蜂窝夹芯板弯曲与振动响应的面外尺寸效应研究
金属蜂窝夹层结构弯曲性能分析
金属蜂窝夹层结构弯曲性能分析引言金属蜂窝夹层结构因其轻质化、高强度、刚度优异、隔音性能好等特点被广泛应用于航空、汽车、船舶等领域。
其中的弯曲性能对于结构的性能极为关键，能够直接影响结构的使用寿命和安全性能。
因此，研究金属蜂窝夹层结构的弯曲性能分析具有重要的理论和实际意义。
本文将从金属蜂窝夹层结构弯曲特性的影响因素、理论计算方法以及实验验证三个方面来阐述其弯曲性能的分析。
一、金属蜂窝夹层结构弯曲特性的影响因素1.材料性能金属蜂窝夹层结构由两层金属板和一层夹层芯材组成。
其中金属板的材料对于结构的弯曲性能具有很大的影响。
大多数情况下，金属板的弯曲刚度和强度越高，蜂窝夹层结构的弯曲性能就越好。
2.夹层芯材夹层芯材的选择对于结构的弯曲性能也有很大的影响。
一般认为，夹层芯材的厚度约为金属板的1/20，通过选择不同的材料和结构可以达到不同的弯曲刚度和强度。
3.边界条件结构的边界条件指的是结构的支撑和加载方式。
对于金属蜂窝夹层结构，一般使用固定支撑和三点弯曲载荷。
二、理论计算方法对于金属蜂窝夹层结构的弯曲分析，通常采用两种理论计算方法，分别为单元法和板壳理论方法。
1.单元法单元法是基于有限元方法的一种计算弯曲性能的数值计算方法。
它将结构划分为若干个小单元，然后对于每一个小单元进行计算。
最终将得到整个结构的弯曲刚度和强度等性能参数。
2.板壳理论方法板壳理论方法将结构模型简化为平面板或者弯曲应力作用下的壳体，通过公式计算得到结构的弯曲应力和位移等参数。
该方法对于形状较为规则的结构适用性较强，并且计算过程简单。
三、实验验证除了理论计算方法，实验验证也是分析金属蜂窝夹层结构弯曲性能的重要手段。
实验方法主要包括悬臂梁实验、三点弯曲实验、四点弯曲实验等。
1.悬臂梁实验悬臂梁实验是最为常用的实验方法之一，其原理是将一段蜂窝夹层结构的一端固定，另一端加上一个小重物作为载荷，通过测量结构的挠度、荷载力矩等参数来分析其弯曲性能。
2.三点弯曲实验三点弯曲实验是最为常见的实验方法之一，其原理是将蜂窝夹层结构两端固定，将载荷在结构中央的位置上进行施加，通过测量结构的弯曲位移、荷载力矩等参数来分析其弯曲性能。
六边形铝蜂窝力学行为的尺寸效应研究的开题报告
六边形铝蜂窝力学行为的尺寸效应研究的开题报告一、研究背景铝蜂窝作为一种轻质、高强度、高刚性的材料，在航空、航天、汽车等领域得到了广泛的应用。
近年来，随着先进制造技术的发展，铝蜂窝结构的尺寸越来越小，然而小尺寸下的铝蜂窝结构的力学性能和尺度效应研究却较少。
因此，本研究旨在通过实验和数值模拟的方法，深入研究六边形铝蜂窝结构在小尺寸下的力学行为和尺度效应。
二、研究内容和目标本研究主要包括以下内容：1.设计制备大小不同的六边形铝蜂窝结构，并对其进行组织结构和力学性能的表征分析。
2.通过静载试验和动态压缩试验，研究六边形铝蜂窝结构在小尺寸下的力学行为。
3.运用有限元模拟方法，对不同尺寸的六边形铝蜂窝结构进行力学分析。
4.分析小尺寸下的六边形铝蜂窝结构的尺度效应，探究其尺寸与力学性能之间的关系。
本研究的目标是：1.深入了解小尺寸下的六边形铝蜂窝结构的组织结构和力学性能，为其应用提供基础数据。
2.建立小尺寸下六边形铝蜂窝结构的力学模型，对其力学行为进行分析，为工程实践提供理论依据。
3.研究六边形铝蜂窝结构的尺度效应，为材料科学和工程学科的理论研究提供新思路。
三、研究方法本研究采用实验和数值模拟相结合的方法。
具体方法如下：1.制备不同尺寸的六边形铝蜂窝结构，采用金相显微镜和扫描电镜等手段对其组织结构进行表征分析。
2.进行静载试验和动态压缩试验，测试不同尺寸下的六边形铝蜂窝结构的力学性能。
3.采用商业软件ABAQUS建立三维有限元模型，对不同尺寸下的六边形铝蜂窝结构进行力学分析。
4.运用尺寸效应的方法，分析小尺寸下六边形铝蜂窝结构的尺度效应。
四、研究意义本研究对于深入认识六边形铝蜂窝结构在小尺寸下的力学行为和尺度效应具有重要意义。
具体意义如下：1.研究结果能够为小尺寸下的六边形铝蜂窝结构的应用提供基础数据。
2.建立的力学模型能够为小尺寸下六边形铝蜂窝结构的力学行为与结构优化提供理论依据。
3.研究结果能够为尺度效应研究提供新思路，同时为材料科学和工程的理论基础做出贡献。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构变形浅析
大面积复合材料蜂窝夹芯结构变形浅析复合材料蜂窝夹芯结构是一种常见的轻质高强度结构，由两层薄板夹持着具有高强度和刚度的蜂窝芯层组成。
其特点是重量轻、强度高、刚度大、抗冲击性好，广泛应用于航空航天、船舶、汽车、建筑等领域。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构在应用过程中会发生一定的变形。
变形是由外部载荷或温度变化引起的，其中外部载荷是主要的变形原因。
这些变形会对结构的性能和使用寿命产生一定的影响，因此对其变形进行深入的分析和研究具有重要意义。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构在受到载荷作用时会产生弯曲变形。
当载荷作用于结构上时，蜂窝夹芯结构会发生屈曲，使得结构弯曲变形。
这种变形主要取决于结构的几何尺寸、材料特性和载荷大小。
一般来说，结构越薄，板件的尺寸越大，弯曲变形越明显。
为了减小这种变形，可以采取增加材料厚度、调整芯层的形状等方式来提高结构的刚度。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构还会发生拉伸和压缩变形。
当结构受到拉力或压力作用时，夹芯结构会发生拉伸或压缩变形。
在拉伸或压缩变形中，蜂窝芯层承担了主要的载荷，而外层薄板主要起到传递载荷和保护芯层的作用。
通过合理选择材料的性能和厚度，可以提高结构的抗拉性能和抗压性能，减小变形。
在复合材料蜂窝夹芯结构的制造过程中，温度变化也会引起结构的变形。
由于材料的热膨胀系数不同，当结构受到温度的影响时，会发生热膨胀变形。
为了减小温度引起的变形，可以选择合适的材料、控制制造过程中的温度变化、采取保温措施等。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构的变形是由外部载荷和温度变化引起的，主要包括弯曲变形、拉伸和压缩变形以及热膨胀变形。
通过合理选择材料、优化结构设计、控制制造过程等方式，可以减小结构的变形，提高结构的性能和使用寿命。
蜂窝体胞尺寸对夹芯板性能的影响研究
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接有 限元 离 散 的计算 结果 与均 匀化 等效 的计 算 结果
作 者 简 介 ： 士 平 （ ９ ２ ） 男 ， 师 ， 要 从 事 结 构 优 化 设 孙 １７ 一 ， 讲 主
计 研 究 ， Ｅ ｍ ｉ ｓｉｉｇｕ ＠ １３ ｏｍ。 （ — ａ ）ｈ ｎ ｓｎ ６ ．ｏ ｌ ｐ
第 ２期
蜂 窝体 胞 尺寸对 夹 芯板 性能 的影 响研 究 方 向）
类是 利用开孔蜂 窝 的面 内性 能 ， 现夹芯板 结构 减 实
体胞 尺寸 ， 示 了尺 寸效 应 的存 在及 其影 响 ； 揭 阎军
等分 析计算 了二 维周 期性 点 阵类 桁 架材 料 的等 效性
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求， 其蜂 窝体 胞开孔方 向与蒙皮 法 向相互平行 。由于 多孔夹 芯有 限元 直接 离 散分 析造 成 夹芯 结 构建 模 复
杂和计算成 本过高 ， 国内外学者对 多孔 夹芯材 料性 能 的预测计 算 开 展 了大量 研 究 ， 出能 量 法 、 ｉｓｎ 提 Ｇｂｏ
Ｔａ ｌ Ｃｏ ｂｅ ２ ｍｐｌａ ｃ ｓｏ ａ ｗｉ ｈ ｐａ ｅｓ ｗｉｈ ｔｅ ｉ ｎ ｅ ｆｓ ｎｄ ｃ ｎ ｌ ｔ ｈ
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双层蜂窝夹芯结构自由振动特性分析研究
双层蜂窝夹芯结构自由振动特性分析研究
卢翔;杨玖月;王瑞鹏;钱若力
【期刊名称】《机械强度》
【年(卷),期】2018(40)5
