蜂窝夹芯结构脱胶损伤？ANSYS数值模拟的工程实操指南

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导读：在航空航天领域，每克重量的削减都意味着航程的延伸与成本的降低，每一分结构强度的提升都关系着任务的成败。蜂窝夹芯结构凭借“轻质高强”的先天优势，成为飞机机翼、卫星天线等关键部件的“标配”，但面板与芯子的脱胶损伤始终是其性能短板——而有限元分析（FEA）恰如“数字显微镜”，既能解析宏观结构性能，更能通过精细化仿真定位脱胶风险，为工程应用提供从理论到实践的完整解决方案。

01    

蜂窝夹芯结构从经典需求到前沿突破    

蜂窝夹芯结构在航空航天的应用，始终围绕“减重”与“抗失效”两大核心需求展开，其技术演进也同步呼应着装备性能的升级。

1、从客机机身到航天器隔热层的性能支撑

在航空领域，蜂窝夹芯结构是实现“轻量化与强度平衡”的关键。波音787客机的机身蒙皮采用碳纤维面板-Nomex蜂窝芯复合结构，相较传统铝合金材料减重20%以上，抗疲劳性能提升30%，直接将机身服役寿命从25年延长至30年；空客A350的垂尾前缘则选用铝蜂窝夹芯结构，面对强气动载荷时，蜂窝芯通过“分散应力-逐层吸能”的特性，避免前缘因局部冲击开裂，保障飞行姿态稳定。

航天领域对该结构的依赖更甚，且需额外应对极端环境。神舟飞船返回舱的防热层采用陶瓷面板-铝蜂窝芯结构，在穿越大气层时，蜂窝芯通过梯度变形逐层消耗2000℃以上的高温冲击能量，使舱内温度控制在30℃左右；卫星太阳翼基板则普遍采用碳纤维面板-芳纶纸蜂窝芯结构，其面密度仅2.5kg/m²，却能承受发射阶段的剧烈振动（加速度达10g）与太空中的极端温差（-180℃至120℃），确保能源供应稳定。

2、曲面适配与可重复使用的技术突破

随着航空航天装备向“高精度”“长寿命”升级，蜂窝夹芯结构的应用衍生出两大技术热点，而有限元分析正是突破这些难点的核心工具：

一是高精度曲面适配技术。传统蜂窝结构因刚性强、成型难度大，难以适配星载天线、航天器舱体等复杂曲面部件，易因装配应力导致脱胶。哈尔滨工业大学熊健教授团队通过有限元仿真优化胞元构型，开发出“曲壁化碳纤维蜂窝”——先通过ANSYS模拟不同胞元角度对弯曲柔度的影响，最终确定60°渐变胞元结构，使蜂窝芯弯曲柔度提升40%，成功解决高精度天线的曲面定型难题，相关成果已应用于新一代遥感卫星，使天线指向精度提升至0.1°。

二是可重复使用装备的疲劳性能优化。SpaceX星舰的着陆腿缓冲结构采用钛合金蜂窝夹芯，需承受数十次起降的冲击载荷（单次冲击力达50kN）。工程师通过有限元分析模拟100次循环载荷下的损伤演化，发现蜂窝芯W方向（芯子排列方向）的主要失效模式为面板-芯子脱胶，据此将胶粘剂涂覆工艺从“均匀喷涂”改为“环形加强喷涂”，使结构疲劳寿命提升至设计要求的1.5倍；空间站机械臂末端执行器则采用玻璃纤维蜂窝夹芯，通过ABAQUS仿真验证10万次抓取作业中的应力分布，在减重35%的同时，确保夹取精度稳定在0.05mm。

02    

蜂窝夹芯结构的脱胶问题    

要解决蜂窝夹芯结构的脱胶问题，需先掌握有限元分析的核心方法——从宏观等效建模到微观细节仿真，再到失效判据的设定，形成“结构表征-性能预测-风险评估”的理论框架。

（一）两种核心建模方法：适配不同工程需求

蜂窝夹芯结构由面板、芯子、胶粘剂三部分组成，受力时存在面板拉伸/压缩、芯子剪切、界面脱粘等复杂行为，需根据分析目标选择建模方法：

宏观等效夹层建模：如同制作“简化地图”，将蜂窝芯等效为均质正交各向异性材料（无需构建具体胞元），适用于飞机机翼、卫星舱体等大型结构的整体刚度分析。建模时，面板采用壳单元（如ANSYS中的SHELL181）模拟，等效芯层采用实体单元（如SOLID185），通过共节点连接实现力的传递。西安交通大学团队通过力学推导，得出蜂窝芯等效弹性模量（Ex=Ey=7.2GPa）与剪切模量（G_xy=0.8GPa）的计算公式，将模态分析误差控制在5%以内，大幅提升计算效率。

