航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析
航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析航天返回与遥感sPACECRAjRECO,,】隅Y&R]lIESENSG第28卷第3期2O07年9月航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析方宝东张建刚申智春张文巧(上海卫星工程研究所,上海200240)摘要蜂窝夹层结构复合材料在航空,航天结构中已得到了广泛的应用.文章从热变形分析角度出发,对蜂窝夹层结构复合材料的热变形分析问题提出了几点看法.关键词蜂窝夹层结构复合材料热变形分析航天器TheThermalDeformationAnalysisofHoneycomb SandwichStructureCompositeMaterialsinSpacecraft FangBaodongJiangangShenZhichunZhangWenqiao(Sh~nskaInstitute0fSatelliteEngineering,Sh~nska2OO24O) AbstractThehoneycombsandwichstructurecompositematerialshavebroadapplicationfor spacecraftinthedo—mainofaeronauticsandaerospace.Fromtheaspectofthethermaldeformation,someviewpoi ntsaboutthermaldeforma—tionanalysisinthehoneycombsandwichstructurecompositematerialsareputforward. KeyWordsHoneycombsandwichstructureComix~itematerialsThermaldeformationanal ysisSpacecraft1引言蜂窝夹层结构复合材料具有质量轻,抗弯性能好等特点,在航空,航天领域中有着广泛的应用【】J,随着航天器总体技术的不断进步,人们对蜂窝夹层结构复合材料构件的使用精度提出了更高的要求,如航天器大型天线对型面的尺寸精度要求;太阳电池基板在轨状态下,由于温差较大(有的多达60cC)而引起的热变形问题,从而引起太阳电池贴片的失效,因此要求基板具有较小的热变形;光学遥感航天器的大型光学敏感元件由于像质的需要,对安装支架提出了较高的尺寸稳定性要求;采用三轴稳定姿态控制方式的高轨道气象航天器,由于星上电子设收稿日期:2O07—03—05备工作引起的星体内部温度的变化以及外热流环境的变化会引起航天器表面温度的变动,使有效载荷安装平台产生较大的热变形,从而影响有效载荷光轴的对地指向精度,因此对有效载荷安装平台的热变形提出了更高的要求.文章根据承担型号任务的需要,对蜂窝夹层结构复合材料热变形分析进行了一些研究和探讨.2结构特点2.1结构组成蜂窝夹层结构复合材料是典型的轻质结构,通常由上表板,下表板,上胶膜,下胶膜,中间蜂窝芯层所构成(见图1),按照平面投影形状,蜂窝芯可分为正六边形,菱形,矩形等,其中正六边形蜂窝用料省,制造简单,结构效率最高,因而应用最广.第3期方宝东等:航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析45 蒙皮胶膜窝芯子胶膜蒙皮图1蜂窝夹层结构组成2.2等效方法对蜂窝夹层结构进行等效分析时常用的等效方法有:1)层合结构等效模型.此模型在简化时假定芯层能抵抗横向剪切变形并且具有一定的面内刚度,上,下蒙皮层服从Kirchhoff假设,忽略其抵抗横向剪应力的能力.在以上假设条件下,蜂窝芯层可以被等效为一均质的厚度不变的正交异性层.