始峰值载荷（F max):结构被压溃破坏的门槛值，用于评价结构在外力作用下发生破坏吸能难易程度的指标，是载荷-位移曲线的初始峰值。

3) 平均压溃载荷（F m_):整个压溃过程的载荷 平均值。

|F d s^mean ~ ~^~(^ )式中：F 为压溃载荷，kN ;s 为压溃位移，mm ; S 为整 个压溃过程的压溃总位移，mm 。

4) 载荷效率h AE):平均载荷与峰值载荷的比值。

实验所得载荷-位移曲线如图4所示。

从图4 可以看出，其初始峰值载荷为33 kN ，通过式（1)计 算得出压溃比吸能为38 J /g 。

根据式（2)，（3)计算 得到平均压溃载荷为10. 93 kN ，载荷效率为 33. 12% 02复合材料薄壁C 型柱多层壳单元建模2.1有限元模型为了模拟复合材料薄壁结构在压溃过程中，层 间分层失效的破坏模式，采用多层壳有限元建模方法。

采用多层壳建模会导致网格数量成倍增加，计算时间急剧增加，因此，为了节省计算成本，采用5 层壳单元建模来模拟10层铺层方式，在HyperMesh 中建立复合材料薄壁C 型柱5层壳单元有限元模 型，如图5所示，每层壳单元具有不同铺层角度；同时为了模拟45°外倒角的引发形式，在压溃顶端 采用逐层递减高度的方式建立45°外倒角，表1分 别给出了 C 型柱5层壳单元对应的不同高度和不同铺层角度。

由于在压溃过程中，复合材料薄壁C 型柱结构破坏较为剧烈，故选用尺寸较小的单元网 格，网格尺寸为1.27 mm x l . 27 mm ，单元类型采用二维Belytschko-Tsay 壳单元，模型总计45M 1个单J L i 〇图5 C 型柱多层壳有限元模型Fig. 5M ulti-layered FE m odel of C -channel com posite表1复合材料C 型柱5层壳壳单元的高度和铺层角度Table 1H eight and angle of layer for 5 shell elem entsShell elem entH e ig h t/ mm Angle of layer1101.600[0]22101.296[+45/ -45]3100.992[0]24100.688[-45/ +45]5100.384[〇]276航空材料学报第37卷2.2材料模型及失效判据LS-DYNA白句MAT54 _ Enhanced _ Composite _Damage材料模型中[23]，材料在弹性范围内的应力-应变关系如下：^a b^b b)(4)i((T hh ~'^b a^a a)(5)1=7^T a b^a b, 3(6)在式（5)中，a参数是非线性剪切应力项的加权因子。