细节建模：堪比搭建“精密沙盘”，按蜂窝胞元真实形状（正六边形、过拉伸形）构建几何模型，适用于脱胶、压溃等局部损伤分析。由于单个蜂窝板可能包含数千个胞元，需借助ANSYS的APDL参数化设计语言自动生成网格。北京理工大学在抗爆仿真中采用此方法，清晰还原铝蜂窝芯在爆炸载荷下的“胞元侧壁弯曲-逐层压溃”过程，为防护结构设计提供直接依据。

（二）关键技术：失效判据与损伤演化模拟

有限元分析的核心价值在于预测结构失效，针对蜂窝夹芯的脱胶问题，需重点关注两大技术：

Besant失效准则：专门针对蜂窝芯的典型损伤模式（面外压缩压溃、面外剪切断裂），通过计算应力比值判断损伤起始。当满足公式σ₃₃/XT + (σ₁₃/SX)² + (σ₂₃/SY)² > 1时（其中σ₃₃为面外压应力，SX为X向剪切强度），判定芯层开始损伤，N系数（1.5-2.0）可根据材料特性调整（如铝蜂窝取1.8，Nomex蜂窝取1.5）。

渐进损伤模拟：通过用户自定义材料子程序（如ANSYS的UMAT）将损伤演化规律写入模型。当芯层满足失效准则后，材料刚度按指数规律退化（如Nomex蜂窝面外压缩失效后，弹性模量从700MPa逐步衰减至0），真实还原“损伤积累-性能下降-完全破坏”的全过程。

03    

工程实践：蜂窝夹芯脱胶损伤的ANSYS数值模拟    

为验证有限元分析在脱胶问题中的应用价值，以下通过具体算例展开——以承受板芯剥离载荷的蜂窝夹芯板为研究对象，分析芯子厚度对脱胶区域位移、应力的影响。

问题描述

研究蜂窝夹芯结构的面板和芯子的脱胶损伤问题，蜂窝夹芯结构由上面板、下面板、胶膜及芯子组成，通过ANSYS进行数值模拟。以承受板芯剥离方向载荷并含脱胶的蜂窝夹芯板为算例，整个模拟的尺寸为100×100×14.1(mm)。上、下面板为8层层合板（厚度为8×0.15mm，其层合顺序为[0/45/-45/90]s），并附加1层胶层（厚度为0.35mm），用壳单元模拟。中间为蜂窝芯子（厚度为12.5mm），其中芯子尺寸：边长为2.75mm，高为12.5mm，厚度为0.05mm，缺陷直径为30mm，用壳单元模拟。假定在整个结构的中心区域含有一个半径为r的脱胶区域，计算中上面板加1Mpa的均匀拉力，下面板固支。其他面为自由边界条件。其中，r根据自己建模的实际情况自定。

表1 蜂窝夹芯板材料力学性能

建立模型

模型建立使用ANSYS进行模型建立，我们组的数据为其他变量不变，变厚度，厚度分别为（0.02、0.025、0.03、0.035、0.04、0.045、0.05），本次实验报告所取的厚度为0.025。

图1-1 模型的立体图

图1-2 模型的主视图

网格划分：

图1-3 上面板网格划分

图1-4 整体网格划分

施加约束（载荷）：

如图所示，上面板施加1Mpa的均匀拉力，下面板固支：

图1-5 施加约束

有限元结果分析

受力方向位移图（整体）：

图1-6 上层板的位移

图1-7 下层板的位移

上面板的位移最大值出现在中心脱胶区域，因为下层板存在约束，会导致整个下层板有一定程度上的翘曲。

胶层的剪切强度相对与其拉伸强度要弱很多，因此这里主要分析含脱胶缺陷结构的胶层的剪切破坏，取剪切强度为68.6Mpa。

11.7<68.6

结论是不发生破坏

Mises应力图（上层面板每层、胶层、芯子分别显示）：

（1）胶层：

（2）上层面板:

图2-1 第一层

图2-2 第二层

图2-3 第三层

图2-4 第四层

图2-5 第五层

图2-6 第六层

图2-7 第七层

图2-8 第八层

芯子：

图3-1 芯子应力立体图

图3-2 芯子应力侧视图

本组其他人员对照

表4-1 位移极值与芯子厚度

表4-2 应力极值与芯子厚度

表4-3 胶层应力极值与芯子厚度

数据分析

在其他条件不变的情况下，中心脱胶区域位移大致与芯子厚度成线性关系，上面板应力极值与芯子厚度成线性关系。随着芯子的厚度的增大，最大位移逐渐变小。板内最大应力也变大。影响数据不同的原因是材料的属性，尺寸等，以及芯子厚度的不同。由图像看到，随着芯子厚度的变大，位移极值和板内应力在减小。

04    

蜂窝夹层脱胶受力分析视频教程      

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来源：仿真秀App