对于正六边形蜂窝,等效弹性参数表示如下_2J:==(手).EG=(手).E一=手G=手G=1/3其中E,G为夹芯材料的工程常数;z,t分别为蜂窝胞元壁板的长度和厚度;y为修正系数,取决于工艺,一般取0.4～0.6,理论值取1.0.等效弹性参数也可通过试验方式得到.2)正交各向异性板等效模型.此模型运用REDDY低阶剪切理论对蜂窝夹层结构进行了分层研究,然后用同样的理论对一个假想的具有同样尺寸的单层厚板作同样的分析,比较各系数,即可推导出单层板的等效工程弹性常数,将蜂窝夹层结构等效为一等厚正交各向异性板.3)各向同性板等效模型.此模型根据弯曲刚度,拉压刚度及质量等力学参量的等效,得到一个等效的各向同性板,等效各向同性板的弹性模量,厚度及质量密度由等效关系式确定.2.3主要力学特征蜂窝夹层结构的主要特点是:上,下面板一般材料和厚度相同,而且比芯子厚度小得多,面板材料的强度和刚度很高;芯子沿板面为正交各向异性构造, 沿板面方向的刚度和强度很小,由此反映出以下力学性能特征:1)弯矩主要由面板承担.由分析可知,蜂窝夹层结构由面板承担的弯矩要大大地大于由芯子承担的弯矩.2)面板中的应力沿厚度接近均匀分布.由于蜂窝夹层结构的面板很薄,面板中的最大应力与平均应力相差很少,面板中的应力可认为沿厚度接近均匀分布.3)横向剪切力主要由芯子承担.蜂窝夹层结构受载时会产生弯矩和垂直于板面的横向剪切力, 横向剪切力在蜂窝夹层结构中产生相应的横向剪应力,由于面板很薄,能承担的横向剪切力不大,横向剪切力主要由芯子承担.4)通常不能忽略芯子的横向剪切应变.由于蜂窝夹层结构芯子的横向剪切弹性模量不大,因此横向剪切变形不能忽略.5)芯子具有支持面板避免失稳的作用.蜂窝夹层结构的芯子将提供薄面板的一个横向支承,避免面板的局部失稳.芯子的支承能力与芯子的横向弹性模量和芯子厚度的比值成正比.2.4力学分析航天器蜂窝夹层结构的力学分析主要包括模态(及动力响应)分析,静力分析,稳定性分析和连接节点强度分析,目前,热变形分析方面可见到的文献报道不多.(1)模态分析模态分析用于获得蜂窝夹层结构航天器的固有频率,验证是否满足基频设计要求.(2)静力分析静力分析按航天器结构的各种关键时刻给出的设计组合载荷条件逐一进行分析.分析后可获得组成航天器的各蜂窝夹层结构板的各单元每层的应力及最大主应力,各节点的位移以及主要设备与板连接点处的内力:轴力,弯矩,扭矩和剪力,以此校核板的强度和稳定性.(3)稳定性分析常见的蜂窝夹层结构稳定性的失效模式有:结构板总体失稳,面板皱曲,结构板剪切皱损,面板格间凹航天返回与遥感2007年第28卷陷,芯子压塌,面板脱胶,通过有限元模型的静力分析获畴演夹层结构航天器的载荷和应力,随后与上述分析求得的各类失稳的临界载荷或临界应力比较,验证蜂窝夹层结构稳定性并可计算其安全裕度. (4)热变形分析蜂窝夹层结构航天器的热变形分析模型采用较多的是动力学分析模型,即按照蜂窝夹层结构动力学等效模型的简化方式建立热变形分析模型的设计,按照这种方法计算的结果与试验测试结果相比存在一定的误差.3热变形分析建模蜂窝夹层结构在航天器结构中应用十分普遍,但是,由于它是各向异性的多层结构,大量的预埋件,胶层等的存在给直接建立有限元模型带来极大的不便.虽然MSC.Patran提供了层合结构材料模型,但为减少计算量,简化计算模型,本项分析中对蜂窝夹层结构进行了等效处理.将蜂窝夹层结构等效成与原夹层板不等厚度的各向同性的壳元素,并使得等效板与原板在承受拉压加弯曲方面等效,它的理论基础是作为弯曲板,符合小挠度薄板的卡尔霍夫(Kirchihoff)假设.这种等效方法已通过多个算例的验证.文章在结构力学建模原则的指导下,结合工程实例,采用有限单元法建立蜂窝夹层结构热变形分析模型,如图2所示.矩形蜂窝夹层结构长为1000mm,宽为300toni,上,下蒙皮层厚为0.5mm,蜂窝芯层厚为28.7toni,六边形蜂窝边长为5mm,厚度0.04mm,蒙皮层材料为T80OJ/AG一80.矩形蜂窝夹层板一边固支,其余各边自由,在板的上下表面施加均布温度载荷,温度梯度为30cI=.