摘　要：為滿足ARJ21-700飛機模擬冰型試飛試驗的需要，設計了一種新型復合材料夾層結構模擬冰型，對其用材、加工方式、安裝方法進行了選定。選取模擬冰型典型段，制作試驗件，通過地面模擬試驗，得出了模擬冰型的脫落破壞栽荷。基于界面元法，在ABAQUS中使用內聚力單元模擬膠接界面，計算出模擬冰型的脫落破壞栽荷，計算結果與試驗結果吻合艮好，說明了數值模擬方法的準確性。試驗、計算得出的破壞載荷都高于冰型實際受載，證明了本文設計方案可行，該種復合材料夾層結構模擬冰型可用于ARJ21-700飛機的試飛試驗。
關鍵詞：模擬冰型；復合材料夾層結構；脫落載荷；內聚力單元

　　隨著我國航空工業的快速發展，大型飛機的研制已逐漸展開。ARJ21-700客機是完全自主設計并制造的新支線客機，目前正處于適航取證的重要階段。模擬冰型試飛試驗作為其中的重點試飛項目，具有風險高、難度大的特點。試飛試驗使用的模擬冰型需要滿足以下條件：(1)質量輕；(2)選材常規；(3)易加工；(4)一定的剛度；(5)足夠的自身強度和連接強度。
　　Y7-200A飛機試飛使用的模擬冰型采用特質泡沫塑料加工而成，采用雙面膠帶粘接的方式進行安裝。相比于Y7-200A飛機，ARJ21-700飛機飛行速度更快，飛行過程中模擬冰型所受吸力更大，更易脫落。其發動機形式又為尾吊式，一旦脫落，冰型很有可能被吸入發動機內，對試色安全構成極大威脅。Y7-200A飛機使用的模擬冰型結構及其安裝方式無法滿足ARJ21-700飛機試飛試驗的要求。國內也尚未開展過對此類客機試飛用模擬冰型的研究工作。
　　本文根據實際試飛試驗需要，著重考慮模擬冰型與飛機的連接強度，設計出了一種新型復合材料夾層結構模擬冰型。通過地面試驗件的制作、安裝及試驗，驗證該結構用于試飛試驗的可行性。基于界面元法對其連接強度進行了數值計算，將其與試驗結果進行對比，驗證理論分析的準確性。

1　模擬冰型設計

1.1　結構設計
　　模擬冰型主要集中在縫翼、平尾、垂尾、小翼和吊掛的前緣位置，其具體外形形狀由上海飛機設計研究院計算得出。本文將模擬冰型分割，約為500 mm／段，相鄰兩段之間通過橡膠連接，用以降低相鄰兩段模擬冰型之間的相互作用力。
　　復合材料夾層結構通常由較薄的復合材料面板與較厚的芯子膠接而成，具有輕質、高強、設計性強的特點。本文選用復合材料夾層結構對模擬冰型進行設計：選取質輕、易加工的 材料制作夾心，用于模擬實際冰型的輪廓；在其內外側粘貼復合材料面板，用于提高模擬冰型自身的強度，同時可擴大模擬冰型與蒙皮的連接面積，提高連接強度。為模擬真實冰型的粗糙程度，在其外表面粘貼尺寸為2～3 mm的石英砂。
1.2　材料選擇
　　夾心主要考慮了3種材料，分別是聚氨酯泡沫、ABS塑料和紅松。聚氨酯泡沫質量輕，但不易加工，膠接性能差；ABS塑料具優良的力學性能，易加工，穩定性好，但密度太大。因此，本文選用了加工性能好、密度適中、膠接性能好的的紅松作為夾心材料。
　　面板則選用樹脂基玻璃纖維增強復合材料(又稱“玻璃鋼”)，該種材料比重小、比強度高，具有較高的性價比和穩定的力學性能，使用廣泛，取材便利?；w選用環氧樹脂618，增強材料選用0.2 mm高強正交玻璃纖維布。
　　設計完成的模擬冰型結構型式如圖1所示。

