编织型复合材料低速冲击损伤及剩余压缩强度研究 3页

机械设计与制造第3期120MachineryDesign＆Manufacture2009年3月文章编号：1001-3997（2009）03-0120-03编织型复合材料低速冲击损伤及剩余压缩强度研究*1，222皇甫劭炜童小燕姚磊江12（西北工业大学航空学院，西安710072）（无人机特种技术国防科技重点实验室，西安710065）Researchonlowvelocityimpactdamageandresidualcompressivestrengthofwovencomposites1，222HUANGFUShao-wei，TONGXiao-yan，YAOLei-jiang1（CollegeofAeronautics，NorthwesternPolytechnicalUniversity，Xi’an710072，China）2（NationalLaboratoryofUAVSpecialTechnology，Xi’an710065，China）【摘要】通过应用三维逐渐累积损伤理论和分析技术，建立了适用于编织型复合材料板的低速冲击（LVI）及冲击后压缩破坏（CVI）过程的一种全程分析方法。该方法对复合材料板的冲击以及冲击后含损伤板在压缩载荷下损伤扩展的全过程进行分析，分析中把冲击后复合材料板的预测损伤直接用于剩余压缩强度研究，从而提高了最终失效载荷的预测精度，而且避免了为获得冲击后损伤状态参数所进行的大量试验，同时开发了与由MSC.NASTRAN求解器调用执行的模拟程序。关键词：低速冲击；编织型复合材料；逐渐损伤；剩余压缩强度【Abstract】Itproposedawholeprocessanalysismethodforcompressivedamageprocessaftertheimpactofwovencompositesusingthe3Dprogressivedamagetheoryandanalysistechnique.Itdevelopedasimulationprogramwhichcanpredicttheimpact，postimpactdamagestatusandprogressivecompressivestrengthdamageprocessesandultimatefailureloadofanywovencompositesbasedontheMSC.NASTRANfiniteelementcode.Keywords：Lowvelocityimpact；Wovencomposites；Progressivedamage；Residualcompressivestrength中图分类号：TH16文献标识码：A编织型复合材料是国外八十年代后期发展起来的一种新型相应的处理程序，并应用该程序模拟了编织型复合材料受低速冲结构设计的复合材料，纤维增强编织复合材料比传统的层合板具击载荷作用下的损伤演化过程以及含损伤复合材料板受压缩载有较好的层间刚度，层间强度和韧性性能，且抗冲击性能好，加之荷的损伤演化过程.通过与已有文献结果的比较，验证了方法及可以适应高效率的自动化生产方式，铺层性好，在模塑过程中，能程序的正确性，同时较大程度的提高最终失效载荷的预测精度。保持纤维不错位，易于制造各种不规则外形的构件等特点。而且1逐渐累积损伤分析编织或是纺织结构在微结构上满足一定特殊力学要求上独具优逐渐累积损伤分析模型一般包括两部分：应力分析和失效分势。故采用编织和缝纫纤维加强的复合材料做为结构件在航空，析。通常应力分析都采用有限单元分析技术，对编织型复合材料航天和汽车工业里有着很大的潜力[1]。板而言，其应力分析的基础是经典层合板理论。本文基于MSC软复合材料结构在制造和使用过程中常常会遇到诸如工具坠件的应力分析开发了复合材料层合板的冲击及冲击后的压缩破落、设备撞击等低速冲击，使其容易产生损伤，并且表面损伤往往坏全程分析模拟程序。失效分析是逐渐累积损伤分析方法中最重很小，很难直接观察到，而内部和冲击内表面往往损伤严重。