【摘要】采用逐层/实体元方法(Layerwise/Solid-Elements,LW/SE)和动态子结构法中的固定界面模态综合法研究了双层蜂窝夹芯结构的自由振动特性问题。
基于LW/SE和固定界面模态综合法,分别建立了双层蜂窝夹芯结构的控制方程和总体模态空间,利用控制方程和总体模态空间建立双层蜂窝夹芯结构总体模态空间下的控制方程。
方法在保证固有频率计算精度的同时,降低了对计算内存的需求。
通过数值算例将方法与三维实体有限元分析结果进行了对比,验证了方法的正确性。
【总页数】7页(P1030-1036)
【关键词】逐层/实体元法;固定界面模态综合法;动态子结构法;蜂窝夹芯结构;自由振动
【作者】卢翔;杨玖月;王瑞鹏;钱若力
【作者单位】中国民航大学航空工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】O327
【相关文献】
1.蜂窝夹芯结构面内等效弹性参数的分析研究 [J], 梁森;陈花玲;陈天宁;梁天锡
2.新型组合蜂窝夹芯结构振动特性研究 [J], 何彬;李响
3.复合材料蜂窝夹芯修补结构弯曲特性与温度相关性研究 [J], 余芬;郭拓;何振鹏;但敏
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5.考虑芯层离散特性的方形蜂窝夹层板自由振动分析 [J], 刘均;程远胜
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蜂窝体胞尺寸对夹芯板性能的影响研究
综上所述， 已 有的 夹芯蜂窝 材 料尺寸 效应研究 均以周期性开孔 蜂窝体胞为 对 象， 研究 二 维 蜂窝 材 料面内性能随蜂窝尺寸变化的规律。而对于第二类 夹芯板结构， 其性能不仅与蜂窝体胞面内性能相关， 还受蜂窝体胞面外性能以及蒙皮的影响， 因此， 有必 要进一步研究三维蜂窝体胞尺寸对夹芯板结构性能 ( 如刚度、 频 率 等 ) 的影响。 为 此， 本 研究 首 先 建 立 蜂窝夹芯板三维有限元模 型， 以 夹芯 均匀化 等 效 后 的夹芯板模型计算 结 果 为基 准， 采用夹芯板 结 构 直 接有限元离散的计算结果与均匀化等效的计算结果 — —尺寸影响因子来量化蜂窝尺寸对夹芯板 的比值— 性能的影响程度， 开 展 三维 蜂窝体胞尺寸 对第 二类 夹芯板结构整体刚 度 性能、 自 由 振 动 频 率 的影响研 并分析比较在不同边界条件下、 不同构型时蜂窝 究， 尺寸对夹芯板结构性能的影响规律。
由于夹芯板结构性能分析涉及蒙皮和夹芯的几 何构成、 静力或动力 分析 类 别 以 及 不 同 边 界 条 件 等 多种情况， 因此， 需要有一个统一的指标来描述蜂窝 尺寸变化对夹芯板 不 同 性能的影响规 律， 以便直观 的评价比较影响程度。 “尺寸 影响 因 子 ” 定义 来 描 述 蜂窝尺 度 对 夹芯 板性能的 影 响， 该因子为夹芯板结构整体性能 φ ( 如刚度 K 、 频 率 f 等 ) 与均匀化 等 效 夹芯构成夹芯 板结构等效性能 φ 的比值， 其表达式可写为: αφ = φ H φ ( 2)
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航
空
材
料 力
学
［7 ］
报
第 31 卷
1
均匀化方法与尺寸效应
［10 ］ ［13 ］ 、 挠 度 以 及 频 率 等 不 同 参数 随 宏细观尺 度比值变化的关系来描述尺度效应的影响。
大面积复合材料蜂窝夹芯结构变形浅析
大面积复合材料蜂窝夹芯结构变形浅析【摘要】大面积复合材料蜂窝夹芯结构是一种轻质高强的结构材料，在航空航天、汽车和建筑等领域有广泛的应用。
本文通过对大面积复合材料蜂窝夹芯结构的概述和工程应用，分析其变形机理和影响因素。
探讨了大面积复合材料蜂窝夹芯结构变形的控制策略，包括材料选择、设计优化和结构加固等方面。
最后总结了影响大面积复合材料蜂窝夹芯结构变形的因素和未来研究方向，为相关领域的研究提供了重要参考。
通过本文的研究，有助于更好地理解大面积复合材料蜂窝夹芯结构的性能特点和变形机理，为提高其在工程领域的应用效果提供理论支持。
【关键词】复合材料、蜂窝夹芯结构、变形、大面积、工程应用、变形机理、影响因素、控制策略、影响因素、未来研究、结论总结。
1. 引言1.1 研究背景大面积复合材料蜂窝夹芯结构是一种轻质高性能材料，具有优异的强度和刚度，广泛应用于航空航天、汽车、船舶等领域。
随着科技的进步和产业的发展，人们对这种结构的要求也越来越高，希望能够减轻结构重量、提高性能、降低成本。
随之而来的问题就是大面积复合材料蜂窝夹芯结构变形的研究，因为结构在使用过程中会受到外部力的作用，从而导致变形，进而影响结构的使用寿命和安全性。
对大面积复合材料蜂窝夹芯结构的变形进行深入研究，探索其变形机理和控制策略，对于提高结构的稳定性和安全性具有重要意义。
通过分析变形机理和影响因素，制定相应的控制策略，可以有效控制结构变形，延长结构的使用寿命，提高结构的可靠性。
本文旨在对大面积复合材料蜂窝夹芯结构的变形进行浅析，探讨其影响因素和控制方法，为该领域的研究提供一定的参考和借鉴。
1.2 问题提出在大面积复合材料蜂窝夹芯结构中，变形问题一直是制约其工程应用的关键因素。
由于复合材料和蜂窝夹芯结构具有轻质高强的特点，使得在应用过程中常常会受到较大的力的作用，从而引起结构的变形。
这种变形不仅会影响结构的稳定性和强度，还会影响整体的美观度和使用寿命。
复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能
ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ２０２３，４５（３）：５８４⁃５９０ＤＯＩ：１０ １６５７９／ｊ．ｉｓｓｎ．１００１ ９６６９ ２０２３ ０３ ０１１∗２０２１１００８收到初稿，２０２１１１１６收到修改稿㊂山西省自然科学基金面上项目（２０２１０３０２１２２４１１１），国家自然科学基金青年项目（１１６０２１６０），西安交通大学机械结构强度与振动国家重点实验室开放课题（ＳＶ２０１９⁃ＫＦ⁃０１），山西省 １３３１工程 重点创新团队项目资助㊂∗∗于志强，男，１９９６年生，山西运城人，汉族，太原理工大学硕士研究生，主要研究方向为纤维增强复合材料夹芯结构的力学性能分析㊂∗∗∗郭章新（通信作者），男，１９８３年生，山东菏泽人，汉族，太原理工大学副教授，博士，主要研究方向为复合材料及其结构的力学性能分析㊂∗∗∗∗梁建国，男，１９７５年生，山东菏泽人，汉族，太原理工大学教授，博士，主要研究方向为碳纤维复合材料开发及应用㊂复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能∗ＴＨＲＥＥＰＯＩＮＴＢＥＮＤＩＮＧＰＥＲＦＯＲＭＡＮＣＥＯＦＣＯＭＰＯＳＩＴＥＨＯＮＥＹＣＯＭＢＳＡＮＤＷＩＣＨＳＴＲＵＣＴＵＲＥ于志强∗∗１，３㊀郭章新∗∗∗１，２㊀卫世义１㊀梁建国∗∗∗∗４㊀李永存１，５㊀郑伟鹏１（１．太原理工大学机械与运载工程学院应用力学研究所，太原０３００２４）（２．华阳新材料科技集团有限公司，阳泉０４５０００）（３．西安交通大学航天学院机械结构强度与振动国家重点实验室，西安７１００４９）（４．太原理工大学机械与运载工程学院先进成形与智能装备研究院，太原０３００２４）（５．太原理工大学材料强度与结构冲击山西省重点实验室，太原０３００２４）ＹＵＺｈｉＱｉａｎｇ１，３㊀ＧＵＯＺｈａｎｇＸｉｎ１，２㊀ＷＥＩＳｈｉＹｉ１㊀ＬＩＡＮＧＪｉａｎＧｕｏ４㊀ＬＩＹｏｎｇＣｕｎ１，５㊀ＺＨＥＮＧＷｅｉＰｅｎｇ１（１．ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＡｐｐｌｉｅｄＭｅｃｈａｎｉｃｓ，ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＶｅｈｉｃｌｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＴａｉｙｕａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｔａｉｙｕａｎ０３００２４，Ｃｈｉｎａ）（２．ＨｕａｙａｎｇＮｅｗＭａｔｅｒｉａｌＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＧｒｏｕｐＣｏ．，Ｌｔｄ．