负泊松比蜂窝夹层板的振动特性研究

研究了负泊松比蜂窝夹层板几何参数变化对板振动频率的影响,并得到了频率随泊松比的变化规律。在Reddy高阶剪切变形理论的基础上,利用Hamilton原理,推导出四边简支边界条件下的负泊松比蜂窝夹层板的偏微分运动方程。根据修正后的Gibson公式,考虑了蜂窝胞元壁板的弯曲和伸缩变形,重新计算了蜂窝芯层胞元的等效弹性参数。利用Navier法,选择合适四边简支边界条件的模态函数,得出板的长厚比分别为0.01、0.05、0.10,芯厚比分别为0.80、0.85、0.90、0.95和蜂窝芯胞元倾角分别为-30°、-60°、0°、30°、60°等情况下系统的前五阶固有频率。研究结果表明,系统的固有频率随板的芯厚比、蜂窝芯胞元倾角、蜂窝芯壁厚与斜壁之比的增加都在减小,而随着板长厚比的增加而增加。分析了泊松比的变化对系统固有频率的影响,发现负泊松比蜂窝夹层板的固有频率要明显小于传统正泊松比蜂窝夹层板。本文所得结果对进一步研究系统的多模态共振具有指导意义,为负泊松比蜂窝夹层结构的工程应用在减振设计方面提供一定的理论依据。     

四边固支蜂窝夹层板1:3内共振非线性动力学分析

基于经典叠层板理论和几何大变形理论,将铝基蜂窝芯层等效为一正交异性层,等效弹性参数由修正后的Gibson公式得出,对四边固支蜂窝夹层板非线性动力学特性进行了分析。考虑横向阻尼的影响,建立了四边固支蜂窝夹层板受横向激振力作用的受迫振动微分方程,通过振型正交化将蜂窝夹层板受迫振动微分方程简化成双模态下的动力学控制方程,利用同伦分析方法对双模态下蜂窝夹层板的动力学控制方程进行研究,得到了1:3内共振下的幅频特性曲线,研究了不同结构尺寸对动力学特性的影响以及蜂窝夹层板作稳态运动时的稳定性问题。本文得到的结果为蜂窝夹层板的设计和实际应用提供了理论依据和数值参考。     

考虑面层约束时蜂窝芯弹性常数的确定

本文研究了面板约束效应对蜂窝芯弹性性能的影响并基于六边形蜂窝芯夹层板的代表性体单元建立了考虑面板约束效应的蜂窝芯位移模式.根据真实蜂窝芯代表性单元与其等效材料的代表性单元在宏观均匀应变作用下的总弹性应变能相等,导出了蜂窝芯材料等效弹性常数的公式,进一步探讨了蜂窝几何参数对其弹性常数的影响规律.通过与现有理论结果、有限元结果和实验数据进行对比证实本文导出的弹性常数公式具有较好的预报精度.结果表明面板约束对蜂窝芯等效弹性常数有显著影响.     

曲壁蜂窝夹层板的振动特性研究

曲壁蜂窝具有负刚度特性,可以在大变形过程中吸收能量、抗冲击,并且在冲击过后可以自我恢复而不像传统蜂窝被压溃。本文将曲梁构成的负刚度蜂窝作为芯层,建立夹层板的动力学模型;推导出了曲壁负刚度蜂窝胞元的等效弹性参数,将其周期性排列为蜂窝芯,应用Reddy高阶剪切变形理论、Von-Karman大变形关系和Hamilton原理推导了负刚度蜂窝夹层板的非线性动力学方程;应用Navier法计算了四边简支边界条件下的固有频率。并利用有限元软件ABAQUS建立模型,计算固有频率,与理论计算结果进行比较,结果显示二者的计算结果具有较好的一致性,验证了芯层等效弹性参数及模型的有效性。探讨了在蜂窝胞元具有较高吸能情形下,夹层板在不同芯层厚度、不同芯厚比以及不同胞元曲壁厚度时的固有频率的变化特性。     

正六角形蜂窝夹芯层弯曲刚度理论分析

论文研究了由正六角形胞元构成的正六角形蜂窝夹芯层弯曲刚度.由于正六角形蜂窝夹芯层受面内载荷作用时在胞元斜壁上引起的弯矩与受面外载荷作用时在胞元斜壁上产生的弯矩有所不同,因此,基于面内变形的正六角形蜂窝夹芯层面内等效弹性参数不能用于计算正六角形蜂窝夹芯层弯曲变形.论文基于正六角形蜂窝夹芯层产生弯曲变形时三胞元壁板连接处转角为零的条件会导致正六角形胞元斜壁产生扭曲变形的事实,提出了一种新的正六角形蜂窝夹芯层理论分析方法.用论文方法计算得到的数值结果与有限元商用软件MSC.Marc计算得到的数值解进行对比,表明论文方法不但有效而且可行.     

