Nomex蜂窝复合材料冲击损伤及剩余剪切强度试验_常飞

机械设计与制造
第 12 期
118
Machinery Design ＆ Manufacture
2013 年 12 月
Nomex 蜂窝复合材料冲击损伤及剩余剪切强度试验
常 飞，石晓朋，李曙林，杨 哲
（空军工程大学 航空航天工程学院，陕西 西安 710038）
摘 要：Nomex 蜂窝复合材料在航空航天中的应用越来越广泛，但其对低速冲击损坏较为敏感，针对 Nomex 蜂窝复合材 料冲击损伤问题，研究了蜂窝材料在冲击作用下的损伤行为，并进行了剩余剪切强度试验，观察试验件应变值变化，得出 试验结构件破坏载荷和最大破坏应变，并与未进行冲击试验的试验件进行对比。结果表明：冲击损伤后，破坏载荷的保持 率为 69.0%左右，破坏最大应变的保持率为 78.8%，即冲击损伤使蜂窝复合材料的力学性能恶化，且影响较大。 关键词：蜂窝复合材料；冲击损伤；剩余剪切强度 中图分类号：TH16；TB322 文献标识码：A 文章编号：1001-3997（2013）12-0118-04
目前对层合板低速冲击损伤的承载能力研究较为充分[2-5]，而与 层合板相比，对夹芯结构低速冲击及冲击后的力学性能的研究不 够充分，国外的工作主要在于试验研究冲击过程、结构响应和损伤 机理，总结出了一些改进夹层结构抗冲击性能的方法，但因为研究 工作是针对某一方面进行的，所以对低速冲击后的结构内部损伤 及冲击后复合材料夹芯结构的剩余强度了解得并不全面[6-8]。国内 对蜂窝夹芯结构复合材料冲击损伤[9-10]及损伤扩展特性[11]进行了
（d）S1 背面
（e）S2 背面
（f）S3 背面
图 4 冲击后形貌
Fig.4 The Form of Specimen after Impact
2.2.2 冲击损伤检测
在冲击试验结束后立即进行损伤无损检测。
无损检测是被使用 IUCS-Ⅱ型便携式数字超声 C 扫描系
统。各试验结构件冲击后无损检测，如图 5 所示。
应变值（με）
9000 8000 7000 6000 5000 4000 3000 2000 1000
0 -1000 -2000 -3000 -4000
0
（a）应变通道（58～66）载荷-应变曲线
175 176 177 178 179 180 181 182 183
25 50 75 100 125 150 175 200 225 250 加载力（kN）
处理。复合材料的力学性能，如表 1 所示。
表 １ 复合材料性能参数 Ｔａｂ．１ Ｍａｔｅｒｉａｌ Ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ Ｃａｒｂｏｎ
Ｆｉｂｅｒ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ
属性 E11 /MPa E22 /MPa
μ G12/MPa
t/mm
CCF300 121200
9720 0.3115 5260 0.125
第六排
第七排 第八排 第九排
265
119120116 117 118 115
265
113 114 112
（a）S1 正面
（b）S2 正面
（c）S3 正面
80 80
P
180
180
237
237
图 1 应变片分布 Fig.1 The Positions of Strain Gage 另一侧对应点处的应变片编号=对应点处的应变片编号+49。 试验现场，如图 2 所示。
冲击试验结束后，对含损伤的试验结构件进行剪切试验。 试验件取自冲击试验结束后的试件。由于要测量的是蜂窝 板的剪切强度，所以试验中不允许层合板出现整体失稳，但允许 有局部失稳，故在试件的侧向加支持，允许试件在受载方向移动。 根据上述要求，设计剪切试验侧向夹具，如图 6 所示。
应变值（με）
7000 6500 6000 5500 5000 4500 4000 3500 3000 2500 2000 1500 1000
损伤区域 950mm（2 37×35） 1022mm（2 43×38） 972mm（2 35×34）
2.3 冲击后剪切试验
3 试验结果及讨论
3.1 完好试验结构件剪切特性
试验中对未进行冲击试验的试验件进行剪切破坏试验，并通 过应变片数据采集设备采集加载过程中的实时应变数据。为分析试 验件的剪切特性，取中间部位正面应变花的通道（58～66）和背面应 变花的通道（178～186）号，W1 试验件载荷应变曲线，如图 8 所示。
CF3031 58300 56300 0.0562 4660 0.23
冲击损伤试验所用试验设备及冲头，如图 3 所示。落锤冲击 试验通过调整冲头的下落高度和冲头的质量来控制冲击能量，通 过计算冲头下落时间调整防止二次冲击阀门，防止二次冲击。根 据 ASTM 标准，在冲击结束后马上进行损伤无损检测。冲击试验 所用的冲头直径为 16mm。研究的是蜂窝夹芯结构在冲击能量较 大，冲击损伤为 VID 损伤的情况下，冲击损伤对结构件承载能力 的影响，通过试验能量摸索设定冲击能量为 25J。