图2矩形蜂窝夹层结构热变形分析力学模型实例(I)按层合板方式建模层合结构等效模型用壳单元进行模拟,内外蒙皮由单向板铺层设计得到,铺层角度为Eoo/±30o/90o/ 0o],每层厚度为0.1rnm,材料数据通过试验方式得到,单向板按各向异性给出,其性能参数为0o方向线膨胀系数为一0.5×10—6/℃,90~方向线膨胀系数为44.9×10～6/cI=,El1=184.2GPa,=10GPa,G12=4.8GPa.蜂窝芯层材料常数为弹性模量E=71GPa,密度2700kg/m3,单元网格划分见图3.图3层合板方式等效的网格图(2)按实体方式建模实体模型:实体模型中对蒙皮和蜂窝芯子均用壳单元进行模拟,复合材料蒙皮用正交各向异性材料常数,铝蒙皮及蜂窝芯子用对应的各向同性材料常数,单元网格划分见图4,单个蜂窝夹层结构复合材料胞元如图5所示.图4蜂窝夹层结构实体模型网格图图5单个正六边形蜂窝胞元的模型第3期方宝东等:航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析474试验结果对比讨论按照第3节的尺寸,设计两块碳纤维蒙皮的蜂窝夹层板进行热变形测试.两块板内外蒙皮铺层均为[Oo/±300/900/0.],板1的蜂窝条带方向沿着长度方向(1O00mm方向),板2的蜂窝条带方向沿着(300mm方向),试验中热源采用灯阵模拟,温度梯度依靠风扇产生.试验结果对比情况见表1.表1蜂窝夹层结构热变形结果比对项目板1长度方向热变形板2长度方向热变形名称变形量/t-~m误差变形量/t-~m误差层合板等效134166%121146%实体等效152134%133124%试验(1)35602980(1)注:蜂窝夹层结构试验状态F,室温15℃,板内侧温度85℃,由于试验方法尚无规范依据,试验中加热速率,温度稳定时间等不尽相同,板内外侧的温度梯度不容易控制,试验中板外侧与板内侧实际温差在18~C～29℃之间.从表中可以看出,采用热变形计算结果与试验30X10—6/℃50X10一/℃,比很多金属如铝(约结果相比误差较大,两种等效方法下的计算结果比21.4X10一/℃),钛合金(约8.53X10一/℃)[6的线较接近,下面就蜂窝夹层结构复合材料的热变形计膨胀系数都要大,因此,在高精度的分析中应该考虑算和试验进行了初步探讨.进去.4.1关于线膨胀系数的讨论在建模的过程中,对蜂窝夹层结构的线膨胀系数进行等效:1)对于碳纤维复合材料蒙皮的线胀系数,一般根据单向板试验数据进行加载,而不能根据纤维自身的线胀系数加载,需要注意的是,单向板线膨胀系数的准确与否对于计算结果有较大影响.对于铝蒙皮的蜂窝夹心板,完全按照各向同性线膨胀系数进行加载,该方法计算出来的热变形与相关型号航天器的试验值相比,趋势一致,但数值有些差别,计算结果偏小.2)经过分析发现,实际蜂窝芯子由于自身结构的特点,其L向(蜂窝条带方向)膨胀性能和W向(垂直于蜂窝条带方向)膨胀性能不完全一致,计算中按各向同性的线膨胀系数输入,这样会使结构热变形分析结果偏小,但是从设计安全性角度考虑,在没有研究出有效可靠的计算方法之前,对复杂的蜂窝夹层结构可以采用层合板方法进行热变形分析,按此法所得计算结果只能说明热变形的趋势.3)蜂窝夹层结构胶膜的线膨胀系数一般在4)目前国内在蜂窝夹层结构的热变形试验的研究开展的较少,针对性的试验数据不多,关于蜂窝夹层结构线膨胀系数的如何准确的选取还需要科研人员做进一步的探讨.4.2关于温度载荷加载情况的讨论航天器在轨运行环境中,蜂窝夹层结构板的内J't-~U存在一定的温差,在建模过程中,如果将实际蜂窝夹层结构简化为壳单元,这就意味着在热载荷加载过程中,没有考虑板厚度对于热变形的影响,这相当于忽略了由于蜂窝夹层结构内外表面的温度梯度引起的弯曲热变形,这会对热变形分析造成一定的误差.文章通过计算分析发现,在按照壳单元加载热载荷情况下所得到的计算结果,比试验结果偏大,计算结果偏于安全.如果做进一步的分析,将载荷温度场作用下的板结构按实体单元进行分析比较,但考虑到该形式下整个航天器模型的计算量较大,对于计算机器要求较高,故该方法可操作性不大,而更好的方法还有待于做深入的研究,温度载荷加载情况如图6所示.。
