1、53AVIATION MAINTENANCE&ENGINEERING航空维修与工程2023/1 5 结束语本文通过发动机的架构设计和有效性配置牵引出出版物构型管理，结合S1000D 规范研究发动机技术出版物的构型控制技术，总结如下：1）技术出版物的构型控制是确保文本内容与产品实物相符合的必要工作。出版物构型控制是对源数据的管理和对出版物数据模块更改的 控制。2）设计端数据与技术出版物端数据的传递及数据的管理是实现技术出版物单一数据源管理的前提之一，也是实现技术出版物构型管理的基础。3）技术出版物源数据的实时跟踪和及时更改是技术出版物更改控制的关键，也是技术出版物构型管理的前提之一。4）技术出版
2、物构型管理是提升客户满意度、保障发动机持续适航和安全运行的关键。参考文献1 郝朝杰，等.民用复杂系统产品的数据管理研究 J.科技与创新，2018（11）：36-39.2 于勇，范玉青.飞机构型管理研究与应用 J.北京航空航天大学学报，2005，31（3）：278-283.3 林娅.制造 BOM 的数据存储和查询优化技术研究及软件开发 D.重庆：重庆大学，2007.4 骆晶妍，胡秦赣.民机构型管理标准化初探 J.航空标准化与质量，2008（5）：12-16.5 赵铭岩，等.基于模块化设计的Teamcenter PLM 配置管理应用 J.工程机械，2012（3）：13-16.6 舒婷，聂磊，何遗非
3、，等.基于PDM 系统的构型管理的研究 J.科技创新导报，2013（36）：153-155.7 郭霞.基于 S1000D 的发动机技术出版物的开发及应用 J.中国新技术新产品，2021（6）：78-80.8 刘雅星，郑晶晶.飞机产品数据模块化构型管理 J.航空制造技术，2010（3）：57-60.9 孙泽鹏，李欣.飞机制造业构型控制技术应用研究 C.中国航空学会总体分会，2014：373-379.性和结构完整性，通常采用有效修理的方式使结构恢复使用性能4，5，作为飞机雷达罩的平纹编织面板蜂窝夹芯结构常被用于侧向压缩工作环境下，因此，0 引言近年来，复合材料蜂窝夹芯结构在航空航天领域应用广泛，如
4、飞机整流罩、雷达罩等1-3，但在日常的生产、使用和维护中常因撞击和环境等因素在材料表面造成不同角度的划伤，导致极大的安全隐患。在修理过程中，为满足复合材料蜂窝夹芯结构在使用期限内的经济不同划伤角度下的蜂窝夹芯结构修理性能研究Study on Repair Performance of Honeycomb Sandwich Structure under Different Scratching Angles 余芬王威崔乃葳/中国民航大学摘要：蜂窝夹芯结构在使用过程中可能出现不同角度的划伤，将对结构的极限承载能力产生影响，研究不同划伤角度以及不同形状贴片的贴补修理具有重要意义。本文构建了不同表面
5、划伤角度下的平纹编织面板蜂窝夹芯结构以及不同形状补片贴补修理后结构的渐进损伤分析模型，通过编写 VUMAT 子程序，对结构进行失效分析。结果表明，不同表面划伤角度结构的极限承载能力不同。关键词：蜂窝夹芯；不同角度；划伤；修补；VUMAT 子程序Keywords：honeycomb sandwich；different angles；scratches；repair；VUMAT subroutineDOI:10.19302/ki.1672-0989.2023.01.03054航空维修与工程 AVIATION MAINTENANCE&ENGINEERING2023/1 考虑不同表面划伤角度对其侧向
6、压缩性能的影响并分析不同形状补片修补后结构的极限承载能力具有重要意义。Yuan B 等6考 虑 了 微 小 碎 屑 对CFRP 叶片表面造成的浅表面划痕；Bora M O 等7研究了纤维取向对聚合物复合材料抗划伤性能的影响；周春苹等8建立了蜂窝夹芯结构的渐进失效分析模型，完成了含表面划伤的蜂窝夹芯结构的渐进失效分析；Hu F Z9等对不同形状补片修理件进行了分析研究；刘遂等10通过三种挖补修理方法对蜂窝夹芯板进行了修理，表明三种修理方式均可有效恢复蜂窝夹芯板的侧压性能，恢复率达到 79%以上。但针对复合材料表面划伤不同角度的研究还未见文献报道，而针对不同补片形状进行贴补修理也有一定的实际意义。