这些要的步骤之一，它直接关系到整个分析过程结果的好坏。失效分内部损伤将使结构的力学性能严重退化，强度甚至可削弱（35～[2]析主要包括3个部分：失效准则、参数退化和总体失效判据。40）%，对结构的整体破坏和失效形成潜在的威胁。因此，研究复合材料的低速冲击损伤及剩余强度问题具有重要的理论与实践1.1失效准则意义。目前关于复合材料层合板的冲击及其剩余压缩强度研究1.1.1冲击损伤失效准则中，或者只单独研究层合板冲击，或者把冲击后层合板的损伤做复合材料板受冲击后的破坏模式主要有3种：基体开裂及挤压破坏、分层损伤和纤维断裂。J.P.Hou[3]等在前人研究基础上，考一定的假设再研究其剩余压缩强度，即分阶段分析、研究。为此，本文采用三维逐渐累积损伤理论和分析技术对编织型复合材料虑了各种应力对不同失效模式的影响后，提出包括上述4种主要板受低速冲击以及含损伤板在受压缩载荷下损伤扩展的全过程破坏模式的冲击损伤失效判据。C.F.Li等均采用了该判据进行了进行研究.研究过程基于MSC.NASTRAN有限元分析软件编写了层合板的低速冲击损伤分析并与实验结果进行了比较，验证了其＊来稿日期：2008-05-20＊基金项目：国家自然科学基金（10702054） 第3期皇甫劭炜等：编织型复合材料低速冲击损伤及剩余压缩强度研究121合理性。故本文采用了J.P.Hou[3]的冲击损伤失效准则。表1参数退化方式在冲击载荷下复合材料板有三种可能的失效形式：（1）基体失效模式退化方式基体开裂挤裂E22=0.4E22，G12=0.4G12，G23=0.4G23开裂由面内应力引起。在复合材料板的较低层基体开裂由面内拉分层损伤E33=G23=G13=v23=v11=0伸正应力和剪切应力引起，而在板的较高层基体开裂由面内压缩纤维断裂E11=0.14E11正应力和剪切应力引起。这些产生的基体裂纹扩展到层间界面处1.3分析流程图及总体失效判据便导致分层损伤的发生；（2）由σz的拉伸作用以及各种剪切应力本文采用的总体失效判据为当发生纤维断裂的单元沿垂直引起的分层损伤破坏；（3）由冲击载荷引起的复合材料板上层压与载荷方向扩展到板边时即发生了总体失效.根据上述编织型复垮；本文为验证计算方法的正确性主要对比了文献[8]的研究结果，合材料的冲击与冲击后压缩破坏全程分析方法，在MSC.NAS－故采用面内损伤判据Tasi-Hill失效准则进行分析。Tasi-Hill失TRAN软件的基础上开发了编织型复合材料板逐渐累积损伤破效判据如下：坏模拟程序。该程序可以预测任意编织型复合材料板受外物冲击σ12+σ22+σ122-σ1σ2=I（1）XTYTS12XTYT以及冲击后的损伤状态及在压缩载荷下的逐渐损伤破坏过程和式中：σij—各个单元与材料主方向相对应的应力分量；Sij—单层最终失效载荷。分析流程图，如图1所示，第一模块为冲击损伤分板的剪切强度；Xt，Yt和Zt式中分别—单层板沿；x，y，z—方析流程图，第二模块为冲击后复合材料板在压缩载荷作用下的损向的拉伸强度；YC—单层板沿y方向的压缩强度。只要某单伤扩展及剩余强度分析流程图。元的各应力分量满足上述任何一方程，则认为该单元发生开始第一模块第二模块了与之相对应的破坏模式。MSC.HATRA建立有限元型根据冲击后损伤状态设置1.1.2冲击后压缩失效准则压缩分析各单元初始损伤施加冲击载荷在压缩载荷作用下复合材料板的破坏模式主要有3种：基体施加压缩载荷MSC.NASTRAMSC.NASTRA开裂及基体挤压破坏、分层损伤和纤维断裂。Tserpes[6]在前人研究计算各单元应力计算各单元应力基础上提出了包括上述3种主要破坏模式的三维逐渐损伤模型存在单相同位移载荷下重新计算程序判断单根据单元失效形并将其用于接头的逐渐损伤分析，本文将其扩展应用于含初始损元是否失效元失效式进行参数退化程序判断单Y根据单元失效形元是否失效式进行参数退化伤复合材料层合板，各种破坏模式对应的失效准则如下：冲击是NN增加时间步长否结束N基体开裂是否整体失效增加压缩载荷Yσ222+σ122+σ232叟1（2）获得各个单元各层损伤状态ycs12s23结束分层损伤图1分析流程图σ332+σ132+σ232叟1（3）2算例分析zts13s23纤维断裂为了验证全程分析方法的准确性，本文模拟了编织型复合材σ料板（以下简称WF）的低速冲击损伤过程以及冲击后在压缩载11叟1（4）Xc荷作用下的逐渐损伤破坏过程。