金属蜂窝材料的弹塑性屈曲临界应力值

本文参考Hexcel公司生产的各种规格的金属蜂窝芯,讨论了金属蜂窝芯夹层板承受单轴面外压力时的屈曲模式,发现大多数商用金属蜂窝夹层板受到面外压力作用时发生弹塑性屈曲。基于二维蜂窝结构的代表性单元,建立了金属蜂窝材料弹塑性屈曲的力学模型,进而推导出其临界应力显式公式。该公式反映了蜂窝材料的几何特征及其母材的力学性能,并通过单参数表征金属蜂窝材料的弹塑性屈曲特性。本文还探讨了相对密度和开度角对金属蜂窝材料弹塑性屈曲值的影响规律。最后,通过与已有理论结果和实验结果的比较证实：本文采用的屈曲模式合理,与实验测定值符合较好表明理论预测公式有一定应用价值。     

基于Ω形蜂窝的夹芯式大变形柔性蒙皮结构设计与性能分析

变体飞机根据不同飞行状态改变机翼形状以获得最佳的气动效能，从而提高在多工况下执行多目标任务的能力。表面结构的柔性蒙皮设计是实现变体结构的关键，需要设计具有足够协同变形能力的同时，还能够承受表面的气动载荷、保持光滑气动外形性能的柔性蒙皮结构。针对这一需要，本文提出一种基于Ω形蜂窝的夹芯式大变形柔性蒙皮结构（Ω形柔性蒙皮）。利用参数优化技术以最小化构型变形方向的刚度为目标确定Ω构型的拓扑结构；推导出Ω形蜂窝柔性蒙皮结构的面内等效弹性性能预测公式，并通过数值仿真分析了该结构的面内变形性能和面外承载能力。通过与蛇形蜂窝和正余弦蜂窝两种夹芯式柔性蒙皮结构的面内变形能力的对比分析，验证了该柔性蒙皮的良好性能。结果表明，所提出的Ω形柔性蒙皮结构具有良好的面内可恢复的大变形能力和面外承载能力。     

金属蜂窝夹层结构抗水下爆炸特性

金属蜂窝夹层结构是一种新型的舰船防护结构,在舰船防护领域具有广阔的应用前景,但目前缺乏对其在实际水下爆炸载荷作用下动态响应的研究。为研究金属蜂窝夹层结构在水下爆炸载荷作用下的动态响应及防护性能,设计并制备了背板加筋蜂窝夹层结构样件以及相应的浮箱,在大型露天水池中进行了水下实爆 实验;通过声固耦合算法对结构响应进行模拟,实验结果与模拟结果吻合良好,随后分析了蜂窝夹层板的变形过程及能量吸收特性,量化了载荷参数（冲击因子）及结构参数（前后面板厚度比和芯体相对密度）对结构动态响应的影响;最后,以蜂窝夹层板的面密度和后面板中心点最大变形的无量纲量为目标函数,使用NSGA-Ⅱ遗传算法对结构进行了多目标优化,得到对应的Pareto前沿。结果表明,随着冲击因子的增大,蜂窝夹层板整体变形显著增大,蜂窝芯体始终是主要的吸能构件,但其吸能占比逐渐降低;随着前后面板厚度比或芯体相对密度的增加,蜂窝夹层结构的最大变形呈现先降低后升高的趋势,同时呈现不同的变形模式,芯体相对密度对结构变形的影响更为显著;对蜂窝夹层结构开展多目标优化可有效降低结构的面密度及最大变形,优化结果可为蜂窝夹层结构的设计选型提供参考。     

曲壁蜂窝夹层悬臂板的振动特性研究

蜂窝结构作为一种多孔材料具有轻质、高强度、高刚度的优点, 兼具隔声降噪、隔热等优良性能, 被广泛应用于交通运输、航空航天等领域. 传统直壁蜂窝在受力后容易出现应力集中的问题, 这将导致蜂窝夹层产生裂纹破坏, 缩短夹层板的使用寿命. 针对此问题本文设计了一种以圆弧曲壁蜂窝作为芯层的蜂窝夹层板, 基于单位载荷法推导了蜂窝芯的等效参数, 建立曲壁蜂窝夹层板的动力学模型, 利用Chebyshev-Ritz方法求解悬臂边界下曲壁蜂窝夹层板的固有频率, 并用有限元方法进行对比验证, 发现前5阶固有频率的误差均在5%以内, 每阶固有频率对应的振型一致. 通过3D打印聚乳酸(PLA)制备了曲壁蜂窝夹层板, 使用万能试验机对PLA拉伸试件进行准静态拉伸测定了打印材料的杨氏模量, 搭建振动试验平台对制备的曲壁蜂窝夹层板进行正弦扫频试验、定频谐波驻留试验和冲击试验. 对比发现3D打印模型振动试验获得的前5阶固有频率与理论模型和有限元模型的计算结果三者一致, 试验发现曲壁蜂窝芯在特定频段内具有一定的抗冲击性能. 研究结果将为曲壁蜂窝在振动和隔振方面的应用提供理论支持.      

