受莲茎启发的复合材料多胞管冲击后损伤容限与残余抗撞性

《Aerospace Science and Technology》：Post-impact damage tolerance and residual crashworthiness of lotus-stem-inspired composite multi-cell tubes

　　

•研究了复合材料多胞管在横向预撞击后的损伤演化与残余耐撞性，建立了一个冲击损伤映射框架。•横向冲击过程中，层间损伤主导能量耗散；而在轴向压溃过程中，层内机理主导能量吸收。•多胞设计显著缓解了冲击引起的性能退化，残余吸能下降幅度约为23%，而圆管的残余吸能下降幅度约为61%。•冲击点在管体高度方向上的位置强烈影响残余承载能力和失效模式，而冲击点在周向的位置主要影响响应特性，对全局残余性能的影响有限。

引言

纤维增强复合材料薄壁管因其低密度、高比强度和比刚度以及可定制化的压溃响应，作为轻质吸能构件得到了越来越多的研究关注[1,2,3,4,5]。金属薄壁管主要通过渐进式塑性折叠来耗散冲击能量[6]，而复合材料管则通过纤维渐进断裂、基体开裂、界面失效和分层来吸收能量[2,3]。这些特性使复合材料管成为航空航天领域一次性或可更换式吸能结构的理想选择，包括无人机起落架支柱中的管状构件、机身或飞机结构的耐撞性子结构，以及电池和航电设备周围的局部防护支撑件。然而，此类结构不仅需要具有高重量效率，还需要在经历服役过程中的冲击损伤后保持足够的承载能力和吸能能力[7,8,9,10]。

铝、碳纤维增强塑料和金属-复合材料混合管之间的对比研究表明，碳纤维增强塑料结构具有很高的比吸能潜力[1,11,12]。Zhu等人[1]报告称，碳纤维增强塑料管在轴向载荷下的比吸能值达到37.82 J/g，是所测试的铝、碳纤维增强塑料和混合构型中最高的。人们已研究了多种改善耐撞性的方法，包括触发式设计[3,13,14]、混合纤维架构[15,16]、金属-复合材料构型[11,12,17]、几何设计[4,18]、制造和成型工艺优化[19,20]，以及泡沫和蜂窝填充策略[21,22]。

仿生材料和结构是从生物体中提取功能原理（如层级性、细胞结构和梯度）而设计的工程系统。现代仿生学概念于20世纪50年代正式确立[23]，其在吸能器件中的应用可以实现轻量化结构、多载荷路径、稳定的渐进式坍塌和高比吸能。在这些原理中，细胞结构已被广泛应用于耐撞性薄壁结构。早期研究表明，带有内部隔板的多元配置可以提高压溃阻力和吸能效率[24]。此后，这种多胞设计理念从金属柱体扩展到仿生碳纤维增强塑料管。Nian等人的研究[25,26]表明，受自然启发的梯度点阵和可变泊松比架构可以显著降低峰值冲击载荷并提高比吸能，优化配置的最高改善幅度可达67%。基于相同的基于拓扑的设计原理，多胞复合材料管为提高压溃稳定性和能量吸收提供了有效途径[27,28,29,30,31]。Zhou等人[29]报告称，受莲藕茎启发的复合材料管的比吸能为73.3 J/g，而常规圆管的比吸能为35.4 J/g，对应约107%的提高。在准静态压溃条件下，Duan等人[28]获得了受甲虫前翅启发的多胞复合材料管的最高比吸能值77.3 J/g，比圆管的34.9 J/g高约121%。在动态压溃条件下，Qi等人[32]发现BMCT-LS1和BMCT-LS2构型的比吸能值分别比圆形管高65%和173%。

除了结构设计和制造工艺外，服役过程中的退化也会改变复合材料吸能器的耐撞性。Erkek等人[33]表明，湿热老化对复合材料压溃盒的耐撞性影响取决于纤维构型和暴露时间，而较高的石墨烯含量可以减轻性能退化。损伤容限对于无人机起落架和着陆载荷路径尤其重要，因为着陆和地面冲击可能产生严重的冲击载荷[34]。此外，工具坠落或跑道碎片可能产生几乎看不见的冲击损伤，从而大幅降低复合材料结构的残余承载能力和吸能能力[7,9,35]。然而，航空航天复合材料结构也可能在意外鸟撞条件下经历高速软体冲击[36,37]。此类损伤可能会大幅降低压缩强度、残余承载能力和耐撞性。因此，近期的研究已探讨了复合材料、铝和金属-复合材料管状结构在横向冲击或压痕后的残余轴向性能[10,38,39,40,41,42]。Chen等人[9]报告称，与未受损的碳纤维增强塑料管相比，横向冲击导致峰值载荷、平均载荷和吸收能量的最大降幅分别为38%、58.5%和58.3%。Laban等人[43]表明，先前冲击损伤是降低预损编织碳/Kevlar管强度和性能的主要因素，而损伤位置主要影响失效模式。Shi等人[44]进一步表明，冲击引起的分层会触发表征机制从未受损管中的渐进式折叠转变为预损管中的局部屈曲或U形/W形撕裂。

