| 3.1分层
图7表示的是不同冲击能量作用下，纤维/金属层合板的分层面积与金属Al含量的关系。
 
从图7可以看出，在一定能量作用下物理论文，对于同一类结构，如1J作用下的A类层合板，随着金属层含量的增加，即厚度的增加，90/0界面分层的面积逐渐减小。同时观测可以发现，当冲击能量比较低时，如1J，金属Al含量为20%时，即可对分层有比较好的抑制效果，但当冲击能量增加到2J或3J时，Al含量达到40%或60%，层合板的分层面积才有比较显著地减小。因此设计纤维/金属层合板时，要根据外载的大小，来确定层合板中金属层的厚度。从该图还可以看出，A类层合板展现出比B类层合板更强的抵抗分层的能力，产生的原因主要是由于层合板结构中金属Al层的布置不同：A类层合板中，Al层分布在层合板的上表层与下表层，而B类层合结构中，Al层分布在层合板的上表层、下表层、中性层。我们知道，冲击作用下，层合板主要发生弯曲变形，层合板的底层与表层产生较大的应力与变形，而中性层较小，因此A类结构中的金属Al层更充分发挥了其对能量的吸收能力。
3.2 能量分析
图8中(a)表示的是纤维层合板O在2J冲击能量作用下的能量历程曲线，从图中容易看出：整个冲击过程中物理论文，向下冲击阶段，大部分能量转化为层合板的内能，即弹性能，一小部分能量用于层合板分层，剩下的极小一部分能量在板的震动过程中，由阻尼消耗掉（这部分能量可以忽略）。在回弹过程中，层合板储存的绝大部分弹性能传递给冲击物，层合板的内能变为零，同时极小一部分能量在板的震动过程中，由阻尼消耗掉（这部分能量可以忽略）论文服务。图8中 (b)分别表示的是金属Al含量为40%时，A类板在2J能量冲击下的时间-能量曲线。曲线的整体变化趋势与形式大体与曲线a相似，不同的是冲击过程中，金属纤维层合板吸收了更多的内能，分层消耗的能量减少，几乎没有阻尼消耗能量；在回弹阶段，金属层合板的内能一部分转化为冲击物的动能，还有一部分存储在层合板内。产生这种差异主要是因为金属层合板中金属Al发生塑性变形。如图9所示，层合板的内能包括碳纤维层合板和金属Al储存的内能，其中碳纤维层合板的内能即为弹性能，回弹过程中，其绝大部分能量重新转化为冲头的动能，而金属Al储存的内能包括弹性能和金属Al发生塑性所吸收的能量，其中弹性能被全部释放出来，而引起金属Al发生塑性变形的那部分能量则被吸收了。从图中估计，这部分能量接近冲击能量的30%。因此可以看出物理论文，看到由于金属Al层的塑性变形能力，金属纤维层合板展现出更强的能量吸收能力，有利于抑制层合板的分层。
  图10表示的是1J能量作用下，金属Al含量为20%的A、B两类层合板中金属Al层内能历程曲线。可以看出A类层合板中的Al层对能量的吸收能力更强，这主要是因为A类层合机构中，金属层分布于层合板的上表层与下表层，而B类结构中金属层分布于结构的上表层、下表层、中性层。而在冲击这种面外载荷作用下，层合板主要发生弯曲变形，靠近层合板表层与底层的区域会发生较大的应力与变形。因此A类结构中的金属Al层更加充分的发挥它的吸能能力。
 
4 结论
本文首先使用粘聚区域模型对低速冲击下，纤维增强层合板的分层进行了模拟。为了提高层合板在冲击载荷作用下，抗分层的能力，本文设计了A、B两类纤维/金属层合板结构，重点研究金属层对层合板界面分层的影响。结果显示纤维/金属层合板相对于纤维层合板具有更强的吸能能力，这主要是由于金属Al塑性变形的作用，同时随着金属含量的增加，结构对能量的吸收能力越强，分层越难发生。同时分析结果显示，结构A，即金属Al只分布于层合板表层的铺层结构具有更强的抗分层能力。
参考文献
[1]Krishnakumar S. Fiber metal laminates-the synthesisof metals and composites. Materials and Manufacturing Processes, 1994, 9(2):295~354
[2]Vlot A., Vogelesang L. B. and Vries T. J. Fibre metallaminates for high capacity aircraft. In: 30th International SAMPE TechnicalConference, San Antonio: 1998. 456~470
[3]Young J. B., Landry J. G. N. and Cavoulacos V.N. Crack growth and residual strength characteristics of two grades of glass-reinforcedaluminium GLARE. Composite Structures, 1994, 27(4): 457~469
[4]Papakyriacou M., Schijve J. and Stanzl-TscheggS. E. Fatigue crack growth behaviour of fibre–metal laminate GLARE-1 and metal laminate7475 with different blunt notches. Fatigue & Fracture of EngineeringMaterials & Structures 1997, 20(11): 1573~1584
[5]Alderliesten R. C. and Homan, J. J. Fatigue and damagetolerance issues of glare in aircraft structures. International Journal ofFatigue, 2006, 28(10): 1116~1123