复合材料夹层结构蜂窝芯材的压塌分析
工艺与装备113复合材料夹层结构蜂窝芯材的压塌分析王凯(中国民用航空飞行学院洛阳分院，洛阳471001)摘要：本文分析了复合材料夹层结构蜂窝芯材常见的压塌损伤，介绍了固化过程中影响芯材压塌的原因、影响因素、芯材压塌的稳定性和芯材特性，给出了处理芯材压塌的常用程序和控制芯材压塌的常用方法，对于防 止复合材料夹层结构制造和维修过程中产生压塌缺陷具有较强的指导意义。
关键词：夹层结构芯材压塌复合材料引言复合材料夹层结构由面板、夹芯以及连接两者的某种手段（如胶粘剂或铜焊）组成。
夹层板的面案承受弯曲载荷（一块面板承压，另一块面板承拉）或在某些情况下承受面内剪切载荷，面板的主要性能为压缩、拉伸、剪切强度和模量，夹芯性能主要包括密度、压缩强度和模量、剪切强度和模量、拉伸强度。
夹层板有多种失效模式，每种失效模式都会限制夹层结构的承载能力。
夹层结构的失效可能由诸多因素引起面 板、芯材及胶层的强度发生变化，失效模式通常有面板失 效、芯材剪切失效、芯材压塌、芯材压溃、芯材拉伸失效、面板/芯材脱胶、对称面板皱曲、整体屈曲和剪切皱折等 形式。
由于在夹层结构的制造和修理固化过程中均可能发 生芯材压塌，而且除最轻微的压塌外，其他都是不可接受、不能修复的，因此分析夹层结构蜂窝芯材的压塌，具有较 强的理论和实际意义。
1蜂窝芯材压塌的理论分析芯材压塌一般是度量发生在固化时蜂窝芯材部位的变 形和位移。
理论上，将导致芯材压塌的发生归结为一系列 基本要素和摩擦。
部分导致芯材压塌的不可预测原因是摩 擦因数。
摩擦分为静态和动态摩擦，静摩擦比动摩擦要髙。
达到最大静摩擦前，基本不会发生位移。
一旦超过最大静 态摩擦，低一些的动摩擦导致快速的位移。
芯材的压塌一 般与倒角区域有关，在芯材平面，倒角区域一般在髙压容 器的压力下发生变形和移动，如图1、图2所示。
芯材的刚度一定程度上可以抵抗固化容器的作用力，一 般在厚度方向上比较好，但蜂窝倾向于在垂直芯胞方向的硬 度低一些。
蜂窝夹层修理结构的弯曲性能试验分析
蜂窝夹层修理结构的弯曲性能试验分析摘要：随着纤维增强树脂基复合材料在民用和军用飞机上的应用，复合材料部件在制造和使用过程中可能出现缺陷和损伤。
因此，复合材料的修复效果已成为复合材料修复领域的研究热点。
飞机复合材料结构件大多数都采用蜂窝夹层结构，如雷达罩、客舱地板、各类装饰面板、各类整流罩、操纵舵面和梁腹板等。
关键词：蜂窝夹层结构；挖补修理；弯曲强度；破坏模式；修理设备；使用四点弯加载方式研究分析了含损伤蜂窝夹层修理结构的弯曲性能，该夹层结构由碳纤维增强的聚合物面板和蜂窝芯子组成。
进一步分析了挖补斜度、挖补方式、损伤程度、修理设备和修理材料对修理板弯曲性能的影响。
研究表明，修理板的破坏模式可分为补片边缘折断、补片中面折断和胶层破坏三种，相同破坏模式修理板的名义弯曲强度相近，其中前两种破坏模式修理板的名义弯曲强度与完好板相近，而第三种破坏模式修理板的名义弯曲强度相对较低。
所有修理板的名义弯曲强度恢复率基本处于９５％以上，同时修理后抗弯刚度也满足修理准则。
一、挖补参数影响分析为了分析挖补参数（挖补斜度和挖补方式）对修理后结构的弯曲性能的影响，采用热压罐进行固化，以排除胶接质量的影响。
关于挖补斜度对弯曲性能的影响分析，考虑１∶１０、１∶３０、１∶５０三种斜度的对比分析。
胶层破坏的特征是破坏发生在胶层内部，当载荷超过胶黏剂强度时发生，一般会发生胶层剪切破坏和胶层剥离破坏两种破坏模式，破坏通常发生在应力集中区域。
通常胶层剪切强度比剥离强度高很多，胶层发生剪切破坏是可以接受的，因此应减少剥离破坏的发生。
对于斜面搭接连接形式，当斜面的坡度越陡，剥离应力就越大，也就是对于挖补修理，挖补斜度越小，剥离应力越大，胶层越易发生剥离破坏，即胶层可能在层板破坏之前先发生破坏，导致整个修理板的强度降低。