随着数值建模技术的进步，高保真有限元仿真现在为吸能复合材料结构的设计及其损伤容限评估提供了一种高效手段。预测复合材料结构冲击后性能的数值方法一般分为三类：(1)等效损伤方法，(2)重启分析法，和(3)损伤映射技术。

等效损伤方法利用无损检测数据来识别内部损伤，然后通过减小铺层厚度或材料性能来简化受损区域，从而建立残余强度模型的初始状态。例如，Rozylo等人[45]提出了一种简化损伤模型，通过减小铺层厚度来表示冲击损伤，并将此假设应用于预测冲击后压缩强度。Baluch等人[46]将关键BVID分层特征映射到壳体单元模型中，冲击后压缩强度的预测误差在5%以内。Ouyang等人[47]基于测量的损伤尺寸，将冲击损伤区域建模为同心区域，并降低其刚度和强度性能。Zou等人[48]使用图像识别技术划分冲击损伤区域，并构建了一个唯象等效有限元模型，以模拟冲击后压缩过程中的损伤发展和屈曲。然而，等效损伤方法中对复杂失效机理的理想化处理可能会导致对关键损伤模式的低估甚至忽略。

重启分析方法通过定义顺序分析步骤，在单一模型内将低速冲击仿真与冲击后性能仿真联系起来。通过重置边界和载荷条件并重新开始数值计算，该方法可以实现直接跨步骤仿真。近年来，这种方法越来越受欢迎[49,50,51,52,53]。例如，Liu等人[54]开发了一种多步骤数值建模方法，以模拟混合单向/编织碳纤维复合材料的冲击后压缩行为，并与实验测量结果取得了良好的一致性。同样，Zhang等人[55]建立了模型来评估预载下的抗冲击性能和随后的冲击后压缩性能，预测误差低于10%。然而，重启方法也面临显著挑战：在冲击过程中，单元删除准则满足之前可能会发生严重的网格畸变，从而损害后续准静态分析的收敛性。通常需要修复网格，这大大增加了计算成本。

损伤映射方法通过脚本接口在不同的模型之间传递损伤状态数据，在计算精度和计算效率之间取得了平衡[56,57,58]。Zhou等人[59]开发了一种基于应力失效准则和刚度退化理论的有限元模型，并使用Python脚本在冲击模型和冲击后拉伸模型之间传递单元损伤状态。这种方法实现了Z钉增强T型接头低速冲击和冲击后拉伸行为的综合仿真，最大预测误差约为10%。通过避免与多模型和分步仿真相关的误差累积和效率低下问题，损伤映射方法为评估复杂复合材料结构的损伤容限提供了强大的工具。

迄今为止，对受到横向冲击的复合材料多胞薄壁结构的残余性能的理解仍然不足，尤其是从航空航天损伤容限设计的角度来看。仍然需要精确的损伤映射有限元方法来预测此类复杂肋状构型冲击后的残余性能。本研究开发了一种高效的残余性能预测框架，集成了冲击损伤映射，能够将永久变形和损伤状态从初始横向冲击模型精确转移到随后的轴向压溃模型。为了阐明复合材料薄壁管在冲击和压溃过程中的能量吸收机理，将能量吸收和耗散计算集成到VUMAT子程序中，并对损伤演化和能量响应进行统一描述。利用该模型，对包含冲击损伤的多胞复合材料管的冲击后能量吸收行为进行了系统研究，包括对损伤模式、能量吸收特性以及冲击位置对残余性能影响的定量分析。所提出的框架为服务冲击条件下轻质航空航天复合材料薄壁结构的损伤容限评估和耐撞性设计提供了可推广的分析基础。

章节摘要

集成的冲击损伤映射框架

利用冲击损伤映射在模型之间传递永久变形和损伤状态信息（包括层间和层内损伤），开发了一种高效且准确的残余性能预测方法。通过实现用户定义材料子程序（VUMAT）建立了两个数值模型：一个横向冲击模型用于模拟复合材料管在低速横向冲击下的响应（模型1），以及一个冲击后轴向压溃模型用于

横向冲击响应和模型验证

图6比较了多元和圆管在25 J冲击下的数值预测值与实验结果。在本图和全文使用的试样标记中，C和4R分别表示圆管和四肋多胞管，L3表示[90/0/0/0/90]s层压板。预测的载荷-位移响应与实验数据吻合良好。预测峰值载荷和最大位移的最大误差为

结论

通过实验测试和验证的有限元模型，研究了受莲藕茎启发的多胞复合材料管在横向低速冲击下的损伤行为和残余耐撞性。根据研究结果，得出以下主要结论：

(1) 所提出的损伤映射框架成功地将层内损伤、层间分层和永久变形从横向冲击模型传递到后续的

CRediT作者贡献声明

QI Jiangwei：撰写 - 原稿，可视化，方法论，调查，形式化分析，数据整理。
JIN Zhou：撰写 - 原稿，验证，监督，项目管理，方法论，概念化。
LIU Xiaochuan：软件，数据整理。
ZHAO Wen：软件。
DUAN Yugang：方法论，调查。
GUAN Zhongwei：撰写 - 审阅与编辑，验证。
CANTWELL Wesley J.：撰写 - 审阅与编辑，验证。

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