，Ｙａｎｇｑｕａｎ０４５０００，Ｃｈｉｎａ）（３．ＳｔａｔｅＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｆｏｒＳｔｒｅｎｇｔｈａｎｄＶｉｂｒａｔｉｏｎｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅ，ＸｉᶄａｎＪｉａｏｔｏｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉᶄａｎ７１００４９，Ｃｈｉｎａ）（４．ＡｄｖａｎｃｅｄＦｏｒｍｉｎｇａｎｄＩｎｔｅｌｌｉｇｅｎｔＥｑｕｉｐｍｅｎｔＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅ，ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄＶｅｈｉｃｌｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＴａｉｙｕａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｔａｉｙｕａｎ０３００２４，Ｃｈｉｎａ）（５．ＳｈａｎｘｉＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＭａｔｅｒｉａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ＆ＳｔｒｕｃｔｕｒａｌＩｍｐａｃｔ，ＴａｉｙｕａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，Ｔａｉｙｕａｎ０３００２４，Ｃｈｉｎａ）摘要㊀通过三点弯曲试验研究了纤维增强复合材料铝蜂窝夹芯结构的力学性能㊂分析了不同面板类型（碳纤维面板㊁玻璃纤维面板㊁碳纤维／玻璃纤维面板）以及面板厚度和芯体孔径大小对结构破坏模式㊁极限载荷和能量吸收的影响㊂结果表明，碳纤维／铝蜂窝夹芯结构相较于其他两种结构，其极限载荷和能量吸收更强；面板越厚，芯体孔径越小，结构的极限载荷和能量吸收越强；面板厚度对于能量吸收影响较大，芯体孔径对极限载荷影响较大㊂对碳纤维／铝蜂窝夹芯结构进行有限元模拟，对其破坏变形过程进行对比分析后，验证了模型的有效性，为试验的设计和分析提供了指导与帮助㊂关键词㊀复合材料㊀蜂窝夹芯结构㊀三点弯曲㊀极限载荷㊀能量吸收中图分类号㊀ＴＢ３３２㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ａｂｓｔｒａｃｔ㊀Ｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｆｉｂｅｒｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄｂｙｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇｔｅｓｔ．Ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｔｙｐｅｓｏｆｐａｎｅｌｓ（ｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｐａｎｅｌ，ｇｌａｓｓｆｉｂｅｒｐａｎｅｌ，ｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ｇｌａｓｓｆｉｂｅｒｐａｎｅｌ），ｐａｎｅｌｔｈｉｃｋｎｅｓｓａｎｄｃｏｒｅａｐｅｒｔｕｒｅｏｎｆａｉｌｕｒｅｍｏｄｅｓ，ｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｈａｓｓｔｒｏｎｇｅｒｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｔｈａｎｔｈｅｏｔｈｅｒｔｗｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ．Ｔｈｅｔｈｉｃｋｅｒｔｈｅｐａｎｅｌ，ｔｈｅｓｍａｌｌｅｒｔｈｅｃｏｒｅａｐｅｒｔｕｒｅ，ｔｈｅｓｔｒｏｎｇｅｒｔｈｅｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｏｆｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅ．Ｔｈｅｔｈｉｃｋｎｅｓｓｏｆｔｈｅｐａｎｅｌｈａｓａｇｒｅａｔｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｎｔｈｅｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ，ａｎｄｔｈｅａｐｅｒｔｕｒｅｏｆｔｈｅｃｏｒｅｈａｓａｇｒｅａｔｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｎｔｈｅｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄ．Ｔｈｅｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｔｈｅｃｏｍｐａｒａｔｉｖｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆｉｔｓｆａｉｌｕｒｅａｎｄｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｐｒｏｃｅｓｓｖｅｒｉｆｙｔｈｅｖａｌｉｄｉｔｙｏｆｔｈｅｍｏｄｅｌ，ａｎｄｐｒｏｖｉｄｅｇｕｉｄａｎｃｅａｎｄｈｅｌｐｆｏｒｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｄｅｓｉｇｎａｎｄａｎａｌｙｓｉｓ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ㊀Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌ；Ｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ；Ｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇ；Ｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄ；Ｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎ㊀第４５卷第３期于志强等：复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能５８５㊀㊀Ｃｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇａｕｔｈｏｒ：ＧＵＯＺｈａｎｇＸｉｎ，Ｅ⁃ｍａｉｌ：ｗｏｘｉｎｔａｎｒａｎ２１５＠１６３．ｃｏｍ，Ｔｅｌ：＋８６⁃３５１⁃６０１４００８，Ｆａｘ：＋８６⁃３５１⁃６０１４００８ＴｈｅｐｒｏｊｅｃｔｓｕｐｐｏｒｔｅｄｂｙｔｈｅＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅＦｏｕｎｄａｔｉｏｎｏｆＳｈａｎｘｉＰｒｏｖｉｎｃｅ（Ｎｏ．２０２１０３０２１２２４１１１），ｔｈｅＮａｔｉｏｎａｌＮａｔｕｒａｌＳｃｉｅｎｃｅＦｏｕｎｄａｔｉｏｎｏｆＣｈｉｎａ（Ｎｏ．１１６０２１６０），ｔｈｅＯｐｅｎｉｎｇＦｏｕｎｄａｔｉｏｎｆｏｒＳｔａｔｅＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｆｏｒＳｔｒｅｎｇｔｈａｎｄＶｉｂｒａｔｉｏｎｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ（Ｎｏ．ＳＶ２０１９⁃ＫＦ⁃０１），ａｎｄｔｈｅ １３３１ｐｒｏｊｅｃｔ ＫｅｙＩｎｎｏｖａｔｉｏｎＴｅａｍｓｏｆＳｈａｎｘｉＰｒｏｖｉｎｃｅ．Ｍａｎｕｓｃｒｉｐｔｒｅｃｅｉｖｅｄ２０２１１００８，ｉｎｒｅｖｉｓｅｄｆｏｒｍ２０２１１１１６．