可以看出，面板挖补斜度由１∶１０到１∶５０的变化过程中，胶层的坡度由陡变缓，在１∶１０斜度时，胶层易发生剥离破坏，而在１∶５０斜度时，胶层更易发生剪切破坏，因此，斜度变缓可以提高胶层的强度，修理效果相对较好，这与相关文献的研究结果一致当胶层破坏中剥离破坏占主导因素时，胶层破坏可能发生在层板破坏之前，此类结构相对完好层板名义弯曲强度略低，这与１∶１０试验结果相符合，胶层破坏、补片撕裂、中面折断破坏；而当胶层破坏中剪切破坏占主导因素时，胶层破坏可能发生在层板破坏之后，此类结构与完好板的破坏模式相似，名义弯曲强度相近，这与１∶３０和１∶５０的试验结果相符合，补片边缘面板折断，蜂窝压溃。
蜂窝夹层结构成型工艺对其力学性能影响
图 ２ 共 固化 树 脂 堆 积 和 纤 维 屈 曲示 意 图
图 ３ 共 固化 夹 层 复 合 材 料 下 面 板
Ａ： 拉 伸 试 验 件 照 片
Ｂ： 压 缩 试 验 件 照 片
Ｃ： 夹 层 长 梁 弯 曲试 验 件 照 片
图 ４ 各 种 性 能 测试 照 片
科 技 论 坛
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节能环保型健 身器材 的开发与研制
李 琪 鹿钦礼 孙 琪 刘文卿 孙 业竣 葛轩赫 刘雪姗 陈冠字
表 ２ 不同预 处理温度下夹层结构的力学性能
板受压 ， 试验件如图 ４ ｃ所两组试 验 ： Ａ： 采用共 固化成型夹层 复 合材料构件 ， Ｂ： 采用二次胶接成型夹层复合材料结构。成型时工艺 条件相 同 ０ ． ４ ５ ＭＰ ａ ， １ ８ ０ ￣ Ｃ， ３ ｈ 。得 到的力学性 能如 表 １ 所 （ 转下页 ）
表 １ 不 同工 艺 下 夹 层 结构 复 合 材 料 的 力 学 性 能
对不 同工艺成型的夹层结 构面板进行拉伸试验 、弯 曲试验 ； 对 不同工艺成型的夹层结 构的复合 材料 制件夹层弯曲试验 ， 所对应 的 试验件标准为 ：
拉伸试验按 Ａ Ｓ Ｔ Ｍ Ｄ ３ ０ ３ ９测 试 ， 试验件如图 ４ Ａ所 示 ； 弯曲试验按 Ａ Ｓ Ｔ Ｍ Ｄ ７ ９ ０测试 ，跨距 ２ ５ ｍ ｍ，要求有 印痕 面受 压， 试验件如图 ４ Ｂ所示 ； 夹层 长梁弯曲试 验按 Ｇ Ｂ ／ Ｔ １ ４ ５ ６ — ２ ０ ０ ５ ， 跨距 ５ ０ ０ ｍ ｍ， 要求下 面
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科 技 论 坛
蜂 窝夹层结构成型工艺对其 力学性能影响
毕 红 艳
航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析
收稿 日期 ：Ｏ ７ ３ ５ ２０ —０ —０
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第３ 期
方宝东 等 ： 航天器蜂窝夹层结构 复合 材料热变形分析
４ ５
强度 和刚度很高 ； 芯子沿板面为正交各向异性构造 ，
沿 板 面方 向的 刚度 和 强度 很 小 ， 由此 反 映 出 以下力
蜂窝夹层结构复合材料是典 型的轻质结 构 ， 通
常 由上表板 、 下表板 、 上胶膜、 下胶膜、 中间蜂窝芯层 所构成 （ 见图 １ ， ）按照平面投影形状 ， 蜂窝芯可分为 正六边形 、 菱形 、 矩形等 ， 中正六边形蜂窝用料省 、 其 制造简单、 结构效率最高 ， 因而应用最广。
而引起 的热 变形 问题 ， 而 引起 太 阳 电池 贴 片 的 失 从
２ 结构 特 点
２ １结构 组成 ．
效， 因此 要求 基板具 有 较小 的热变 形 ； 学遥 感航 天 光
器的大型光学敏感元件 由于像质的需要 ， 对安装支 架提出了较高的尺寸稳定性要求 ； 采用三轴稳定姿 态控制方式 的高轨道气象航天器， 由于星上 电子设
Ｓ ｎ ｗｉｈ Ｓ ｒ ｃ ｕ ｅ Ｃｏ ｏ ｉ ａ ｅ ｉｌ ｐ ｃ ｃ ａ ｔ ａ ｄ ｃ ｔｕ ｔ ｒ ｍｐ ｓ ｅＭ ｔｒａｓｉ Ｓ ａ ｅ ｒ ｆ ｔ ｎ
