複合夾層結構越來越多地用於航空航天應用中的部件,例如飛機襟翼的後緣楔。 然而,夾層結構通常不易抵抗衝擊損壞。 奧克蘭大學的聚合物和複合材料研究中心使用LUSAS Composite開發了一種損傷材料模型,該模型將模擬在一系列衝擊載荷下夾層板的巖心破壞。
在飛機襟翼上,從跑道上拋出的工具掉落,冰雹或碎片可能會發生低速撞擊。 低質量物體(如鳥類)也會發生高速撞擊。 使用開發的損傷材料模型進行了兩種不同的數值模擬,以對兩種類型的影響進行實驗測試的比較評估。
損傷材料模型基於彈性和非彈性應變積累的組合以及模量矩陣的退化。它需要初始損傷閾值,損傷函數的梯度以及要定義的最大損傷值。 根據實驗數據,對於典型的Nomex蜂窩體,發現剛度降低為60%,模量比為40%。 損傷材料模型嵌入軸對稱,顯式動態分析中,另外考慮了有限應變和大變形行為。
在軟體實驗中,使用填充有水的橡膠膜作為衝擊射彈。 為了對此進行建模,定義了具有低楊氏模量和泊松比接近0.5的各向同性彈性材料,以允許恆定的體積變形。 面板邊界上的夾具由LUSAS模型中的適當支撐表示。 滑動線自動處理撞擊體和夾層之間的接觸,並且還將夾層模型的部件捆綁在一起。 總共有64,706個時間增量,總運行時間為6.44ms,模擬了撞擊事件。
在柔軟的身體衝擊期間,射彈在夾層的表面上變形,導致淺的,大的平面區域缺陷發展並保留在夾層中。LUSAS從該事件預測的內部核心損傷的直徑和深度與實驗結果相比非常好。 通過使用LUSAS繪製損傷的輪廓,可以很容易地看到夾層核心中蜂窩破碎的程度。
總體而言,使用損傷材料模型對軟衝擊的分析表明,在損傷直徑和巖心破碎深度方面與實驗結果具有良好的相關性。 發現使用損傷模型計算的永久變形大約是實驗板的兩倍。 時間相關的恢復和面板的切片以進行測量的組合可以解釋這一點。 然而,LUSAS模型確實提供了峰值撞擊時面板中最大變形的值。
在使用相同損傷材料模型的硬體撞擊研究中,使用28,000個時間增量,在2.4ms的總經過時間內分析以與夾層表面垂直的15.3ms-1的速度撞擊的射彈。 核心破碎的程度由accomanying圖上的箭頭表示,核心破壞的左側邊界由圓圈區域顯示。
該LUSAS分析的結果似乎低估了內部核心損傷的直徑。 這種低估的發生是因為該模型目前不能充分計算實驗案例中發生的缺陷邊界薄層中的低水平核心損傷。 較低數值估計的一個組成部分也可歸因於在連續體中對損傷形成進行建模的差異,而不是在損傷大小中表現出離散3mm跳躍的蜂窩結構。 在這種情況下,損壞被大約三個細胞直徑低估。