０㊀引言㊀㊀复合材料蜂窝夹芯结构是一种具有高比强度，高比刚度的新型轻质复合材料结构，由具有高强度㊁高模量的复合材料面板和低密度㊁多功能性的蜂窝芯子组成［１］㊂因其结构可以有效提升材料利用率，减轻构件质量，同时隔热㊁隔音㊁透薄性能良好，能有效提升结构抗弯刚度，因而广泛应用于航空航天㊁汽车及船舶等其他工程领域［２⁃４］㊂ＷＡＮＧＺ等［５］提出碳纤维复合材料夹芯结构是一种很好的能量吸收结构㊂ＧＩＢＳＯＮＬＪ等［６］提出了适合蜂窝夹芯结构的单胞理论，阐述了蜂窝夹芯结构的机械性能与芯体孔径的性能和几何形状的关系㊂彭可望［７］采用试验与数值模拟相结合的方法，研究了铝合金蜂窝夹芯结构面板与芯子之间黏结界面的力学断裂性能，为铝合金蜂窝夹芯结构的界面设计提供了数据支持㊂许多学者对蜂窝夹芯结构的力学性能和破坏模式进行了研究㊂ＳＵＮＺ等［８］研究了三点弯曲试验不同加载速率对碳纤维／蜂窝夹层结构力学性能的影响，通过将碳纤维黏结在蜂窝芯的小孔上改善界面，解释了裂纹隔离现象是防止夹层试件界面损伤的主要机制㊂ＯＧＡＳＡＷＡＲＡＴ等［９］采用高速观测摄像机观察了碳纤维增强复合材料／ＮｏｍｅｘＴＭ蜂窝夹芯板的弯曲失效过程，阐明了夹芯板受弯破坏机制㊂石姗姗等［１０］利用有限元软件Ａｂａｑｕｓ建立了碳纤维／铝蜂窝夹芯结构三点弯曲的模型，研究了Ｋｅｖｌａｒ短纤维界面增韧对碳纤维／铝蜂窝夹芯结构宏观力学性能的影响，增韧界面未发生界面脱黏，而是芯体撕裂导致面芯剥离㊂ＵＤＤＩＮＭＮ等［１１］对碳纤维预浸料复合材料的无黏结蜂窝夹层结构和使用额外胶黏剂的碳纤维蜂窝夹芯结构进行了比较研究㊂ＳＵＢＨＡＮＩＴ［１２］通过三点弯曲试验研究了蜂窝夹层结构的力学性能，优化了蜂窝芯和面板的固化参数㊂一些学者通过试验和数值模拟研究了复合材料蜂窝夹层结构的损伤［１３⁃１５］㊁平压性能［１６⁃１９］㊁轴向压缩性能［２０⁃２１］㊂本文通过三点弯曲试验研究了纤维／铝蜂窝夹芯结构的宏观力学性能，讨论了面板类型㊁面板厚度㊁芯体孔径对纤维／铝蜂窝夹芯结构的极限载荷㊁能量吸收和破坏模式的影响规律㊂同时，通过对纤维／铝蜂窝夹芯结构的有限元模拟，对其在三点弯曲下的变形形态和破坏模式做出分析㊂１㊀试验１ １㊀材料及试件制备㊀㊀本文研究的是碳纤维／铝蜂窝夹芯结构，玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构，碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构㊂铝蜂窝芯体孔径分别为１ ５ｍｍ㊁２ｍｍ㊁３ｍｍ，蜂窝壁厚为０ ０５ｍｍ㊁高度为９ｍｍ㊂碳纤维面板使用面密度为２００ｇ／ｍ２的Ｔ３００平纹编织碳纤维，玻璃纤维面板使用面密度为４００ｇ／ｍ２的玻璃纤维㊂环氧树脂及固化剂使用北京科斯拉公司生产的ＥＰＯＬＡＭ２０４０ＲＥＳＩＮ与ＥＰＯＬＡＭ２０４２ＨＡＲＤＥＮＥＲ，环氧树脂和固化剂的质量比为１００ʒ３２，此树脂体系在室温（２５ħ）下的黏度为３１０ｍＰａ㊃ｓ㊁密度为１ １０ｇ／ｃｍ３㊂采用真空辅助成型工艺（ＶａｃｕｕｍＡｓｓｉｓｔｅｄＲｅｓｉｎＩｎｆｕｓｉｏｎ，ＶＡＲＩ）制备碳纤维面板㊁玻璃纤维面板和碳纤维／玻璃纤维面板，将铝蜂窝和制备好的面板裁剪为相同尺寸后，使用ＥＰＯＬＡＭ２０４０／２０４２按图１所示将其组装固化㊂图１㊀碳纤维／铝蜂窝夹芯结构示意图Ｆｉｇ．１㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ１ ２㊀测试及试验设计㊀㊀本文采用ＧＯＴＥＣＨ高铁检测仪器万能试验机进行三点弯曲试验，如图２所示，试验机通过控制位移实现准静态加载，加载速率为２ｍｍ／ｍｉｎ，测压传感器量程为３０ｋＮ㊂当试件发出较大噪声且试件承载力突然降低时，认为试件被破坏，试验终止㊂㊀５８６㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２３年㊀图２㊀试验装置Ｆｉｇ．２㊀Ｔｅｓｔｄｅｖｉｃｅ根据ＡＳＴＭＣ３９３Ｍ⁃０６［２２］设计三点弯曲试件尺寸㊂上下面板类型有３种，分别为碳纤维面板㊁玻璃纤维面板㊁碳纤维／玻璃纤维面板；碳纤维面板层数分别为４层㊁５层㊁６层；玻璃纤维面板层数分别为３层㊁４层㊁５层；碳纤维／玻璃纤维面板层数分别为３层［ＧＣＧ］㊁４层［ＧＣＧＣ］㊁５层［ＧＣＧＣＧ］，碳纤维面板单层板厚约为０ ２５ｍｍ，玻璃纤维面板单层板厚约为０ ３５ｍｍ㊂试件总长ｌ＝１２０ｍｍ，宽度ｂ＝４０ｍｍ，跨长Ｓ＝８０ｍｍ，芯层厚度ｃ＝９ｍｍ，试件分类见表１㊂表１㊀纤维／铝蜂窝夹芯结构试件分类Ｔａｂ．１㊀Ｃｌａｓｓｉｆｉｃａｔｉｏｎｏｆｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｐｅｃｉｍｅｎｓ试件类型Ｓｐｅｃｉｍｅｎｔｙｐｅ面板类型Ｐａｎｅｌｔｙｐｅ芯层孔径Ｔｈｅｃｏｒｅｌａｙｅｒａｐｅｒｔｕｒｅ／ｍｍ面板层数ＴｈｅｌａｙｅｒｎｕｍｂｅｒｏｆｐａｎｅｌＣ４ＡＣＦＲＰ１ ５４Ｃ５ＡＣＦＲＰ１ ５５Ｃ６ＡＣＦＲＰ１ ５６Ｃ６ＢＣＦＲＰ２６Ｃ６ＣＣＦＲＰ３６Ｇ３ＡＧＦＲＰ１ ５３Ｇ４ＡＧＦＲＰ１ ５４Ｇ５ＡＧＦＲＰ１ ５５Ｇ５ＢＧＦＲＰ２５Ｇ５ＣＧＦＲＰ３５Ｈ３ＡＨＦＲＰ１ ５３Ｈ４ＡＨＦＲＰ１ ５４Ｈ５ＡＨＦＲＰ１ ５５Ｈ５ＢＨＦＲＰ２５Ｈ５ＣＨＦＲＰ３５２㊀结果与讨论２ １㊀不同面板类型试件的破坏模式㊀㊀试件Ｃ６Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｈ５Ａ的载荷⁃位移曲线如图３所示，对不同面板类型的纤维／铝蜂窝夹芯结构在三点弯曲载荷下的破坏模式进行对比分析㊂由图３可以看出，在０⁃Ａ阶段，三个试件趋势基本一致，Ｃ６Ａ试件在加载位移达到３ｍｍ时，极限载荷约图３㊀试件Ｃ６Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｈ５Ａ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．３㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＣ６Ａ，Ｇ４Ａ，Ｈ５Ａ为２１３０Ｎ，Ｈ５Ａ试件在加载位移达到３ ６ｍｍ时，极限载荷约为１８４５Ｎ，Ｇ４Ａ试件在加载位移达到２ｍｍ时，极限载荷约为１４８７Ｎ㊂加载头附近芯层状态完好，无压塌迹象，芯层两侧出现铝蜂窝芯壁剪切变形㊁发生褶皱㊂在Ａ⁃Ｂ阶段，Ｃ６Ａ㊁Ｈ５Ａ试件载荷缓慢下降，进入平稳流动阶段，同时芯层剪切变形情况愈发明显，剪切破坏区域逐渐扩大，随着加载头位移逐渐增加，芯层剪切刚度大幅下降，上面板弯曲变形逐渐加大直至折断破坏，纤维／铝蜂窝夹芯结构逐步发生整体破坏㊂此阶段Ｇ４Ａ试件出现多一个波峰的情况，在加载位移逐渐增加时，玻璃纤维面板弯曲变形增大，由于玻璃纤维面板韧性较强，上面板发生部分断裂，并未完全断裂，试件载荷稍微下降，随着位移增加，加载头与上面板接触面积变大，载荷达到另一个峰值，其余破坏模式与Ｃ６Ａ㊁Ｈ５Ａ试件相同㊂在Ｂ⁃Ｃ阶段，随加载位移的增加，试件左右两侧倾斜角度越来越大，载荷缓慢下降到最低点后逐渐增加，下面板逐渐发生弯曲变形，载荷到达峰值后，下面板发生断裂，试件失效㊂同时，由于玻璃纤维韧性较强，Ｃ６Ａ试件在加载位移达到１６ｍｍ时，下面板断裂，试件失效，Ｈ５Ａ试件的失效位移为２０ｍｍ，Ｇ４Ａ试件的失效位移为２１ ５ｍｍ㊂试件失效图如图４所示㊂对比Ｃ６Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｈ５Ａ这三种不同面板类型试件的破坏模式发现，在试件厚度基本一致的情况下，极限载荷差距明显，Ｃ６Ａ试件的极限承载力较Ｇ４Ａ试件极限承载力高４３％，Ｈ５Ａ试件极限承载力较Ｇ４Ａ试件极限承载力高２４％㊂这表明厚度条件一定下，碳纤维／铝蜂窝夹芯结构承载力更高㊁强度更高，碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构居中，玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构次之；而玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构承载变形能力更强，碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构居中，碳纤维／铝蜂窝夹芯结构次之㊂２ ２㊀面板厚度的影响㊀㊀碳纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ的载荷⁃位移曲线如图５所示㊂图５中，Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ三个试件破坏模式大体相似，夹芯结构发生弯曲⁃剪切㊀第４５卷第３期于志强等：复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能５８７㊀㊀图４㊀试件失效图Ｆｉｇ．