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复合材料蜂窝夹层结构在飞机中的应用
复合材料蜂窝夹层结构在飞机中的应用摘要：飞机结构设计的基本原则是在满足强度要求的情况下使结构尽可能轻，这一要求必然导致需利用稳定的薄蒙皮承受拉伸载荷和压缩载荷，以及剪切、扭转、弯曲载荷的耦合作用。
传统的飞机结构设计中使用了纵向加强件和增稳桁条、翼肋和隔框等结构加强蒙皮，这样不可避免会带来结构增重问题。
提高结构比刚度的有效结构形式之一是夹层结构，复合材料夹层结构具有重量轻、强度刚度好，耐热、吸声隔音、抗冲击、耐疲劳等特点，已被广泛应用于航空航天中。
关键词：复合材料；蜂窝夹层；飞机；结构设计蜂窝夹层结构复合材料是50年代末发展起来的一种轻质、高强、各向异性的复合材料。
蜂窝夹层结构的密度小,可以明显的减轻结构重量;它的导热系数低,可以作为绝热和保温构件使用;它的比强度和比刚度高,可根据特殊的要求进行各向异性设计与制造。
因此长期以来备受航空、航天等领域的关注,尤其在航空工业中,蜂窝夹层结构复合材料己成功的大量应用于飞机的主、次承力结构件,如机翼、机身、尾翼和雷达罩等部位。
由于飞机飞行的环境条件比较苛刻,要求飞机用材料不仅有足够的强度、抗冲击性和刚度,而且还需良好的耐疲劳性、阻燃性、减重及抗腐蚀等许多特殊要求。
为了使飞机能正常进行飞行,在对所选用的材料性能进行全面的分析后,还需探索清楚构件性能与成型工艺之间的规律,这是材料应用的重要环节。
一、蜂窝夹芯结构的特点1、发挥复合效应的优越性。
夹层结构复合材料是由各组分材料经过复合工艺形成的,但它并不是由几种材料简单的复合,而是按复合效应形成新的性能,这种复合效应是夹层结构复合材料仅有的。
例如当夹芯板承受弯曲载荷时,上蒙皮被拉伸,下蒙皮被压缩,芯子传递剪切力。
从力学角度分析,它与工字梁很相似,面板相当于工字梁的翼缘,芯材相当于工字梁的腹板。
不同的是芯材与面板不是同一材料,芯材是分散的,而不是集中在狭腹板上。
由于轻质夹芯的高度比面板高出几倍,剖面的惯性距随之四次方增大,且面板有夹芯支持不易失稳。
飞机铝蜂窝复合材料的典型缺陷检测
飞机铝蜂窝复合材料的典型缺陷检测摘要：蜂窝夹层结构复合材料在使用方面具有很好的性能，其具有比较好的强度，同时，抗冲击性能很好，在使用方面能够进行很好的设计，本文为有效检出飞机铝蜂窝复合材料的缺陷位置及缺陷大小,评估缺陷损伤程度,运用激光错位散斑检测方法对有无缺陷及缺陷位置进行了检测,并采用声阻检测方法对缺陷大小进行了评估.关键词:复合材料缺陷;激光错位散斑检测;声阻检测一、铝蜂窝夹层结构铝蜂窝芯材只要利用铝箔来实现不同方式的胶接，然后通过拉伸形成不同规格的蜂窝，芯材的性能和铝箔的厚度以及孔格的大小有直接关系，铝蜂窝芯材能够和不同蒙皮材料进行复合，这样就形成了铝蜂窝夹层结构复合材料。
铝蜂窝夹层结构复合材料具有加高的力学性能，而且，在制造成本方面比较低。
但是，铝蜂窝夹层结构复合材料在一些特定的环境中比较容易受到腐蚀，在受到冲击以后，铝蜂窝芯材会出现永久变形的情况，会导致蜂窝芯材和蒙皮发生分离的问题，导致材料的性能降低。
一些研究人员对胶接工艺对铝蜂窝夹层结构复合材料的影响进行了研究，主要从胶接剂的筛选、表面处理方法和固化工艺方面进行了论述，使用流动性比较好的胶膜，在表面处理方面采用磷酸阳极化处理方式，同时，在夹层结构方面通过对剪切强度进行对比，能够实现最佳的固化工艺。
铝蜂窝夹层结构在粘结成型方面大面积批量生产面临着非常大的问题，在固化过程中，可以对铝蜂窝夹层结构复合材料进行真空袋加压，这样铝蜂窝夹层结构复合材料的性能更好。
对铝蜂窝芯在压缩荷载作用下的荷载位移曲线特征进行研究，同时对在静态下的压缩荷载作用下的铝蜂窝变形特征进行掌握，可以从三个方向对铝蜂窝进行准静态压缩，由于材料的不同，会导致蜂窝芯出现不断的致密化，可以将不同方向的荷载位移曲线分为弹性区域、平缓区域和加速加强区域。