7、本文针对平纹编织面板蜂窝夹芯结构，建立无损伤、不同划伤角度和不同补片修理的渐进损伤失效分析模型。同时，采用 ABAQUS/Explicit 进行侧向压缩模拟，研究不同划伤角度及不同形状补片下的极限承载能力。1 基础理论1.1 失效准则在结构的侧向压缩分析中，Hashin失效准则因其简洁性而被普遍用于区分损伤模式。Hashin 失效准则公式如下：纤维拉伸失效（110）：（1）纤维压缩失效（110）：（3）纤维压缩失效（220）：（4）纤维基体剪切失效（110）：（6）层间压缩失效（330）：（7）Besant 准则（蜂窝夹芯）：（8）1.2 刚度退化模型在建立的蜂窝夹芯结构渐进损伤模型中，为避免
8、失效单元出现畸变，需要对材料参数进行折减，刚度退化系数如表 1 所示。1.3 VUMAT 在 ABAQUS 中的应用VUMAT 子程序基于上述失效准则和刚度退化模式编写，实现结构的渐进损伤分析。通过 ABAQUS 建立上述结构的有限元模型，联合 VUMAT 子程序判断结构是否失效，如失效则对失效单元进行刚度退化并重组刚度矩阵。2 平纹编织面板蜂窝夹芯结构模型利用 ABAQUS 模拟无损伤和包含0、30、45、60、90 五种划伤角度的蜂窝夹芯结构侧向压缩过程，并采用等效建模的方法对蜂窝夹芯结构进行简化，面板、蜂窝夹芯之间采用 Tie 连接，结构外部建立参考点，进行运动耦合绑定，对底端面施加固支
9、约束。建立厚度与面板相同的方形和圆形补片，分别对不同划伤角度下的蜂窝夹芯结构进行贴补修理，补片与面板之间采用胶层 连接。2.1 结构参数根 据 文 献 6，取 面 板 尺 寸 为60mm55mm0.8mm，蜂 窝 芯 厚 度为 6mm，试 件 面 板 材 料 为 3 层 单 向7781 型玻璃纤维机织布增强环氧树脂表1 材料退化参数损伤类型材料参数退化方式经向拉伸失效Eii=0.07Eii0（i=1，2，3），Gij=0.07Gij0，ij=0.07ij0（i，j=1，2，3，ij）经向压缩失效Eii=0.14Eii0（i=1，2，3），Gij=0.14Gij0，ij=0.14ij0（i，j=
10、1，2，3，ij）纬向拉伸失效E22=0.2E220，G12=0.2G120，G23=0.2G230纬向压缩失效E22=0.4E220，G12=0.4G120，G23=0.4G230面内剪切失效G12=0.1G120，12=0.1120层间拉伸失效E33=0.1E330，G23=0.1G230，G13=0.1G130，23=0.1230，13=0.1130层间压缩失效E33=0.1E330，G23=0.1G230，G13=0.1G130，23=0.1230，13=0.1130蜂窝芯子失效E11=0.4E110，E22=0.4E220，E33=0.45E330，G12=0.4G120，G13=0
11、.4G130，G23=0.4G230表2 面板材料参数属性参数数值E11/（GPa）21E22/（GPa）23E33/（GPa）18v120.2v130.15v230.15G12/（GPa）2.65G13/（GPa）1.7G23/（GPa）1.7Xt/（MPa）322Xc/（MPa）364Yt/（MPa）322Yc/（MPa）364Zt/（MPa）103Zc/（MPa）500S12/（MPa）118S13/（MPa）24S23/（MPa）24工 程 ENGINEERING 55AVIATION MAINTENANCE&ENGINEERING航空维修与工程2023/1 基铺层；蜂窝芯材料为 CM
