Numerical analysis of the behavior of a three-layer honeycomb panel with interlayer defects under action of dynamic load

Full Text

Введение Трехслойные панели с сотовым заполнителем нашли широкое применение в различных отраслях современной промышленности, например в авиации. Из них изготавливают интерьеры самолетов и вертолетов, части конструкции планеров: стабилизаторы, закрылки, рули высоты, элероны и т. д. Эти панели используются также и в строительных конструкциях. Такое распространение панели приобрели благодаря малому весу, большой удельной прочности, высокой жесткости и устойчивости при сжатии, хорошим тепло- и звукопоглощающим свойствам, высокой технологичности. В результате внешних воздействий при эксплуатации и в процессе производства панелей могут возникать дефекты (повреждения), которые оказывают влияние на прочность и несущую способность готового изделия. Чаще всего встречаются следующие дефекты: расслоение - нарушение адгезионной связи между слоями в композитном пакете, вызванное механическими воздействиями ударного характера или внутренними напряжениями в изделии после формования (либо после проведения сборочно-монтажных работ); пробоина односторонняя - нарушение одной из обшивок трехслойной конструкции с повреждением сотового заполнителя или несквозное повреждение монолитной детали с расслоением материала; пробоина сквозная - сквозное нарушение монолитной детали или сквозное нарушение двух обшивок с повреждением сотового заполнителя с расслоением материала. В [1] исследуется прочность клеевого соединения, имеющего трещиноподобный дефект в клеевой прослойке. При аналитическом моделировании клеевое сочленение считается трехслойным структурированным композитом, в котором прямолинейная трещина расположена параллельно узкой плоской прослойке. Для описания процесса разрушения такого композита применяется модифицированная модель Леонова - Панасюка - Дагдейла, использующая дополнительный параметр - поперечник зоны пластичности (ширину зоны предразрушения) клеевого слоя. Работа [2] посвящена разработке многоуровневой модели для многомасштабного деформирования трехслойных (сэндвичевых) конструкций из полимерных композиционных материалов (ПКМ) типа пластин с заполнителем на основе пенопласта. Проведено конечно-элементное моделирование напряженно-деформированного состояния, повреждаемости и разрушения трехслойных пластин с обшивками из гибридных композитов из углепластика, с различными размерами дефекта типа непропитки, при изгибе равномерным давлением. Установлены особенности процесса деформирования и повреждаемости данного типа композитных конструкций. Работы В.И. Митряйкина, О.Н. Беззаметнова и др. [3-5] посвящены изучению снижения несущей способности образцов пластин из различных композиционных материалов и композитных панелей с сотовым заполнителем после воздействия нагрузки ударного характера. Разработана методика определения стойкости к ударным воздействиям деталей летательных аппаратов из многослойных композиционных материалов. Исследованы площади ударных повреждений методом ультразвукового эхо-импульсного контроля и методом рентгеновской компьютерной томографии, установлены зависимости размеров повреждений от энергии удара. Ранее в [6-8] были рассмотрены пластина и панель из ПКМ при наличии межслоевых дефектов в форме эллипса. Проведен анализ напряженно-деформированного состояния этих элементов конструкций под действием статической и динамической нагрузок различного характера. Постановка задачи Рассматривается прямоугольная плоская трехслойная панель длиной a = 640 мм и шириной b = 375 мм (рис. 1). В центре панели между верхней обшивкой и сотовым заполнителем присутствует дефект эллиптической формы с осями 110 и 50 мм (рис. 2). Панель представляет собой конструкцию, состоящую из двух тонких прочных внешних слоев - обшивок (в данной работе выполненных из ПКМ), связанных между собой слоем заполнителя, разделяющего внешние (несущие) слои и обеспечивающего их совместную работу и устойчивость. Обшивка панели состоит из двух монослоев, каждый из которых изготовлен из клеевого препрега КМКС-2м.120.Т10 (стеклоткань Т-10-80 и клеевая композиция). Укладка монослоев имеет следующий вид: [0°/0°], толщина монослоя h = 0,28 мм. Y Z X b a Дефект Defect Направление укладки 0° Laying direction 0° Рис. 1. Панель с сотовым заполнителем Figure 1. A three-layer honeycomb panel X Z 1 2 3 4 Дефект Defect Рис. 2. Расположение дефекта Figure 2. Location of the defect Использование клеевых препрегов позволяет изготавливать конструкции (в том числе и трехслойные) одинарной и сложной кривизны за одну технологическую операцию. Стекло- и углепластики на основе клеевых препрегов по сравнению с аналогичными традиционными композитами имеют повышенную трещиностойкость, прочность при межслоевом сдвиге, усталостную и длительную прочность. Сотовый заполнитель выполнен из полимеросотопласта ПСП-1-2,5-48 (гексагональная форма сотовой ячейки, размер грани ячейки а = 2,5 мм, толщина стенки δ = 0,05 мм, плотность ρ = 48 кг/м3) на основе арамидноволокнистой синтетической каландрированной бумаги и фенольного связующего. Такая комбинация позволяет повысить механические свойства заполнителя, уменьшить влагопоглощение, обеспечить защиту от проникания грибков, сохранять эксплуатационные свойства. Стенки сот расположены перпендикулярно несущим слоям. Высота сотового заполнителя Н = 5,0 мм. На рис. 2 монослои клеевого препрега обозначены цифрами 1, 2, 3, 4. Дефект расположен между вторым монослоем верхней обшивки и сотовым заполнителем. В работе рассматривается поведение панели под действием ударной нагрузки [9-11] при наличии и отсутствии повреждений (дефектов). Ударное воздействие на панель Создание конечно-элементной сетки осуществлялось в программном