0 引言

复合材料因轻质高强、耐疲劳、耐腐蚀等特性在民用运输类飞机上的应用不断提高^[1-2]，其中复合材料蜂窝夹层结构具有比刚度高、材料和制造成本低等诸多优势，在现代飞机上得到广泛使用^[3-5]。

复合材料蜂窝夹层结构在制造和使用过程中可能由于各种原因出现分层，进而影响蜂窝夹层结构的性能。由于蜂窝夹层结构多用于次承力结构，目前对分层的研究主要集中在复合材料层压板结构。王雪明等^[6-7]研究了对分层缺陷的实验室模拟以及固化温度对碳纤维/双马树脂层压板中分层扩展的影响。刘畅等^[8]采用试验和有限元方法研究了分层对压缩剩余强度的影响，发现分层面积是影响层压板压缩剩余强度的主要因素。黎昊^[9]采用有限元渐进损伤方法研究了分层尺寸对层压板压缩剩余强度的影响以及失效机理，研究表明当分层尺寸小于临界值时对层压板压缩剩余强度影响不明显，当分层尺寸超过临界值后，子层屈曲诱导分层扩展造成层压板压缩剩余强度大幅下降。王明明^[10]等采用三维逐渐损伤有限元方法建立了一种预测含分层层压板剩余压缩强度的方法。肖梦丽^[11]和籍永青^[12]的研究表明分层对层压板拉伸强度影响较小。云新尧等^[13]研究了斜纹织物中纬向纤维对II型分层扩展的阻碍作用。赵丽滨等^[14]从试验、理论和数值模拟3个方面综述了复合材料层压板分层问题研究所取得的成果，作出了目前研究主要以应变能释放率作为分层扩展控制参量的结论。

蜂窝夹层结构的蜂窝芯在成型过程中封闭了空气，当飞机飞至高空时，蜂窝芯内的气压高于外部气压，形成自内向外的压差载荷（属于面外载荷）。当飞机处于地面时，蜂窝夹层结构内外气压相近，压差载荷接近于零。随着飞机的地空地飞行任务循环，压差载荷重复发生。当前的复合材料夹层结构在厚度方向上没有纤维增强，对面外载荷敏感。长久以来，复合材料蜂窝夹层结构所经受的压差载荷未能引起足够的重视，且在试验中对蜂窝夹层结构施加压差载荷较为困难，当前的复合材料蜂窝夹层结构疲劳损伤容限试验中普遍没有考虑压差载荷的影响。美国联邦航空局资助的一项研究^[15]表明复合材料蜂窝夹层结构胶层中的分层在地空地压差载荷的重复作用下出现快速扩展。本文设计了一种可以在施加压缩载荷谱的同时施加压差载荷谱的试验方法，通过激光散斑测量预埋分层边缘凸起高度来监控预埋分层扩展过程，从而研究压差载荷对复合材料蜂窝夹层结构中分层扩展特性的影响。结合所获得的试验结果，本文进一步通过有限元分析揭示了压差载荷影响分层扩展速率的机制。

1 试验设计

本试验的主要目的是对比复合材料蜂窝夹层结构胶层中预埋分层分别在压缩载荷谱、压缩载荷叠加压差载荷（以下简称“联合载荷”）谱作用下的分层扩展特性，进而研究压差载荷谱对分层扩展的影响和作用机制。

1.1 试验件设计

试验件铺层为[（±45）/（0/90）]/蜂窝/[（0/90）/（±45）]，中间蜂窝芯高度为15 mm，试验件总厚度为16 mm。预埋分层材料为聚四氟乙烯薄膜，缺陷引入位置为试验件靠近模具一侧蒙皮与蜂窝之间胶层的临近蜂窝处，试验件尺寸信息如图1所示。

1.2 试验加载方案

试验加载装置如图2所示，压缩载荷谱通过液压作动缸施加，压差载荷通过专门设计的两个罩体施加。罩体内径φ300 mm、深度100 mm，上表面为有机玻璃。罩体内抽真空在试验件的两个表面上形成-0.75 Mpa的负压，罩体上的压差载荷传递到试验台架上，不作用到试验件上。

1.3 试验测量方案

在安装试验件过程中依据8组前后对称、左右对称的应变片的测试结果对试验件进行调整，保证试验件的对中，如图3所示。

通过对比百分表与三维光学散斑系统对面外位移的测量结果来标定三维光学散斑系统测量面外位移的精度，该对比考虑了罩体有机玻璃折射对三维光学散斑系统测量精度的影响，结果表明三维光学散斑系统测量面外位移的精度与百分表相当，如图4所示。采用三维光学散斑系统测量分层长轴扩展长度值与采用超声波A扫描的测量值对比，结果见表1。