４㊀Ｓｐｅｃｉｍｅｎｆａｉｌｕｒｅｄｉａｇｒａｍ变形，由于Ｃ６Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ４Ａ面板厚度依次降低，面板承载力降低，其载荷⁃位移曲线也呈现依次下降趋势㊂在加载位移达到３ｍｍ时，Ｃ６Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ４Ａ的极限载荷分别为２１３０Ｎ㊁１８１０Ｎ㊁１５５０Ｎ，试件达到极限载荷后，结构逐步发生破坏，直至失效㊂其中，Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ试件在加载位移１０ｍｍ左右时，随加载位移的增加，载荷缓慢增加，直至下面板弯曲折断；Ｃ４Ａ试件在加载位移１０ｍｍ之后载荷没有升高，而是进入平缓阶段保持稳定，由于面板较薄，刚度较低，面板破坏载荷与此时载荷值相近，没有发生载荷升高迹象㊂图５㊀试件Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．５㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＣ４Ａ，Ｃ５Ａ，Ｃ６Ａ对比Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ三个碳纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｃ６Ａ试件极限承载力较Ｃ４Ａ试件极限承载力高３７％，Ｃ５Ａ试件极限承载力较Ｃ４Ａ试件极限承载力高１７％㊂该结果表明，碳纤维面板越厚，结构极限承载力越强，并且差别明显㊂玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｇ３Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｇ５Ａ的载荷⁃位移曲线如图６所示㊂试件在加载位移２ｍｍ时到达极限载荷，随着加载位移逐渐增加，加载头与试件上面板接触面积增大，芯层发生剪切变形，试件上面板发生弯曲变形并出现部分断裂㊂图６㊀试件Ｇ３Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｇ５Ａ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．６㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＧ３Ａ，Ｇ４Ａ，Ｇ５Ａ试件极限载荷情况如表２所示㊂对比Ｇ３Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｇ５Ａ三个玻璃纤维／铝蜂窝夹芯板试件发现，Ｇ５Ａ试件极限承载力较Ｇ３Ａ试件极限承载力高５３％，Ｇ４Ａ试件极限承载力较Ｇ３Ａ试件极限承载力高３４％㊂该结果表明，玻璃纤维面板越厚，结构极限承载力越强，并且差别很明显㊂表２㊀纤维／铝蜂窝夹芯结构试件三点弯曲状态下的极限载荷与能量吸收Ｔａｂ．２㊀Ｕｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄａｎｄｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｏｆｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｕｎｄｅｒｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇｓｔａｔｅ试件类型Ｓｐｅｃｉｍｅｎｔｙｐｅ极限载荷ＵｌｔｉｍａｔｅｌｏａｄＦ／Ｎ能量吸收ＥｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎＥ／ｍＪＣ４Ａ１５５０１８４２５Ｃ５Ａ１８１０２１８３５ ５Ｃ６Ａ２１３０２８３５６Ｃ６Ｂ１８００２４０９９ ５Ｃ６Ｃ１４００２１３４５Ｇ３Ａ１１１０１６３４３ ４Ｇ４Ａ１４８７２１３７５ ５Ｇ５Ａ１７０２２６６７１Ｇ５Ｂ１２６２１８００３ ６Ｇ５Ｃ８３０１３０３０ ４Ｈ３Ａ１４００１４８０４Ｈ４Ａ１５８０２１４６０ ９Ｈ５Ａ１８４５２６９９２ ４Ｈ５Ｂ１３８０１９４３０Ｈ５Ｃ１２６０１７７６５ ２碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｈ３Ａ㊁Ｈ４Ａ㊁Ｈ５Ａ的载荷⁃位移曲线如图７所示㊂在图７中，Ｈ３Ａ试件在加载位移１ｍｍ时达到极限载荷１４００Ｎ；Ｈ４Ａ和Ｈ５Ａ试件在加载位移３ ６ｍｍ时达到极限载荷，分别为１５８０Ｎ和１８４５Ｎ㊂之后的破坏模式和失效过程类似，载荷位移逐渐增加，试件发生弯曲⁃剪切变形，直至面板被破坏，试件失效㊂对比Ｈ３Ａ㊁Ｈ４Ａ㊁Ｈ５Ａ三个碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｈ５Ａ试件极限承载力较Ｈ３Ａ试件极限承载力高３２％，Ｈ４Ａ试件极限承载力较Ｈ３Ａ㊀５８８㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２３年㊀图７㊀试件Ｈ３Ａ㊁Ｈ４Ａ㊁Ｈ５Ａ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．７㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＨ３Ａ，Ｈ４Ａ，Ｈ５Ａ试件极限承载力高１３％㊂该结果表明，碳纤维／玻璃纤维面板越厚，结构极限承载力越强㊂２ ３㊀芯体孔径的影响㊀㊀碳纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ的载荷⁃位移曲线如图８所示㊂在图８中，Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ试件破坏模式和失效演变过程有所差别，Ｃ６Ａ在加载位移３ｍｍ时达到极限载荷２１３０Ｎ，Ｃ６Ｂ在加载位移０ ８ｍｍ时达到极限载荷１８００Ｎ，Ｃ６Ｃ在加载位移０ ６５ｍｍ时达到极限载荷１４００Ｎ㊂随着铝蜂窝芯体孔径增加，芯层剪切刚度下降，达到极限载荷后，Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ试件随载荷位移增加，芯层发生剪切变形，部分压塌，然后加载头与上面板接触面积逐渐增加，上面板起主要承载作用㊂图８㊀试件Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．８㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＣ６Ａ，Ｃ６Ｂ，Ｃ６Ｃ对比Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ三个碳纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｃ６Ａ试件极限承载力较Ｃ６Ｃ试件极限承载力高５２％，Ｃ６Ｂ试件极限承载力较Ｃ６Ｃ试件极限承载力高２９％㊂该结果表明，芯体孔径越小，结构极限承载力越强，差别比较明显㊂玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｇ５Ａ㊁Ｇ５Ｂ㊁Ｇ５Ｃ的载荷⁃位移曲线如图９所示㊂对比Ｇ５Ａ㊁Ｇ５Ｂ㊁Ｇ５Ｃ三个玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｇ５Ａ试件极限承载力较Ｇ５Ｃ试件极限承载力高１０５％，Ｇ５Ｂ试件极限承载力较Ｇ５Ｃ试件极限承载力高５２％㊂该结果表明，芯层孔径越小，结构图９㊀试件Ｇ５Ａ㊁Ｇ５Ｂ㊁Ｇ５Ｃ载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．９㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＧ５Ａ，Ｇ５Ｂ，Ｇ５Ｃ极限承载力越强，并且差距十分明显㊂㊀㊀碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件Ｈ５Ａ㊁Ｈ５Ｂ㊁Ｈ５Ｃ的载荷⁃位移曲线如图１０所示㊂图１０㊀试件Ｈ５Ａ㊁Ｈ５Ｂ㊁Ｈ５Ｃ的载荷⁃位移曲线Ｆｉｇ．１０㊀Ｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆＨ５Ａ，Ｈ５Ｂ，Ｈ５Ｃ对比Ｈ５Ａ㊁Ｈ５Ｂ㊁Ｈ５Ｃ三个碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构试件发现，Ｈ５Ａ试件极限承载力较Ｈ５Ｃ试件极限承载力提高４６％，Ｈ５Ｂ试件极限承载力较Ｈ５Ｃ试件极限承载力提高１０％㊂该结果表明，芯体孔径越小，结构极限承载力越强㊂２ ４㊀夹芯结构的能量吸收㊀㊀纤维／铝蜂窝夹芯结构三点弯曲能量吸收如图１１所示，选取试件０ ２０ｍｍ的载荷⁃位移曲线进行积分㊂整体来看，纤维／铝蜂窝夹芯结构能量吸收的能力较强㊂图１１（ａ）为碳纤维／铝蜂窝夹芯结构能量吸收图，Ｃ４Ａ㊁Ｃ５Ａ㊁Ｃ６Ａ㊁Ｃ６Ｂ㊁Ｃ６Ｃ试件的平均能量吸收分别为１８４２５ｍＪ㊁２１８３５ ５ｍＪ㊁２８３５６ｍＪ㊁２４０９９ ５ｍＪ㊁２１３４５ｍＪ；由此可以发现，芯体孔径越小，试件能量吸收越多；面板厚度越厚，试件能量吸收越多；两者之间，面板厚度的影响更大，变形能量主要存储于面板㊂图１１（ｂ）中，Ｇ３Ａ㊁Ｇ４Ａ㊁Ｇ５Ａ㊁Ｇ５Ｂ㊁Ｇ５Ｃ试件的平均能量吸收分别为１６３４３ ４ｍＪ㊁２１３７５ ５ｍＪ㊁２６６７１ｍＪ㊁１８００３ ６ｍＪ㊁１３０３０ ４ｍＪ；图１１（ｃ）中，Ｈ３Ａ㊁Ｈ４Ａ㊁Ｈ５Ａ㊁Ｈ５Ｂ㊁Ｈ５Ｃ试件的平均能量吸收分别为１４８０４ｍＪ㊁２１４６０ ９ｍＪ㊁２６９９２ ４ｍＪ㊁１９４３０ｍＪ㊁１７７６５ ２ｍＪ；从图１１（ｂ）㊁图１１（ｃ）中所得结论与图１１（ａ）相同㊂㊀第４５卷第３期于志强等：复合材料蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能５８９㊀㊀图１１㊀夹芯结构三点弯曲能量吸收Ｆｉｇ．１１㊀Ｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇｅｎｅｒｇｙａｂｓｏｒｐｔｉｏｎｏｆｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ３㊀夹芯结构的三点弯曲有限元分析３ １㊀有限元模型的建立㊀㊀本节采用有限元方法进行模拟计算，为分析预测纤维／铝蜂窝夹芯结构在三点弯曲载荷下的变形和破坏模式提供指导㊂利用Ａｂａｑｕｓ／Ｅｘｐｌｉｃｉｔ建立的三点弯曲试验模型如图１２所示，基于第１ ２节给出的Ｃ４Ａ尺寸，碳纤维面板采用Ｃ３Ｄ８Ｒ单元，铝蜂窝芯体采用Ｓ４Ｒ单元，单元尺寸为１ｍｍ，支撑和加载头为刚体，进行建模㊂有限元分析中，面板与铝蜂窝芯体之间使用ｔｉｅ绑定，视作理想黏接，不考虑脱胶问题㊂使用Ｖｕｍａｔ子程序进行计算，以期准确模拟纤维面板的大变形弯曲及破坏㊂图１２㊀碳纤维／铝蜂窝夹芯结构有限元模型Ｆｉｇ．１２㊀Ｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ３ ２㊀载荷响应与变形形态㊀㊀图１３所示是Ｃ４Ａ试件的试验与有限元模拟的载荷⁃位移曲线对比㊂由图１３可以发现，Ｃ４Ａ试件试验与有限元模拟的载荷⁃位移曲线趋势相似，基本吻合，试验所得极限载荷为１５５０Ｎ，有限元模拟所得极限载荷为１６２５Ｎ，相对误差为４ ８％㊂图１４所示是Ｃ４Ａ试件的试验与有限元模拟破坏及变形过程，试验与模拟的破坏模式和失效过程基本相同，吻合较好㊂这表明了建立的有限元模型合理，验证了模型的有效性，对三点弯曲试验具有较高的参考价值㊂４㊀结论㊀㊀本文研究了纤维增强复合材料铝蜂窝夹芯结构的三点弯曲性能，通过三点弯曲试验与数值模拟的对比，图１３㊀试件Ｃ４Ａ试验仿真载荷⁃位移曲线对比Ｆｉｇ．１３㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆｌｏａｄ⁃ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｂｅｔｗｅｅｎＣ４Ａｓｐｅｃｉｍｅｎｓｉｍｕｌａｔｉｏｎａｎｄｔｅｓｔ图１４㊀Ｃ４Ａ试件试验与有限元模拟变形形态演化对比Ｆｉｇ．１４㊀ＣｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆＣ４Ａｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｍｏｒｐｈｏｌｏｇｙｅｖｏｌｕｔｉｏｎｂｅｔｗｅｅｎｔｅｓｔａｎｄｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ对其面板类型㊁面板厚度㊁芯体孔径对纤维／铝蜂窝夹芯结构的极限载荷㊁能量吸收和破坏模式的影响规律进行了研究，得到了以下主要结论：１）对比碳纤维／铝蜂窝夹芯结构㊁玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构㊁碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构三者之间的破坏模式，玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构载荷⁃位移曲线更加平滑，玻璃纤维面板韧性较强，失效位移较大，变形的能力较强，碳纤维／玻璃纤维／铝蜂窝夹芯结构居中，碳纤维／铝蜂窝夹芯结构次之㊂２）对于面板类型㊁面板厚度和芯体孔径大小对结构极限载荷和能量吸收的影响，碳纤维／铝蜂窝夹芯结㊀５９０㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２３年㊀构相较于其他两种结构，其极限载荷和能量吸收更强；面板越厚，芯体孔径越小，结构的极限载荷和能量吸收越强；面板厚度对于能量吸收影响较大，芯体孔径对极限载荷影响较大，并且差别非常明显㊂３）碳纤维／铝蜂窝夹芯结构有限元模拟所得的变形过程和破坏模式与试验基本一致，极限载荷相对误差为４ ８％，吻合较好，验证了模型的有效性㊂本文模型可以指导纤维／铝蜂窝夹芯结构的性能分析㊂参考文献（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ）［１］㊀ＰＥＴＲＡＳＡ，ＳＵＴＣＬＩＦＦＥＭＰＦ．Ｆａｉｌｕｒｅｍｏｄｅｍａｐｓｆｏｒｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，１９９９，４４（４）：２３７⁃２５２．［２］㊀金㊀迪，乔凌云，凡㊀玉．芯层高度对复合材料蜂窝夹层结构总体稳定性的影响［Ｊ］．机械强度，２０１７，３９（５）：１１６４⁃１１６８．ＪＩＮＤｉ，ＱＩＡＯＬｉｎｇＹｕｎ，ＦＡＮＹｕ．Ｅｆｆｅｃｔｏｆｃｏｒｅｈｅｉｇｈｔｏｎｇｅｎｅｒａｌｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｆｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ，２０１７，３９（５）：１１６４⁃１１６８（ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［３］㊀吉国明，付珍娟，寇飞行，等．两种含天线复合材料结构的性能对比［Ｊ］．机械强度，２０１１，３３（２）：３１２⁃３１６．ＪＩＧｕｏＭｉｎｇ，ＦＵＺｈｅｎＪｕａｎ，ＫＯＵＦｅｉＸｉｎｇ，ｅｔａｌ．Ｃｏｎｔｒａｓｔｏｎｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｓｏｆｔｗｏｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｗｉｔｈａｎｔｅｎｎａｅ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ，２０１１，３３（２）：３１２⁃３１６（ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［４］㊀ＪＩＮＧＬ，ＷＡＮＧＺ，ＮＩＮＧＪ，ｅｔａｌ．