在轴向压缩过程中，试样在荷载最大值位置会出现失稳的情况，在失稳情况下，位移曲线会出现一些小的峰，这个过程铝蜂窝芯出现了逐步折叠失稳的情况。
复合材料蜂窝夹层结构的优化设计
复合材料蜂窝夹层结构的优化设计摘要本文主要探讨了复合材料蜂窝夹层结构的优化设计方法。
首先介绍了蜂窝夹层结构的优点和应用领域，接着分析了其存在的问题和挑战。
然后，针对这些问题，提出了一系列优化设计方法，包括材料选取、蜂窝结构设计和界面优化等方面。
最后，通过具体案例分析，验证了所提出的优化设计方法的有效性。
1. 引言复合材料蜂窝夹层结构是一种在航空航天、汽车、建筑等领域广泛应用的先进结构材料。
其由两层面板夹持着一个蜂窝状的中间层，形成轻质且高强度的结构。
蜂窝夹层结构具有优异的性能，如高比强度、高比刚度、吸能能力强等，在许多领域都有广泛的应用。
2. 优点和应用领域蜂窝夹层结构具有以下几个优点： 1. 轻质高强度：蜂窝夹层结构由轻质面板和中间的蜂窝状结构组成，使其具有较小的自重和较高的强度。
2. 吸能能力强：蜂窝夹层结构中的蜂窝层具有吸能能力，能够有效地吸收冲击能量，提高结构的抗冲击性能。
3. 隔热隔音：蜂窝夹层结构中的蜂窝层具有较好的隔热隔音性能，适用于一些需要绝热隔音的场合。
蜂窝夹层结构广泛应用于以下几个领域： - 航空航天领域：蜂窝夹层结构在飞机、航天器等领域中被广泛使用，能够提高载荷能力和提高飞行性能。
- 汽车领域：蜂窝夹层结构可以用于汽车车身、底盘等部件，提高汽车的强度和安全性能。
-建筑领域：蜂窝夹层结构可以用于建筑的外立面、屋顶等部件，具有较好的隔热隔音效果。
3. 问题和挑战尽管蜂窝夹层结构具有许多优点，但仍然存在一些问题和挑战： 1. 材料选取：蜂窝夹层结构的性能与所选用的材料密切相关，如何选择合适的材料成为优化设计的重要问题。
2. 蜂窝结构设计：蜂窝夹层结构的性能也与其内部的蜂窝结构密切相关，如何设计合理的蜂窝结构是优化设计的关键。
3. 界面优化：蜂窝夹层结构中各层面板和蜂窝层之间的界面连接也对其性能产生影响，需要进行界面优化。
4. 优化设计方法针对以上问题和挑战，可以采取以下优化设计方法来提升蜂窝夹层结构的性能：4.1 材料选取在进行蜂窝夹层结构的设计时，需要选择合适的材料。
蜂窝夹层结构无损检测方法研究综述
蜂窝夹层结构无损检测方法研究综述
陈韩青;徐志远;屈仲毅;曾辉;朱长春
【期刊名称】《材料导报》
【年(卷),期】2024(38)10
【摘要】蜂窝夹层结构是一种层合复合材料,具有优异的力学性能,被广泛应用于航空航天、建筑以及汽车制造等领域。
由于自身结构及服役工况的复杂性,蜂窝夹层
结构容易在制造、服役等阶段产生蒙皮-蜂窝芯界面脱粘、蒙皮分层、夹杂、蜂窝
芯格变形、芯格塌陷、节点开裂、蜂窝积水等多种形式的缺陷。
因此,开展蜂窝夹
层结构无损检测方法的研究具有重要意义。
本文回顾了国内外文献中出现的针对蜂窝夹层结构的无损检测方法,分析了各种单一检测方法的原理、应用优势及局限性。
随后,概述了将多种单一方法复合的检测方法在蜂窝夹层结构缺陷全面检测上的应用,并指出应用智能算法可实现蜂窝夹层结构缺陷的定量和分类识别。
最后,对蜂窝
夹层结构无损检测的研究和应用趋势进行了简要总结和展望。
【总页数】15页(P292-306)
【作者】陈韩青;徐志远;屈仲毅;曾辉;朱长春
【作者单位】湘潭大学机械工程与力学学院;南昌航空大学测试与光电工程学院【正文语种】中文
【中图分类】TG115.28
【相关文献】
1.碳纤维复合材料蜂窝夹层结构的无损检测方法研究
2.复合材料蜂窝夹层结构制件的超声可视化无损检测
3.超轻多孔“类蜂窝”夹层结构材料设计方法研究综述
4.航天器蜂窝夹层结构脱粘损伤的导波检测与成像方法
5.PMI泡沫复合材料夹层结构的无损检测方法
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复合材料蜂窝结构的屈曲特性分析