（注:横坐标1-5代表加载过程，5-1代表卸载过程）

上述对比测试结果说明采用三维光学散斑系统测量分层扩展长轴长度的精度可以接受。

2 试验过程与结果

2.1 初始屈曲试验

测量所有28个试验件的预埋分层屈曲载荷，每个试验件重复测量三次，其目的包括两个方面:1）蒙皮采用织物预浸料铺贴而成，织物在铺贴过程中纤维角度易发生变化，通过测量预埋分层的初始屈曲压缩载荷，可以将试验件按分层初始屈曲载荷大小排序，从而在后续试验中可以采用初始屈曲压缩载荷相近的试验件作为对比组进行试验; 2）预埋的两层聚四氟乙烯薄膜之间以及薄膜与胶黏剂之间可能存在一定的胶接，通过初始屈曲将这些弱胶接破坏，从而使分层边界处于相似的状态。

图5显示了28个试验件分层初始屈曲载荷的分布，大部分数据位于40~55 kN范围内，最小值为33.7 kN，最大值为62.8 kN。

2.2 静强度破坏试验

挑选6个试验件进行压缩破坏静力试验，压缩破坏载荷最小值为99.9 kN，最大值为125.1 kN，如图6所示，两个叠加了压差载荷的试验件的压缩破坏载荷与四个未叠加压差载荷试验件的压缩破坏载荷相当。从保守的角度选择100 kN作为极限压缩破坏载荷，据此选择和调整疲劳载荷谱达到预期的疲劳寿命。

2.3 疲劳试验

本文期望的试验件疲劳寿命在1 000~20 000次，每200次重复加载后通过三维散斑系统测量一次分层长轴长度，每个试验件至少记录分层扩展过程的5个长轴长度值。通过试验探索，本文试验规划如表2所示。

选择初始屈曲载荷接近试验件，分别施加80 kN压缩载荷谱、80 kN联合载荷谱，试验结果对比见图7。80 kN压缩载荷谱下的平均寿命为18 351次，80 kN联合载荷谱下的平均寿命为6 034次。叠加了压差载荷谱后，疲劳寿命平均值缩短为原来的33%。这说明压差载荷对分层扩展速率影响显著。

压缩载荷谱和联合载荷谱下试验件的破坏模式相同，分层主要沿垂直于压缩载荷的方向扩展。如图8所示，分层扩展在蜂窝与蒙皮之间的胶接层进行，当分层扩展导致试验件剩余强度不足时，在最后一次加载过程中发生压缩破坏，破坏界面从胶接层切入蜂窝区。

86 kN压缩载荷谱/联合载荷谱试验结果对比见图9。86 kN压缩载荷谱下的试验件平均寿命为6 800次，86 kN联合载荷谱下的试验件平均寿命为3 943次，叠加了压差载荷谱后，疲劳寿命平均值缩短为原来的58%。疲劳寿命平均值下降幅度比80 kN压缩/联合载荷谱情况的幅度要低，这是因为压缩载荷谱从80 kN提高到86 kN，而压差载荷谱不变，压缩载荷谱对分层扩展的贡献比例降低。

可以预见，随着压缩载荷谱的载荷水平降低，压差载荷谱对分层扩展的贡献比重会更大。

3 有限元分析

采用Abaqus软件建立有限元模型:蒙皮采用壳单元（S4R），蜂窝芯采用实体单元（C3D8I），材料属性见表3，模型细节详见图10。采用分层边缘处精细蜂窝芯单元表征分层处胶层的应力状态。

单独压缩载荷下的分层区域蒙皮0°铺层方向应变和分层边缘处胶层σ₃₃应力分布如图11所示。

单独压差载荷、联合载荷两种工况下的蒙皮载荷-应变曲线如图12所示，图12中分析结果表明叠加的压差载荷导致预埋分层一侧的蒙皮在较小的压缩载荷下进入屈曲状态。两种工况下的载荷-胶层σ₃₃应力如图13所示，图中分析结果表明叠加了压差载荷后，分层边缘处的σ₃₃明显提高。

根据有限元计算结果，可得出如下结论:

1）单独压缩载荷下，试验件在分层区域发生局部屈曲，初始屈曲载荷为42 kN，与试验结果较为吻合。压差载荷叠加压缩载荷工况下，试验件初始屈曲载荷下降为24 kN。

2）两种工况下，分层边缘胶层的法向应力σ₃₃明显高于σ₁₂和σ₂₃，σ₃₃属于面外剥离应力，与I型分层的层间断裂韧性（应变能释放率）试验中的应力状态相似，加速了分层的扩展。

3）压缩载荷下蒙皮刚进入初始屈曲时胶层σ₃₃为0.63 MPa，压差载荷作用下胶层σ₃₃为0.64 MPa，压差载荷叠加初始屈曲压缩载荷下胶层σ₃₃为1.05 MPa。据此推断两种载荷叠加情况下试验件疲劳寿命将显著低于任一种单独载荷情况。

4 结论

根据本文试验结果并结合有限元分析，可得出如下结论:

1）地空地压差载荷可以显著加快复合材料蜂窝夹层结构胶层中分层的扩展。压缩载荷谱载荷水平越大，压差载荷对分层扩展速率影响相对越小。

2）有限元分析结果表明面外剥离应力是分层加速扩展的主要驱动力。

参考文献