12、AG-CNC1-1.83-96 型纸蜂窝。相关材料参数如表 2、表 3、表 4 所示。2.2 有限元建模面板采用正交各向异性材料，选择三维八节点缩减积分单元（C3D8R）建模，蜂窝芯采用 C3D8R 建模，将其细观结构等效为正交各向异性材料，面板、蜂窝之间采用 Tie 连接。结构外部建立参考点，运动耦合绑定上端面，施加侧向压缩载荷，对底端面施加固支约束。材料属性由所定义的具体退化参数进行相应折减，选用 ABAQUS/Explicit对有限元模型进行侧向压缩模拟，选用Tabular 幅值曲线，提高计算结果的稳定性。建 立 0 、30 、45 、60 、90 五种划伤角度的蜂窝夹芯结构，研究侧向压
13、缩载荷下不同划伤角度的极限承载能力。预设划伤长度为 8mm，宽度1mm，具体划伤角度和有限元模型如 图 1 所示。为研究不同补片形状对修理性能的影响，使用方形补片和圆形补片对 0、30、45、60、90 五种划伤角度的蜂窝夹芯结构进行贴补修理，方形补片的尺寸为 22mm22mm0.8mm，圆形补片尺寸为R=11mm，厚度为 0.8mm。具体模型如图 2 所示。3 模型验证结果和分析3.1 模型验证对提出的蜂窝夹芯结构的渐进损伤模型，将所得划伤模型仿真结果与参考文献 8 中的实验结果作对比。文献8 中该划伤角度下的极限承载强度为表3 蜂窝芯材料参数属性参数数值E11/（MPa）0.28E22/（
14、MPa）0.28E33/（MPa）298v120.99v130v230G12/（MPa）0.04G13/（MPa）82.21G23/（MPa）43.28X33/（MPa）5.71S12/（MPa）82.21S23/（MPa）43.28表4 胶层材料参数属性参数数值Enn/（MPa）3000Ess/（MPa）1150Ett/（MPa）1150GIC（mJmm-2）0.252GIIC（mJmm-2）0.665GIIIC（mJmm-2）0.665n0/（MPa）10s0/（MPa）15t0/（MPa）15图1不同划伤角度的有限元模型图2不同形状补片下的修理56航空维修与工程 AVIATION MAI
15、NTENANCE&ENGINEERING2023/1 0.05051015200.150.250.350.450.550.650.750.85载荷(kN)实验数据仿真数据位移(mm)图3位移载荷曲线无损实验数据仿真结构02224262830456090载荷(kN)角度()图4失效载荷预测值与无损实验数据值对比19.371kN，本文所建立模型的极限承载强度为 21.4346kN，误差为 10.7%，符合预期估计。所建立的有限元模型与文献 8 中的位移载荷曲线如图 3 所示，验证了所提出的蜂窝夹芯结构模型的正确性。3.2 不同划伤角度下的极限承载能力不同划伤角度蜂窝夹芯结构所得的失效载荷预测值与无
16、损实验数据值如图4 所示。模型失效是通过结构对压力载荷的承载能力体现的，从图 4 中可以看出划伤角度为 90 时，蜂窝夹芯结构对压力载荷的承载能力最强；划伤角度为0 时，蜂窝夹芯结构对压力载荷的承载能力最弱；随着划伤角度从 0 至 90，蜂窝夹芯结构对压力载荷的承载能力呈现依次增强的趋势。3.3 修补后不同划伤角度下的极限承载能力使用两种补片修补划伤角度为 0、30、45、60、90 的蜂窝夹芯结构，所得失效载荷预测值与不同划伤角度曲线如图 5 所示。从图 5 可以看出，两种补片修理后夹芯结构对压力载荷的承载能力都有所增强；划伤角度从 0至 90，修补后蜂窝夹芯结构对压力载荷承载能力的增强幅度不断减小，0 划伤下对压力载荷承载能力的增强幅度最大，90 划伤下增强幅度最小；圆形补片修后的压力载荷承载能力增强幅度高于方形补片，0 划伤下压力载荷承载能力的增强幅度最明显，90 划伤下增强幅度基本相同，圆形补片修补效果明显好于方形补片；修补后蜂窝夹芯结构的压力载荷承载能力均未恢复到无损伤前。4 结论1）基于 ABAQUS/Explicit 建立的有限元仿真模型，可以准确计算无损伤和不同划伤角度