2　地面破壞試驗

　　通過對模擬冰型試飛時所受載荷的計算，本文選取了縫翼上內側連接面積小、受載較為嚴重的一段冰型，作為典型段進行研究。制作并安裝該段冰型，通過地面試驗考察其在以下受載情況下的強度性能。如圖2所示，模擬冰型受F₁(升力方向)、F₂(弦向)合力作用，合力大時為2.94 kN，分解得F₁=1.61 kN，F₂=-2.45 kN，合力方向與升力方向的夾角為56.7°。制作、安裝完成的模擬冰型試驗件需在F₁，F₂的共同作用下不發生破壞或脫落。

2.1　試驗件制作與安裝
　　根據三維數模，加工了外側曲面與縫翼外形一致的鋁模，作為試驗基座，模擬縫翼前緣外形。
　　根據模擬冰型內表面尺寸裁剪0.2 mm玻璃纖維布，鋪設在鋁模的安裝區域上，用配制好的環氧樹脂浸透，待24 h后固化。將AB膠按1:1的比例配制后，均勻涂抹在木夾心的內表面，安裝木夾心至對應位置，緊按木夾心至AH膠初步固化(AB膠固化速度快于環氧樹脂，便于木夾心的安裝固定)。裁剪0.2 mm玻璃纖維布鋪于冰型外表面及鋁模上，用環氧樹脂浸透。至外層玻璃纖維布固化，模擬冰型試驗件制作完成。制作完成的模擬冰型試驗件如圖3所示。

2.2　試驗加載方法
　　如圖4所示，試驗時，鋁模與地面通過夾具固定，為保證加載方向與實際受力方向一致，使鋁模弦向與地面呈56.7°，模擬冰型前緣面向上。在模擬冰型外表面粘貼帆布帶，帆布帶與加載裝置相連，加載裝置由杠桿、作動筒、手動液壓車組成。通過調節液壓車油壓閥門控制作動筒的伸縮，帶動杠桿實現加載，直至模擬冰型完全破壞或從鋁模表面脫落。加載過程中，使用載荷傳感器和載荷記錄儀采集數據。

2.3　試驗結果與分析
　　根據2.1節確定的安裝方式和2.2節確定的加載方式，進行了合力作用下模擬冰型地面破壞試驗。破壞主要發生在內層玻璃鋼與鋁模之間的膠接界面處，模擬冰型主體未出現明顯破壞。當載荷達到峰值后，模擬冰型迅速從鋁模表面脫離，樹脂殘留量較少。破壞形式如圖5所示。

　　試驗共進行了3次，破壞方式一致，破壞載荷相近，分別為10.36，10.92和9.80 kN，三者都遠高于試飛時模型冰型所受實際載荷，取平均約為10.36 kN。說明在合力作用下，該段模擬冰型的膠接強度滿足飛行要求，在試飛過程中模擬冰型自身不會發生破壞，也不會從飛機表面脫落。本文結構設計及安裝方案可行。

3　數值模擬與分析

3.1　界面元法
　　模擬冰型數量較多，逐個制作試件并進行地面試驗不切實際。本文擬采用界面元法對模擬冰型的膠接強度進行計算，并與試驗值進行比較，驗證該數值模擬方法的可行性。作為上先進的大型通用有限元分析軟件之一，ABAQUS在其單元模型中引入了內聚力單元，可以模擬工程問題中涉及到的界面問題，對于研究膠接、復合材料層合板分層等界面問題具有重要作用。
3.1.1　本構關系
　　內聚力單元是基于牽引-分離(Traction-sepa-ration，TS)響應建立的。初始時刻單元本構關系是線彈性的，當滿足損傷起始判據時，單元剛度下降，界面出現損傷，而后根據定義的損傷擴展方式，隨著載荷的增加損傷區域逐漸擴大，直至界面破壞。
　　該單元上作用有3個力，一個是法向的正應力σ_n，另外兩個是切向的剪應力σ_s和σ_t。在3個作用力下，層內產生的變形分別為：δ_n，δ_s和δ_t。假設粘結區域厚度為T_c，那么對應的3個應變為

　　如圖6所示，本文選用線彈性-線性軟化本構模型，其本構關系見式(2)。

式中D為損傷系數，其表達式如下

　　式中：δ^o為單元剛度退化的臨界位移值；δ^max為單元失效的臨界位移值；δ為加載過程中的有效位移。
3.1.2　失效準則
　　本文采用二次應力準則作為剛度退化判據，其表達式如下