Ｔｈｅｄｙｎａｍｉｃｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆｓａｎｄｗｉｃｈｂｅａｍｓｗｉｔｈｏｐｅｎ⁃ｃｅｌｌｍｅｔａｌｆｏａｍｃｏｒｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＰａｒｔＢ：Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１１，４２（１）：１⁃１０．［５］㊀ＷＡＮＧＺ，ＬＩＵＪ．ＭｅｃｈａｎｉｃａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｈｏｎｅｙｃｏｍｂｆｉｌｌｅｄｗｉｔｈｃｉｒｃｕｌａｒＣＦＲＰｔｕｂｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＰａｒｔＢ：Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，２０１８，１３５：２３２⁃２４１．［６］㊀ＧＩＢＳＯＮＬＪ，ＡＳＨＢＹＭＦ．Ｔｈｅｍｅｃｈａｎｉｃｓｏｆｔｗｏ⁃ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｃｅｌｌｕｌａｒｍａｔｅｒｉａｌｓ［Ｊ］．ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅＲｏｙａｌＳｏｃｉｅｔｙｏｆＬｏｎｄｏｎ，１９８２，３８２（１７８２）：４３⁃５９．［７］㊀彭可望．铝蜂窝夹层结构界面断裂性能研究［Ｄ］．大连：大连理工大学，２０１９：２１⁃４８．ＰＥＮＧＫｅＷａｎｇ．Ｓｔｕｄｙｏｎｉｎｔｅｒｆａｃｅｆｒａｃｔｕｒｅｂｅｈａｖｉｏｒｏｆａｌｕｍｉｎｕｍｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅ［Ｄ］．Ｄａｌｉａｎ：ＤａｌｉａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１９：２１⁃４８（ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［８］㊀ＳＵＮＺ，ＣＨＥＮＨ，ＳＯＮＧＺ，ｅｔａｌ．Ｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ／ｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓｗｉｔｈｓｈｏｒｔ⁃ｆｉｂｅｒｔｉｓｓｕｅａｎｄｃａｒｂｏｎ⁃ｆｉｂｅｒｂｅｌｔｉｎｔｅｒｆａｃｉａｌｔｏｕｇｈｅｎｉｎｇａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｌｏａｄｉｎｇｒａｔｅ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＰａｒｔＡ：ＡｐｐｌｉｅｄＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＭａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇ，２０２１（１４３）：１０６２８９．［９］㊀ＯＧＡＳＡＷＡＲＡＴ，ＹＯＳＨＩＮＡＧＡＨ，ＯＩＷＡＭ，ｅｔａｌ．Ｈｉｇｈ⁃ｓｐｅｅｄｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎｏｆｂｅｎｄｉｎｇｆｒａｃｔｕｒｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｐｌａｓｔｉｃｃｏｍｐｏｓｉｔｅ／ＮｏｍｅｘＴＭｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌ［Ｊ］．ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳａｎｄｗｉｃｈＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓａｎｄＭａｔｅｒｉａｌｓ，２０２０，２３（６）：１９８７⁃１９９９．［１０］㊀石姗姗，陈秉智，陈浩然，等．Ｋｅｖｌａｒ短纤维增韧碳纤维／铝蜂窝夹芯板三点弯曲与面内压缩性能［Ｊ］．复合材料学报，２０１７，３４（９）：１９５３⁃１９５９．ＳＨＩＳｈａｎＳｈａｎ，ＣＨＥＮＢｉｎｇＺｈｉ，ＣＨＥＮＨａｏＲａｎ，ｅｔａｌ．Ｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｉｎｇａｎｄｉｎ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｃａｒｂｏｎ⁃ｆｉｂｅｒ／ａｌｕｍｉｎｕｍ⁃ｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓｗｉｔｈｓｈｏｒｔ⁃Ｋｅｖｌａｒ⁃ｆｉｂｅｒｔｏｕｇｈｅｎｉｎｇ［Ｊ］．ＡｃｔａＭａｔｅｒｉａｅＣｏｍｐｏｓｉｔａｅＳｉｎｉｃａ，２０１７，３４（９）：１９５３⁃１９５９（ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ）．［１１］㊀ＵＤＤＩＮＭＮ，ＧＡＮＤＹＨＴＮ，ＲＡＨＭＡＮＭＭ，ｅｔａｌ．Ａｄｈｅｓｉｖｅｌｅｓｓｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｏｆｐｒｅｐｒｅｇｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｆｏｒｐｒｉｍａｒｙｓｔｒｕｃｔｕｒａｌａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ［Ｊ］．ＡｄｖａｎｃｅｄＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄＨｙｂｒｉｄＭａｔｅｒｉａｌｓ，２０１９，２（２）：３３９⁃３５０．［１２］㊀ＳＵＢＨＡＮＩＴ．Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｕｓｉｎｇｔｈｒｅｅ⁃ｐｏｉｎｔｂｅｎｄｔｅｓｔ［Ｊ］．Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙａｎｄＡｐｐｌｉｅｄＳｃｉｅｎｃｅＲｅｓｅａｒｃｈ，２０１９，９（２）：３９５５⁃３９５８．［１３］㊀ＫＡＴＵＮＩＮＡ，ＷＲＯＮＫＯＷＩＣＺ⁃ＫＡＴＵＮＩＮＡ，ＤＡＮＥＫＷ，ｅｔａｌ．ＭｏｄｅｌｉｎｇｏｆａｒｅａｌｉｓｔｉｃｂａｒｅｌｙｖｉｓｉｂｌｅｉｍｐａｃｔｄａｍａｇｅｉｎｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｂａｓｅｄｏｎＮＤＴｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０２１（２６７）：１１３８８９．［１４］㊀ＤＵＯＮＧＴＨＩＰＴＨＥＷＡＡ，ＬＵＭ，ＤＵＫ，ｅｔａｌ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｌｉｇｈｔｎｉｎｇｄａｍａｇｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｎｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｗｉｔｈ／ｗｉｔｈｏｕｔａｃａｒｂｏｎ⁃ｂａｓｅｄｐｒｏｔｅｃｔｉｏｎｌａｙｅｒ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０２１，２６０：１１３４５２．［１５］㊀ＧＵＯＺＸ，ＬＩＺＧ，ＺＨＵＨ，ｅｔａｌ．Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｏｆｂｏｌｔｅｄｊｏｉｎｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓｕｎｄｅｒｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔ［Ｊ］．