复合材料蜂窝结构的屈曲特性分析复合材料在现代工业领域中得到广泛应用，其具有高强度、低密度和良好的抗腐蚀性能等优点。
而蜂窝结构作为一种特殊的复合材料结构，更是在航空航天、汽车制造、建筑工程等领域中发挥着重要的作用。
本文将从力学的角度探讨复合材料蜂窝结构的屈曲特性。
首先，我们需要了解蜂窝结构的组成和几何形状。
蜂窝结构由两个平行的面板之间的一系列梁材料组成，形成像蜂窝一样的六边形。
这种结构的特点是具有非常高的强度和刚度，同时还能保持较低的密度。
通常，蜂窝结构可以通过剪切和压缩来加载。
在受外力作用下，蜂窝结构将发生屈曲变形。
其次，我们来探究复合材料蜂窝结构的屈曲行为。
在分析屈曲前，我们需要了解一些力学模型，如Euler-Bernoulli梁理论和von Mises等效应力准则。
Euler-Bernoulli梁理论用于描述线弹性材料的屈曲行为，其中假设为小变形和线弹性材料。
von Mises等效应力准则则用于预测材料的屈服，根据等效应力的大小来判断材料是否会发生塑性变形。
在屈曲分析过程中，我们需要考虑到不同蜂窝结构的参数，如梁的长度、材料的强度、面板的厚度、蜂窝的尺寸等。
这些参数会直接影响到蜂窝结构的屈曲承载能力。
通过数值模拟和实验测试，我们可以得到不同参数下蜂窝结构的屈曲状态和关键指标，如屈曲载荷、屈曲模态、屈曲振型等。
此外，还需要考虑蜂窝结构的几何非线性和材料非线性因素。
由于蜂窝结构的非线性特性，传统的线弹性理论已经不能完全适用。
为了更准确地预测蜂窝结构的屈曲行为，可以采用有限元分析等数值方法来考虑几何非线性和材料非线性因素。
这些方法能够更准确地模拟结构的变形和破坏，并得到相应的屈曲载荷和屈曲模态。
最后，要注意蜂窝结构的屈曲特性与实际工程应用的关系。
工程中，蜂窝结构往往会受到复杂的加载条件和环境影响，如温度变化、湿度变化等。
这些因素会对蜂窝结构的屈曲特性产生影响，使其在实际工程应用中需要作出相应的修正和改进。
复合材料层合／夹层板热膨胀／弯曲有限元分析
复合材料层合／夹层板热膨胀／弯曲有限元分析本文介绍了有限元软件ABAQUS的有限元建模和仿真分析的过程，并且应用ABAQUS对层合板/夹层板的热膨胀和热弯曲问题进行分析，建模过程中分别采用实体单元和壳单元两种不同单元建模，分别对两种单元建立模型的热膨胀和热弯曲问题仿真分析。
通过与精确解的比较可以得出：实体单元可以更好的应用于复合材料层合/夹层结构的热膨胀和热弯曲问题。
具有一定的工程指导意义。
标签：层合板；夹层板；热膨胀；热弯曲1 引言复合材料具有低密度比强度、高比强度和高比刚度等性能，并且还具有稳定的化学性质、良好的耐磨性和良好的耐热性等优点，已经广泛的应用在航空航天领域。
复合材料无论是在制备还是应用的过程中，都不可避免的与热接触，或者是处于热环境之中。
复合材料层合结构和夹层结构在使用过程中会因温度变化而产生热膨胀，受热后产生的应力、应变会对复合材料的力学性能产生重要影响，在热应力的作用下，可能会导致结构的失效。
因此，复合材料受温度影响而导致的热膨胀和热弯曲问题的分析是十分重要的。
而且这个研究方向是一个非常值得深入的研究方向。
国内外对于热问题的研究在理论方面已经取得了重大进展，但是在实际工程问题分析中，有许多问题应用理论求解时时非常困难的，甚至有的问题无法求解。
随着有限云方法的出现和有限云软件的发展，使得有些工程问题变得简单高效。
本文采用有限云软件ABAQUS对于复合材料层合结构和夹层结构的热膨胀和热弯曲问题进行仿真分析。
2 复合材料层合板/夹层板几何模型的建立2.1 复合材料层合板/夹层板几何模型的建立本文建立的模型是用有限元软件ABAQUS建立的，具体的建模步骤如下：本文建立的复合材料三层板分别采用实体单元和壳单元，两种不同的单元建立的。
首先介绍实体单元有限元模型的建立。
实体单元建立模型时进入Part模块，选择三维，实体，可变性，模型空间“大约尺寸”设置为50，其他参数保持不变，采用实体单元建模的时候，采用的是实体拉伸，点击继续进入草图编辑界面。