комплексе Simcenter Femap. Каждый монослой моделировался отдельным набором объемных конечных элементов (КЭ). Всего в модели 97 177 КЭ. Затем модель импортировалась в программный комплекс конечно-элементного анализа LS-DYNA, где задавались нагрузка и граничные условия. Зона повреждения моделировалась при помощи контакта AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE. Остальные слои связаны между собой контактом AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE_TIEBREAK. В качестве нагрузки рассматривается ударное воздействие на панель (точка удара совпадает с центром повреждения) фрагмента шины из армированной резины (разрыв покрышки колеса шасси самолета при взлете с взлетно-посадочной полосы аэродрома) [12-15]. Фрагмент моделируется прямоугольным параллелепипедом. Он имеет скорость V = 16 м/с (вектор скорости перпендикулярен поверхности панели), масса фрагмента m = 22,48 г. Граничные условия - жесткое защемление коротких торцов панели. На рис. 3 показана конечно-элементная модель (КЭМ) панели с действующим на нее фрагментом шины. Материал монослоя обшивки панели (клеевой препрег) имеет следующие физико-механические характеристики: 570 МПа, 245 МПа, 555 МПа, 380 МПа, 69 МПа, 11 МПа, 27,5 ГПа, 17,5 ГПа, 0,18. Характеристики материала сотового заполнителя: 1,4 МПа, 1 МПа, 0,6 МПа, 35 МПа, 20 МПа. Здесь - предел прочности при растяжении по основе; - предел прочности при растяжении по утку; - предел прочности при сжатии по основе; - предел прочности при сжатии по утку; - предел прочности при межслоевом сдвиге; - предел прочности при сдвиге в плоскости листа; - модуль упругости при растяжении по основе; - модуль упругости при растяжении по утку; - коэффициент Пуассона; - предел прочности при сдвиге, параллельном плоскости элементов ячеек; - предел прочности при сдвиге в направлении, перпендикулярном плоскости элементов ячеек; - модуль упругости при сдвиге в направлении, параллельном плоскости склейки элементов ячеек; - модуль упругости при сдвиге в направлении, перпендикулярном плоскости склейки элементов ячеек. На рис. 4 показано изменение полной контактной силы, действующей на панель. Z X Y Фрагмент шины The tyre fragment Рис. 3. Конечно-элементная модель Figure 3. Finite element model Рис. 4. Изменение полной контактной силы Figure 4. Сhange in the total contact force Результаты расчета В результате проведенного исследования с помощью разработанной КЭМ определяется распределение полей напряжений и деформаций в монослоях панели в различные моменты времени. На основе полей напряжений и деформаций вычисляется распределение индекса разрушения f по различным критериям разрушения для ПКМ (разрушение наступает, когда индекс разрушения f = 1). На рис. 5 показано распределение продольных напряжений в слое 2 обшивки панели с повреждениями и без повреждений в момент времени 0,68 мс. Из рис. 5 следует, что максимальные продольные растягивающие напряжения в области повреждения во втором слое в случае поврежденной панели больше в 2,48 раза, чем в случае неповрежденной панели. На рис. 6 показано распределение напряжений сдвига в плоскости листа для слоя 2 панели с повреждениями и без повреждений в момент времени 0,68 мс. Из рис. 6 следует, что максимальные напряжения сдвига во втором слое в случае поврежденной панели больше в 2,26 раза, чем в случае неповрежденной панели. На рис. 7-9 показано распределение индексов разрушения в слое 2 с повреждением и без повреждения в момент времени 0,68 мс по критериям Puck [16-18], Hashin [19], LaRC03 [20]. На рис. 10 показано изменение прогиба в слое с повреждением (слой 2), сотовом заполнителе и неповрежденной панели в центре расположения повреждения. Панель с повреждением Damaged panel Панель без повреждения Panel without damage Рис. 5. Распределение продольных напряжений в слое 2 панели, МПа Figure 5. Distribution of longitudinal stresses in layer 2 of the panel, MPa Панель с повреждением Damaged panel Панель без повреждения Panel without damage Рис. 6. Распределение напряжений сдвига в слое 2 панели, МПа Figure 6. Distribution of shear stresses in layer 2 of the panel, MPa Панель с повреждением Damaged panel Панель без повреждения Panel without damage Рис. 7. Распределение индексов разрушения по критерию Puck Figure 7. Distribution of failure index according to the Puck criterion Панель с повреждением Damaged panel Панель без повреждения Panel without damage Рис. 8. Распределение индексов разрушения по критерию Hashin Figure 8. Distribution of failure index according to the Hashin criterion Панель с повреждением Damaged panel Панель без повреждения Panel without damage Рис. 9. Распределение индекса разрушения по критерию LaRC03 Figure 9. Distribution of failure index according to the LaRC03 criterion Рис. 10. Зависимость прогибов от времени Figure 10. Dependence of deflections on time Из рис. 7-9 следует, что наименьшее значение индекса разрушения в области повреждения показывает критерий Hashin: f = 0,1 для панели с повреждением и f = 0,024 для неповрежденной панели. Наибольшее значение индекса разрушения в области повреждения дает критерий LaRC03: f = 0,32 для панели с повреждением и f = 0,13 для неповрежденной панели. Из рис. 10 следует, что в момент времени 2,68 мс прогиб в центре панели с повреждением больше прогиба панели без повреждений в 2,84 раза. Заключение Анализ результатов показал, что рассмотренное в работе динамическое нагружение ударного характера оказывает влияние на изменение прогибов трехслойной панели (максимальный пробив в точке удара больше в 2,84 раза), распределение напряжений и индексов разрушения. Максимальные действующие продольные напряжения в несущих слоях для случая наличия повреждения в 2,48 раза больше, чем в случае отсутствия повреждений.