ＭａｔｅｒｉａｌｓＴｏｄａｙＣｏｍｍｕｎｉｃａｔｉｏｎｓ，２０２０（２３）：１⁃８．［１６］㊀ＬＩＤＳ，ＹＡＮＧＹ，ＪＩＡＮＧＬ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎ，ｈｉｇｈ⁃ｔｅｍｐｅｒａｔｕｒｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓａｎｄｆａｉｌｕｒｅａｎａｌｙｓｉｓｏｆ３Ｄｓｅｖｅｎ⁃ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｂｒａｉｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｕｎｄｅｒｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０２１，２６８：１１３９３４．［１７］㊀ＨＥＷ，ＬＩＵＪ，ＷＡＮＧＳ，ｅｔａｌ．Ｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔｂｅｈａｖｉｏｒｏｆＸ⁃ｆｒａｍｅｃｏｒｅｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ⁃ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎ［Ｊ］．Ｔｈｉｎ⁃ＷａｌｌｅｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１８（１３１）：７１８⁃７３５．［１８］㊀ＨＥＷ，ＬＩＵＪ，ＷＡＮＧＳ，ｅｔａｌ．Ｌｏｗ⁃ｖｅｌｏｃｉｔｙｉｍｐａｃｔｒｅｓｐｏｎｓｅａｎｄｐｏｓｔ⁃ｉｍｐａｃｔｆｌｅｘｕｒａｌｂｅｈａｖｉｏｕｒｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｗｉｔｈｃｏｒｒｕｇａｔｅｄｃｏｒｅｓ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，２０１８（１８９）：３７⁃５３．［１９］㊀ＳＵＮＧ，ＪＩＡＮＧＨ，ＦＡＮＧＪ，ｅｔａｌ．Ｃｒａｓｈｗｏｒｔｈｉｎｅｓｓｏｆｖｅｒｔｅｘｂａｓｅｄｈｉｅｒａｒｃｈｉｃａｌｈｏｎｅｙｃｏｍｂｓｉｎｏｕｔ⁃ｏｆ⁃ｐｌａｎｅｉｍｐａｃｔ［Ｊ］．Ｍａｔｅｒｉａｌｓ＆Ｄｅｓｉｇｎ，２０１６（１１０）：７０５⁃７１９．［２０］㊀ＺＨＵＨ，ＬＩＤＳ，ＨＡＮＷＦ，ｅｔａｌ．Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｔｕｄｙｏｆｉｎ⁃ｐｌａｎｅｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓａｎｄｆａｉｌｕｒｅｏｆ３Ｄｓｉｘ⁃ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｂｒａｉｄｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｗｉｔｈｌａｒｇｅｂｒａｉｄｉｎｇａｎｇｌｅ［Ｊ］．Ｍａｔｅｒｉａｌｓ＆Ｄｅｓｉｇｎ，２０２０，１９５：１０８９１７．［２１］㊀ＷＥＩＸ，ＬＩＤ，ＸＩＯＮＧＪ．Ｆａｂｒｉｃａｔｉｏｎａｎｄｍｅｃｈａｎｉｃａｌｂｅｈａｖｉｏｒｓｏｆａｎａｌｌ⁃ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄｗｉｃｈｓｔｒｕｃｔｕｒｅｗｉｔｈａｈｅｘａｇｏｎｈｏｎｅｙｃｏｍｂｃｏｒｅｂａｓｅｄｏｎｔｈｅｔａｉｌｏｒ⁃ｆｏｌｄｉｎｇａｐｐｒｏａｃｈ［Ｊ］．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙ，２０１９，１８４：１０７８７８．［２２］㊀Ｓｔａｎｄａｒｄｔｅｓｔｍｅｔｈｏｄｃｏｒｅｓｈｅａｒｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｓａｎｄｗｉｃｈｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎｓｂｙｂｅａｍｆｌｅｘｕｒｅ：ＡＳＴＭＣ３９３Ｍ⁃０６［Ｓ］．ＷｅｓｔＣｏｎｓｈｏｈｏｃｋｅｎ，ＰＡ：ＡＳＴＭＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌ，２００６：１⁃８．。
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Ｓ ０１ ｅｐ ２ ２
Ｖｏ ６ Ｉ２ Ｎ０ ３
ｓ ｕ ｔ ｄ ｔ ｓｃ ｍｐ ｒ ｄ ｗ ｔ ｒｅ ｍｅｈ ｄ ， ． ． ｏ ｇ ｎ ｚ ｔ ｎ ｍｅｈ ｄ，ｔ ｅｆ ｉ ｌ ｍｅ ｔ ｔ ｏ ｎ ｈ ｌｓ ｉａ ｍｉａ ｅ ｌｔ ｔ ｃｅ ．Ｉ ｉ ｏ ａ ｅ ｈ ｔ ｅ ｔ ｏ ｓ ｉ ｅ ，ｈ ｍｏ ｅ ｉａｉ ｔｏ ｒ ｉ ｈ ｏ ｈ ｎ ｔ ｅｅ ｎ ｈ ｄ ａ ｄ ｔ ｅ ｃａ ｓｃ ｌ ｎ ｔｄ ｐ ａ ｅ ｉ ｅ ｍｅ ｌ ａ
型： 基于均匀化方法 ， 建立 了包含蒙皮和等效夹 芯的夹 芯板 “ 三层 板体胞 ” 型 ； 模 采用有 限元数 值模 拟与经典 层合 板理 论公
式。 计算 比较 了在 面外方 向体胞数 目变化时 ， 同蜂窝构型夹芯板 弯曲响应和振 动响应的变化规 律。计 算结果 表明 ： 不 夹芯板 存在显著 的面外尺寸效应 ， 出的“ 提 三层板体胞” 模型能清 晰地反 映体胞 面外 尺寸对 夹芯板性 能的影 响规律 ， 当夹芯 板在面
外方 向包含不多于 ３ 体胞 时 ， 层 均匀化计算结果与有限元方法 和层合板理论公式计算结果存在明显差异 ， 映了均 匀化方法 反
的局 限性 。
［ 中分 类号］Ｔ ３ Ｂ０
［ 文献标志码 ］Ａ
［ 文章编号 ］１０ － ９ ６ ２ １ ）３ ０８ － ６ ０ １ ４ ２ （０ ２ ０ － ０ ２ ０
ｓ ｏ ｔ ｔｔｅ ｐ ｏ ｏ ｅ ｈ ｗ ｈａ ｈ ｒ ｐ ｓ ｄ ＴＵＣ ｄ ｌＣ ｈ ｒ ｃｅ ｚ ｈ ｕｔ ｌ ｎ ｉｅｅｆ ｃｓｏ ａ ｗｉ ｈ ｐ ｎ ｌｗ ｔ ｆｅ ｅ ｏ ｆｇ ｒ ｔｏ ｏ ｅ ． Ｓ ｇ ｍｏ ｅ ａ ｃ ａ ａ ｔｒ ｅｔ ｅ ｏ —ｐ ａ ｅ ｓｚ ｆｅ ｔ ｆｓ ｎｄ ｃ ａ ｅ ｈ ｄｉ ｒｎｔｃ ｎｉ ｕ ａｉ ｎ ｃ ｒ ｓ ｉ － ｎ ｉ ｉ
ｔｅ ｒ ，ｔ ｌ ｓｒ ｔ ｎ ｕ ｎ ｅ ｆｔ ｅ ｏ ｔ ｐ ａ ｅ ｓｚ ａ ａｉ ｎ ｏ ｅ ｄ ｎ ｎ ｉ ｒ ｔ ｎ ｒｓ ｏ ｓ ｆｓ ｄ ｃ ａ ｅ ．Ｎｕ ｒ ａ ｒ ｓ ｌ ｈ ｏ ｙ ｏ ｉ ｕ ｔ ｅ ｉｆ ｅ ｃ ｓ ｏ ｕ － ｌｎ ｉ ｖ ｒ ｔ ｎ ｂ ｎ ｉ ｇ ａ ｄ ｖｂ ａｉ ｅ ｐ ｎ ｅｏ ａ ｗ ｈ ｐ ｎ １ ｌ ａ ｌ ｈ ｅ ｉ ｏ ｏ ｎ ｉ ｍｅ ｉ ｌ ｅ ｕ ｔ ｃ ｓ
蜂 窝夹 芯 板 弯 曲与 振 动 响 应 的 面 外 尺 寸 效 应 研 究
孙 士平 赖 余 东
（ 昌航空大学 ，江西 南
南 昌 ３０ ６ ） ３０ ３
［ 关键词 ］ 尺寸效应 ； 蜂窝夹芯板 ； 均匀化方法 ； 层合板理论 ； 限元方法 有 ［ 摘 要］ 针对蜂窝夹芯板 的面外尺寸效应 问题 ， 出 了一种 能揭示蜂 窝夹芯板 面外尺 寸影响规律 的“ 提 三层板 体胞 ” 计算 模
Ｓ ＵＮ ｈ －ｐ ｎ ＬＡＩＹｕ－ｄ ｎ Ｓ ｉ ｉｇ ｏｇ
（ ａ ｃａｇＨ ｎ ｋｎ ｎ ｅ ｉ ， ａ ｃａｇ Ｊ ｎｘ ３０ ６ ， ｈｎ ） Ｎ ｎｈ ｎ ａｇｏｇ Ｕ ｉ ｒ ｔ Ｎ ｎｈ ｎ ， ｉ ｇ ｉ ３０ ３ Ｃ ｉ ｖ ｓｙ ａ ａ
Ｋｅ ｒ ｓ ｉｅ ｅ ｅ ｔ ； ｏ ｅ ｃ ｍｂ ｓ ｎ ｗｉｈ ｐ ｎ ｌ ｈ ｍｏ ｅ ｉａｉ ｎ ｍｅ ｈ ｄ； ｍｉ ａｅ ｌｔ ｈ ｏ ｙ ｆ ｉ ｌｍｅ ｔｍｅ ｈ ｄ ｙ ｗｏ ｄ ：ｓｚ ｆ ｃｓ ｈ ｎ ｙ ｏ ａ ｄ ｃ ａ ｅ ； ｏ ｇ ｎ ｚ ｔ ｔ ｏ ｌ ｎ ｔｄ ｐ ａｅ ｔ ｅ ｒ ； ｎｔ ｅｅ ｎ ｔ ｏ ｏ ａ ｉ ｅ
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