　　式中：分別為界面法向和兩個切向上的強度。
　　本文采用基于能量法的BK準則作為損傷擴展判據，其表達式如下

式中：為法向和兩個切向的臨界能量釋放率；G_M=G_s+G_t，G_N=G_s+G_t+G_n，G_i(i=n，s，t)為法向和兩個切向的能量釋放率。
3.1.3　界面參數確定
　　為了不影響結構本身的彈性性能，內聚力單元的剛度系數需要有足夠的大小，但又不可過大，否則會導致計算時數值的奇異。本文中內聚力單元剛度系數根據式(6)得出

　　式中：K為內聚力單元的剛度系數；E為膠粘劑本身的彈性模量。計算得出K_nn=350000 MPa，K_ss=K_tt=131580 MPa。
　　通過平拉試驗測定界面的拉伸強度=2.51 MPa，通過雙剪切試驗測定界面的剪切強度1.46 MPa。用雙懸臂梁(Doubk cantilever beam，DCB)試驗測得Ⅰ型層間斷裂的臨界能量釋放率G_IC=0.218 N／mm，用端部缺口彎陸(Endnotched flexure，ENF)試驗測得Ⅱ型層間斷裂的臨界能量釋放率G_IIC=0.560 N/mm。
3.2　有限元模型
　　采用ABAQUS軟件建立了模擬冰型的模型。網格劃分如網7所示。膠層選用COH3D8單元(8節點三維內聚力單元)，玻璃鋼和鋁蒙皮選用SC8R單元(8節點三維連續體殼單元)，木夾心選用C3D8I單元(8節點六面體線性非協調模式單元)。玻璃鋼、紅松木材料參數見表1，其中L表示木材順紋方向，R表示木材橫紋徑向，T表示木材橫紋周向。

3.3　計算結果與分析
　　為避免計算不收斂，采用ABAQUS／Explicit顯示積分方法進行計算，在模擬冰型外表面施加位移載荷。圖8給出了計算過程中模擬冰型的載荷-位移曲線，可以發現，當位移達到0.137 mm時，載荷達到大為11.30 kN。

　　圖9給出了位移U為0.005 mm和0.137 mm時內聚力單元的損傷系數。結合網8可以發現，初始時，載荷位移曲線呈線性增長，直至縫翼前緣處出現損傷，曲線斜率下降。載荷繼續上升，至前緣處部分單元出現破壞，無法承載，整體剛度下降，使得載荷出現波動，略有降低。隨后載荷又上升，損傷區域逐漸由縫翼前緣向上下翼面擴展，位移達到0.05 mm后，曲線趨于平緩，載荷在0.05～0.115 mm區間內出現了波動，主要由于下翼面膠接界面損傷更為嚴重，剛度降低速度大于上翼面，使得變形重新分布。直至位移達到0.137 mm，縫翼前緣及下翼面處內聚力單元完全破壞，模擬冰型從鋁模表面脫落，載荷達到大，為11.30 kN，即該段模擬冰型的脫落強度。

　　使用大應力失效理論對此狀態下的模擬冰型主體進行強度校核，發現各組分材料的實際應力水平低于其強度值，模擬冰型主體未發生破壞。
　　因此，由數值分析結果可知：冰型破壞強度遠高于實際受載，模擬冰型設計符合要求，在飛行過程中不會破壞，不會從飛機表面脫落。
　　將計算值11.30 kN與試驗均值10.36 kN進行比較，可以發現：計算與試驗吻合良好，計算值略大于試驗值，相對誤差為9.07％。說明文中使用的方法能夠準確地計算出模擬冰型的脫落強度，可用于其他段模擬冰型的脫落強度分析。

4　結　論

　　(1)設計了一種新型復合材料夾層結構飛機試飛用模擬冰型，加工簡單，安裝方便。
　　(2)地面試驗說明了模擬冰型破壞強度高于實際受載，設計方案保證了模擬冰型的自身強度和連接強度，可應用到ARJ21-700以及今后更多客機的模擬冰型試飛試驗中去。
　　(3)基于界面元法的數值模擬驗證了設計方案的可行性，計算值與試驗值吻合良好，該模擬方法可用于本文設計的復合材料夾層結構模擬冰型脫落強度的計算。