蜂窝夹芯剪切等效模量研究

蜂窝夹层轻型结构以其比强度、比刚度高，而在航空航天工程中被广泛采用．由于蜂窝形状、尺寸多样，使夹层结构设计、优化分析变得复杂，特别是蜂窝夹芯的剪切模量难以准确的等效计算．以薄板理论为基础采用有限元方法对单蜂窝分析的方法，获得蜂窝夹芯的剪切等效模量，与其它方法相比较，精度较高，与试验结果吻合较好．     

考虑蜂窝高度效应的蜂窝夹芯板稳定性分析

蜂窝芯层等效弹性参数因受表板影响与其高度紧密相关,而传统蜂窝夹芯板稳定性模型未对其加以考虑。本文基于精化锯齿层合板理论,建立了蜂窝夹芯板稳定性模型。模型借助于解析均匀化方法获取蜂窝芯层等效模量,并因引入该方法而能够反映由蜂窝高度改变引起的蜂窝芯子等效模量变化对屈曲载荷产生的影响,即捕捉到了蜂窝芯子的高度效应。以四边简支蜂窝夹芯方板受单向面内压缩载荷作用为例进行了算例分析。算例结果表明,蜂窝芯子高度效应在蜂窝高度较低时明显,随着蜂窝高度增加,高度效应逐渐减弱。此外,高度效应在蜂窝芯层厚度比例较大时明显,随着蜂窝芯层厚度比例的持续下降,高度效应减弱直至消失。     

蜂窝板复合材料的等价弹性模量

运用复合法则计算蜂窝板复合材料的等价弹性模量, 并把此值与有限元法的分析数值计算结果进行比较, 指出在运用复合法则计算等价弹性模量时, 由于未考虑到蜂窝芯板与面板间的位移连续性条件, 其误差将很大; 提出了满足蜂窝芯板与面板间的位移连续性条件下的等价弹性模量理论分析的新的计算方法, 并且通过与有限元法的数值分析结果进行比较, 确认其有效性.      

关于蜂窝芯体面外等效剪切模量的讨论

对于六边形蜂窝芯体,其面内等效参数具有确定的解析式,便于应用;相比之下,对于面外等效剪切模量,现有工作只能给出其上下限,由于没有确定的取值,给工程计算带来了困扰。为克服这一矛盾,本文通过Y型蜂窝胞元,针对薄面板的情况,重新分析了芯材的面外等效剪切模量。针对直壁板与斜壁板厚度为1:1和2:1的情况,给出了近似的弹性力学解答,并由此确定出面外等效剪切模量的上限。本方法所确定的剪切模量的上限与文献给出的剪切模量的下限是相同的,从而使该模量也具有确定的解析表达式,方便了数值计算和分析。试验数据和有限元数值分析均验证了本文结论的正确性。     

Effective elastic properties of flexible chiral honeycomb cores including geometrically nonlinear effects

Flexible chiral honeycomb cores generally exhibit nonlinear elastic properties in response to large geometric deformation, which are suited for the design of morphing aerospace structures. However, owing to their complex structure, it is standard to replace the actual core structure with a homogenized core material presenting reasonably equivalent elastic properties in an effort to increase the speed and efficiency of analyzing the mechanical properties of chiral honeycomb sandwich structures. As such, a convenient and efficient method is required to evaluate the effective elastic properties of flexible chiral honeycomb cores under conditions of large deformation. The present work develops an analytical expression for the effective elastic modulus based on a deformable cantilever beam under large deformation. Firstly, Euler–Bernoulli beam theory and micropolar theory are used to analyze the deformation characteristics of chiral honeycombs, and to calculate the effective elastic modulus under small deformation. On that basis, the expression for the effective elastic modulus is improved by including the stretching deformation of the chiral honeycomb structure for a unit cell under conditions of large deformation. The effective elastic moduli calculated by the respective analytical expressions are compared with the results of finite element analysis. The results indicate that the analytical expression obtained under consideration of the geometric nonlinearity is more suitable than the linear expressions for flexible chiral honeycomb cores under conditions of high strain and low elastic modulus.     

The in-plane stiffnesses of a honeycomb core including the thickness effect

Summary The subject of the consideration is the contribution of a regular honeycomb core to the effective in-plane stiffnesses of a sandwich structure. Due to the coupling of the core displacements with those of the sandwich face sheets, the stiffness contribution of the core is not proportional to its total thickness, as could be expected. The corresponding thickness effect is investigated by means of an appropriate closed-form approach. In doing so, the total elastic core strain energy is calculated based on an adequately chosen displacement representation. Further on, the resultant effective stiffnesses are derived as a function of the total core thickness. A comparative computation of the effective stiffnesses by finite element analysis gives good agreement. Received 5 August 1997; accepted for publication 23 October 1997     

硬夹心矩形夹层板的整体稳定性分析

摘要：本文在Reissner型理论给出的位移模式基础上,修正其软夹心假设,考虑夹心层面内刚度,给出了硬夹心夹层板的几何方程、物理方程,建立了硬夹心夹层板结构在面内纵向载荷作用下的平衡微分方程,并对方程进行了简化,通过理论计算得到了四边简支条件下硬夹心矩形夹层板整体失稳临界载荷的解析解,并分别计算了夹心层材料的弹性模量 、厚度 、泊松比 对硬夹心夹层板临界载荷的影响,结果证明,对于硬夹心夹层结构,夹心层面内刚度对硬夹心夹层板整体失稳临界载荷的影响较大,考虑其面内刚度是必要的。