低速冲击损伤对复材加筋板压缩性能的影响

doi:10.7527/S1000-6893.2023.28498

固体力学与飞行器总体设计

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低速冲击损伤对复材加筋板压缩性能的影响

杨钧超¹, 王雪明², 陈向明¹(), 邹鹏¹, 王喆¹

^1.中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室，西安　710065
^2.中国特种飞行器研究所，荆门　448035

收稿日期:2023-01-12 修回日期:2023-02-20 接受日期:2023-03-21 出版日期:2023-03-23 发布日期:2023-03-21
通讯作者: 陈向明 E-mail:asrichenxm@avic.com
基金资助:
国家重点研发计划(2019YFA0706800);民机科研项目(MJZ5-3N21)

Effect of low-velocity impact damage on compressive properties of composite stiffened panels

Junchao YANG¹, Xueming WANG², Xiangming CHEN¹(), Peng ZOU¹, Zhe WANG¹

^1.National Key Laboratory of Strength and Structural Integrity，Aircraft Strength Research Institute of China，Xi’an 　710065，China
^2.China Special Vehicle Research Institute，Jingmen 　448035，China

Received:2023-01-12 Revised:2023-02-20 Accepted:2023-03-21 Online:2023-03-23 Published:2023-03-21
Contact: Xiangming CHEN E-mail:asrichenxm@avic.com
Supported by:
National Key R&D Program of China(2019YFA0706800);Civil Aircraft Scientific Research Project(MJZ5-3N21)

摘要/Abstract

摘要：

对无损伤及含低速冲击损伤的复合材料加筋板进行了压缩试验，分别采用数字图像相关方法（DIC）、电测法对加筋板屈曲后屈曲行为进行了实时测量。试验结果表明：冲击损伤对屈曲载荷、屈曲模态影响不明显，对破坏载荷及破坏模式影响较大；相比于完好加筋板，含冲击损伤加筋板蒙皮纤维损伤沿着横向扩展，导致结构提前破坏，强度降幅达30%。随后，采用软化夹杂法对冲击损伤进行了等效简化，并基于改进的Tsai-Wu准则、二次应力准则建立了复合材料加筋板渐进损伤有限元分析模型，分别对完好及含冲击损伤加筋板压缩后屈曲失效过程进行了模拟。与试验结果相比，预测的屈曲载荷误差小于1%，破坏载荷误差小于6%，屈曲模态、失效过程及破坏模式均与试验结果一致。最后，基于有限元分析方法讨论了蒙皮上冲击损伤位置对加筋板压缩性能的影响，分析得出：冲击损伤位置对屈曲载荷、屈曲模态影响较小，对破坏载荷和破坏模式影响较大，特别是当冲击损伤位于长桁帽底蒙皮波谷时引起的强度降幅最为显著。

关键词: 复合材料加筋板, 低速冲击损伤, 数字图像相关方法, 压缩, 后屈曲

Abstract:

Compression tests were carried out on intact and low-velocity impact damage composite stiffened panels. The post-buckling behaviors of stiffened panels were measured in real time using Digital Image Correlation （DIC） and electrical measurement methods respectively. The test results show that the impact damage has no significant impact on the buckling load and buckling mode， but has a greater impact on the failure load and failure mode. Compared with the intact stiffened panel， the skin fiber damage of the stiffened panel with impact damage extends along the transverse direction， leading to the early failure of the structure， with a strength reduction of 30%. Subsequently， the impact damage was equivalent simplified by the softening inclusion method， and the progressive damage finite element analysis model of composite stiffened panel was established based on the improved Tsai-Wu criterion and the secondary stress criterion. The post-buckling failure processes of intact and impact damaged stiffened panels were simulated respectively. Compared with the test results， the predicted buckling load error is less than 1%， and the failure load error is less than 6%. The buckling mode， failure process and failure mode are consistent with the test results. Finally， based on the finite element analysis method， the effects of impact damage location on the compression performance of stiffened panels were discussed. The impact damage location has a small impact on the buckling load and buckling mode， but a large impact on the failure load and failure mode， especially when the impact damage is located in the wave valley of the bottom skin of the stiffener cap， the strength reduction is the most significant.

Key words: composite stiffened panels, low-velocity impact damage, digital image correlation, compression, post-buckling

中图分类号:

V214.8

杨钧超, 王雪明, 陈向明, 邹鹏, 王喆. 低速冲击损伤对复材加筋板压缩性能的影响[J]. 航空学报, 2023, 44(20): 228498-228498.

Junchao YANG, Xueming WANG, Xiangming CHEN, Peng ZOU, Zhe WANG. Effect of low-velocity impact damage on compressive properties of composite stiffened panels[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(20): 228498-228498.

图/表 26

图 1

图 2

图 3

图 4

图 5

图 6

图 7

图 8

图 9

图 10

图 11

表1

表2

材料性能退化方案

失效模式	无损伤区	损伤Ⅰ区	损伤Ⅱ区
无		$E 1 → 0 E 2 → 0 G 12 → 0 ν 12 → 0$	$E 1 → ξ E 1 E 2 → ξ E 2 G 12 → ξ G 12$
纤维失效	$E 1 → (1 - d F) E 1 E 2 → (1 - d F) E 2 G 12 → (1 - d F) G 12 ν 12 → (1 - d F) ν 12$	$E 1 → 0 E 2 → 0 G 12 → 0 ν 12 → 0$	$E 1 → (1 - d F) ξ E 1 E 2 → (1 - d F) ξ E 2 G 12 → (1 - d F) ξ G 12 ν 12 → (1 - d F) ν 12$
基体失效	$E 2 → (1 - d M) E 2 G 12 → (1 - d M) G 12 ν 12 → (1 - d M) ν 12$	$E 1 → 0 E 2 → 0 G 12 → 0 ν 12 → 0$	$E 2 → (1 - d M) ξ E 2 G 12 → (1 - d M) ξ G 12 ν 12 → (1 - d M) ξ ν 12$

表2

表3

表4

图 12

图 13

图 14

图 15

图 16

图 17

表5

图 18

表6

图 19

表6

参考文献 29

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

试件编号	损伤状态	屈曲载荷			破坏载荷
试件编号	损伤状态	试验值/kN	平均值/kN	相对变化/%	试验值/kN	平均值/kN	相对变化/%
M-1	完好	186.5	188.3		709.8	709.7
M-2	完好	190.0	188.3		709.5	709.7
M-3	含冲击损伤	183.3	186.7	-0.85	527.6	496.5	-30.04
M-4	含冲击损伤	190.0	186.7	-0.85	465.4	496.5	-30.04

损伤状态	屈曲载荷			破坏载荷
损伤状态	试验平均值/kN	有限元结果/kN	相对误差/%	试验平均值/kN	有限元结果/kN	相对误差/%
完好	188.3	187.9	-0.21	709.7	676.1	-4.73
含冲击损伤	186.7	185.0	-0.91	496.5	524.2	5.58

损伤位置	坐标/mm		屈曲载荷/kN	破坏载荷/kN	强度降/%
损伤位置	x	y	屈曲载荷/kN	破坏载荷/kN	强度降/%
无			187.9	676.1
帽底蒙皮波谷	0	0	185.0	524.2	-22.5
帽底蒙皮波节	50	0	185.0	547.5	-19.0
帽底蒙皮波峰	100	0	185.3	600.4	-11.2
长桁间蒙皮波峰	0	101.4	185.1	622.7	-7.90
长桁间蒙皮波节	50	101.4	185.2	623.5	-7.78
长桁间蒙皮波谷	100	101.4	185.3	624.6	-7.62

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