并同时模拟了同尺寸的铺层为[0/式中各参数意义同前，只要某单元的各应力分量满足上述任90]s复合材料板（以下简称CP）的冲击损伤过程，得到的结果与何一方程，则认为该单元发生了与之相对应的破坏模式。文献[1]和文献[2]进行了比较.1.2参数退化模型采用T300/5208碳/环氧复合材料层合板与T300/5208单元发生破坏后，该单元的刚度将发生变化，应力在各单元碳纤维编织型复合材料。两种材料的复合材料板的尺寸均为中的分布也随之改变，因而，参数退化方法选择的是否适当对求150*100*3.5（mm），有限元模型单元划分10层共30000个单元。解的平板最终强度有很大的影响。Chang等在其二维逐渐损伤模各单层的材料弹性性能以及静强度参数引自文献[1]，文献[2]，文献[5]。型中采用的参数退化方式是：只要有失效发生，就将相应的材料文中对于冲击损伤过程分析重点研究了复合材料板面内损常数退化为0。Tan则把由不同损伤模式引起的材料刚度下降用伤情况，采用面内损伤失效函数Tasi-Hill函数对两种材料的冲不同的损伤内状态变量来表示，同时通过大量的试验研究确定这击损伤进行了对比，如图2、3所示符合文献[5]中的试验结果。从图些变量的值。显然，Tan的参数退化方式更可靠一些，因为它可以2和图3的对比中可以看出CP层合板的在最大冲击载荷下的失根据不同的失效模式调整变量的值，从而可以更好地模拟层合板效函数值远高于WF编织型复合材料板，这表明编织型复合材的的损伤累积。Tserpes等在对接头的逐渐损伤分析中比较了抗冲击损伤能力强与正交铺层的复合材料层合板。CP层合板中Chang和Tan的两种参数退化方式，也证实了Tan的更合理。由于冲击载荷作用产生的基体裂纹在底层产生的原因是面内拉Camanho等将Tan的参数退化方式扩展到三维，本文在对复合材伸正应力以及它本身较弱的横向拉伸强度。而编织型复合材料板料板的冲击及冲击后的压缩破坏全程分析中采用了Camanho的中径向和纬向性能是相等的。较高的横向拉伸强度导致了编织型参数退化方式，如表1所示。复合材料板的面内失效函数值降低。但是压缩强度属性较低，所 No.3122机械设计与制造Mar.2009以受压缩的复合材料板初始损伤从顶层产生。为了比较编织型复积较大的情况计算结果与试验结果的误差更大。这是因为在数值合材料与单向带复合材料冲击后的压缩强度，本文模拟了同尺寸模拟过程中对冲击造成的损伤区刚度进行不同形式的折减，保守编织型复合材料板与（0/90）s铺层板在同一冲击能量冲击后剩余的估算造成的。本文中没有对冲击损伤区进行的人为的假设，通压缩强度。过全程分析方法分别针对不同的失效形式对材料的刚度进行了0.5折减，与文献[1]中误差7.8％相比提高了计算精度。冲击分析结束0.4后，可获得复合材料板各层单元的表征冲击损伤状态的材料参CP［0/90］s数，根据这些数据可对层合板在压缩载荷作用下各单元初始损伤数0.3函Z=3.50mm效状态进行设置，作为压缩分析的初始条件，这样就避免了对冲击失0.2Z=1.75mm后层合板损伤状态所做的人为假设，将冲击后层合板的实际损伤0.1Z=0.00mm直接用于剩余压缩强度分析中，从而实现了对复合材料层合板从0.0050100150冲击到冲击后压缩过程的全程分析。图5中给出了编织型复合材图2正交铺层复合材料板在最大冲击载荷下沿Lx方向面料板部分四分之一模型的压缩过程的逐渐损伤过程。从图中可以内失效函数的变化看出在冲击损伤180mm的情况下，当载荷为70.7KN时，铺层在0.10板中心处沿着宽度方向开始出现纤维断裂，同时伴有基体开裂、0.08基纤剪切和分层等损伤。当载荷达到78.5KN时，铺层的径向纤数0.06维断裂已经沿垂直载荷方向扩展到了板的自由边界处，层合板发函Z=3.50mm效0.04生整体破坏。