[6]Vlot A. Impact loading on fibre metal laminates.International Journal of Impact Engineering, 1996;18(3): 291~307
[7]Caprinoa G., Spatarob G. and Del Luongoa S. Low-velocityimpact behaviour of fibreglass–aluminium laminates. Composites: Part A, 2004,35: 605~616
[8]Nishikawa M., Okabe T. and Takeda N. Numericalsimulation of interlaminar damage propagation in CFRP cross-ply laminates undertransverse loading. International Journal of Solids and Structures, 2007, 44: 3101~3113
[9]Tay TE. Characterization and analysis ofdelamination fracture in composites: an overview of developments from 1990 to2001. Applied Mechanics Review 2003, 56(1): 1~32
[10]Mi Y., Crisfield M.A., Davies GAO et al.Progressive delamination using interface elements. Journal of Composite Material,1998, 32(14):1246~1273
[11]Borg R., Nilsson L. and Simonsson K. Modeling ofdelamination using a discretized cohesive zone and damage formulation. CompositeScience and Technology, 2002, 62: 1299~1314
[12]Zou Z., Reid S.R. and Li S. A continuum damagemodel for delaminations in laminated composites. Journal of Mechanics andPhysical Solids, 2003, 51: 333~356
[13]Camanho P.P., Davila C.G. and De Moura M.F.Numerical simulation of mixed-mode progressive delamination in compositematerials. Composite Materials, 2003, 37(16):1415~1438
[14]Nishikawa M., Okabe T. and Takeda N. Numericalsimulation of interlaminar damage propagation in CFRP cross-ply laminates undertransverse loading. International Journal of Solids and Structures, 2007, 44: 3101~3113
[15]Camanho P.P. and Matthews F.L. DelaminationOnset Prediction in Mechanically Fastened Joints in Composite Laminates. Journalof Composite Materials, 1999, 33(10): 906~927
[16]Davila C.G. and E. R. Johnson. Analysis ofdelamination initiation in postbuckled dropped-ply laminates. AIAA Journal,1993, 31(4):721~727
[17]Cui W., Wisnom M. R., and Jones M. A Comparisonof failure criteria to predict delamination of unidirectional Glass/Epoxyspecimens waisted through the thickness. Composites, 1992, 23(3):158~166
[18]Lopes C.S., Camanho P.P., Gurdal Z., Maimic P.,Gonzalez E.V., Low-velocity impact damage on dispersed stacking sequence laminates.Part II: Numerical simulations. Composites Science and Technology, 2009, 69:937~947
[19]Li, J. Three-Dimensional Effects in thePrediction of Flange Delamination in Composite Skin Stringer Pull-OffSpecimens. in 15th Conference of the American Society for Composites (Texas,U.S.A.): 2000. 983~990
2/2 首页 上一页 1 2 |