About the authors

Aleksandr L. Medvedskiy

Central Aerohydrodynamic Institute; Moscow Aviation Institute (National Research University)

Author for correspondence.
Email: mdv66@mail.ru
ORCID iD: 0000-0002-9199-229X

Doctor of Physical and Mathematical Sciences, Docent, First Deputy General Director

1 Zhukovskogo St, bldg 1, Zhukovsky, 140180, Russian Federation; 4 Volokolamskoe Shosse, Moscow, 125993, Russian Federation

Mikhail I. Martirosov

Moscow Aviation Institute (National Research University)

Email: michaelmartirosov@yandex.ru
ORCID iD: 0000-0001-8662-9667

Candidate of Technical Sciences, Docent, Department 902 “Resistance of Materials, Dynamics and Strength of Machines”, Institute No. 9 “General Engineering Training”

4 Volokolamskoe Shosse, Moscow, 125993, Russian Federation

Anton V. Khomchenko

Moscow Aviation Institute (National Research University); Irkut Corporation

Email: khomchenkoanton@yandex.ru
ORCID iD: 0000-0001-6640-011X

postgraduate student, Department 903 “Advanced Materials and Technologies for Aerospace Purposes”, Institute No. 9 “General Engineering Training” ; principal design engineer

4 Volokolamskoe Shosse, Moscow, 125993, Russian Federation; 68 Leningradsky Prospekt, Moscow, 125315, Russian Federation

Darina V. Dedova

Irkut Corporation

Email: darina.dedova98@gmail.com
ORCID iD: 0000-0003-2488-1335

design engineer

68 Leningradsky Prospekt, Moscow, 125315, Russian Federation

References

Supplementary files