第一排 第二排 第三排
第四排 第五排
对称线
11 12 8 9
17 1810 7
16
32 33
31
62 63 61
56 23 4 14 115 13
冲击试验后，试验件正面出现 VID 凹坑，表面纤维发生断 裂，由于能量较大，试验结构件背面亦出现损伤，试验件被冲透。 试验结构件冲击点处的形貌，如图 4 所示。
根据和研究。但如何准确评估和预测受到低速冲击损伤后的复合 材料夹芯结构残余承载强度，在国际范围内一直是个难题。总体 而言，国内在复合材料夹芯结构低速冲击损伤及冲击后的残余力 学性能方面的研究还很不充分。
Nomex 蜂窝夹芯板是一种航空常用的复合材料。对 Nomex 蜂窝夹芯复合材料在冲击载荷及冲击后剪切载荷作用下的破坏 过程进行详细的试验研究，分析 VID 冲击对试验结构件承载能 力的影响，从而为其抗冲击设计及使用提供一定的指导。
1 引言
复合材料夹芯结构由两块薄而强硬的复合材料层合板面 板，以及面板间比重轻、尺寸较厚、承载能力相对较弱的芯体材料 （蜂窝或泡沫）组成。该结构具备极高的比强度和比刚度，被越来 越多地应用于现代航空航天飞行器结构[1]，特别是机身蒙皮结构 中。
复合材料夹芯结构抗冲击能力较差，且对于低速冲击损伤 要比金属材料结构敏感得多。即使冲击能量较低，结构外表面未 留下明显目视可检损伤，在结构内部也会发生蜂窝芯体塌陷、复 合材料面板分层、纤维断裂和面板基体开裂等低速冲击损伤。
500 0
-500 -1000
0
58 59 60 61 62 63 64 65 66
25 50 75 100 125 150 175 200 225 250 加载力（kN）
（a）
夹具
P
P
试验件
连接螺栓
（b） 图 6 剪切试验夹具 Fig.6 Shear Test Clamps 在试验机上进行复合材料夹芯结构冲击后剪切试验。试验 机通过底座将载荷传递至剪切试验夹具上，剪切夹具通过连接螺 栓与试验件连接，并将载荷传递至试验件，使试验件承受剪切力， 试验过程中观察到以下现象：最初，随着载荷逐渐增大，受冲击面 板上凹坑逐渐变深，并同时沿载荷方向（纵向）和垂直于载荷方向 （横向）扩展；随着载荷进一步增大，凹坑在纵向的扩展被抑制而 只在横向继续扩展；当凹坑边缘扩展到一个关键位置时，结构件 突然发生失稳破坏，如图 7 所示。试验件被撕开，沿对角线方向发 生破坏。
Abstract：Nomex honeycomb composites are used in aerospace industry more and more widely. But they are more sensitive to low velocity impact damage. Focusing on the impact damage problems of Nomex Honeycomb Sandwich panel，the damaged behavior of the honeycomb sandwich panel was studied after impact. The residual shear strength test was carried on，observing the change of the strain and drawing the conclusion of the breaking load and the max break strain，contrasting with the panel of impact. The results show that the rate of remained breaking load is about 69.0%，the rate of the max break strain is 78.8% after impact，and the impact damage makes the mechanical properties of Nomex honeycomb composites worse，and the influence greater. Key Words：Honeycomb Sandwich；Impact Damage；Residual Shear Strength；Flexural Load
-35 37
-43
35 -34
38
图 2 剪切试验现场 Fig.2 Shear Test Scene
2.2 冲击试验 2.2.1 冲击试验设备
根据 ASTM D 7136 中冲击损伤制备的要求，采用落锤冲击 法制备冲击损伤。
（a）S1
（b）S2
（c）S3
图 5 各个试验件冲击后 C 扫描损伤图形
Fig.5 C-Scan Damage of Specimen after Impact