失Z=1.75mm0.02Z=0.00mm3结论0.00（1）通过应用三维逐渐累积损伤理论和分析技术，建立了适050100150用于编织型复合材料板的冲击及冲击后的压缩破坏过程一种全图3编织型复合材料板在最大冲击载荷下沿Lx方向面内失效函数的变化程分析方法，分析中把冲击后把复合材料板的预测损伤直接用于100剩余压缩强度研究，从而提高了失效载荷的预测精度，而且避免）NK90了为获得冲击后损伤状态参数所进行的大量试验。（度强80（2）基于MSC.NASTRAN有限元软件编写了应用三维逐渐累余剩70积损伤理论分析技术对编织型复合材料板受外物冲击以及冲击后缩60试验值后在压缩载荷下的逐渐损伤普怀过程进行了模拟，与已有文献的压计算值50试验结果进行了比较，验证了该方法和程序的正确性。110130150170190210230损伤面积（mm*mm）参考文献图4数值计算与试验值关于损伤面积与压缩后剩余强度关系的对比1郑海燕，刘元镛，郭卫国.编织型复合材料的冲击及冲击后压缩强度的试验图4显示了单向层合板与编织复合材料板剩余强度与冲击研究［J］.航空材料学报，2002，22（3）：33~37能量及冲击损伤面积的关系图（图中的剩余强度是正则化的剩余2杨光松.损伤力学与复合材料损伤［M］.北京：国防工业出版社，1995强度）。纤维编织复合材料板受冲击后的压缩剩余强度大于或等3Hou.J.P.etal.Predictionofimpactdamageincompositeplates［J］.Compos.Sci于单向带复合材料板受冲击后的压缩剩余强度。在损伤面积为Technol，2000（60）4LiCF，HuN.Lowvelocity.impactinduceddamageofcontinuousfiberrein－180mm的情况下，数值计算的冲击后破坏压缩载荷为78.5KN（误forcedcompositelaminates.Part-anFEMnumericalmodel.Composites，差为6%）。将该数值与试验结果对照，如图5所示。2002（33）：1055～10625QiB，HerszbergI.Anengineeringapproachforpredictingresidualstrengthof基体挤压破坏基体开裂分层损伤纤维断裂carbonepoxylaminatesafterimpactandhydrothermalcycling［J］.Compos.Struct.，1999（47）6Tserpes.K.I，etal.Strengthpredictionofboltedjointsingraphite/epoxycom－positelaminates［J］.Composites，PartB，2002（33）：521～52970.7KN第一层70.7KN第五层70.7KN第十层7Chang.FK，LessardLB.Damagetoleranceoflaminatedcompositescontain－inganopenholeandsubjectedtocompressiveloadings：partIanalysis［J］.J.ofCompos.Mater，1991（25）8TanSC，PerezJ.Progressivefailureoflaminatedcompositeswithaholeun－dercompressiveloading［J］.J.Reinf.Plas.Compos，1993（12）78.5KN第一层78.5KN第五层78.5KN第十层9CamanhoPP，MatthewsFL.Aprogressivedamagemodelformechanically图5编织型复合材料在压缩载荷下的逐渐破坏fastenedjointsincompositelaminates［J］.J.ofCompos.Mater，1999（33）：从图中看一看出计算结果较试验结果偏小，而且对于损伤面2248～2280