蜂窩夾芯結構的案例
ansys分析蜂窩夾芯結構的面板和芯子的脫膠損傷問題 ￥49.9
1、 問題描述
研究蜂窩夾芯結構的面板和芯子的脫膠損傷問題，蜂窩夾芯結構由上面板、下面板、膠膜及芯子組成，通過ANSYS進行數值模擬。以承受板芯剝離方向載荷并含脫膠的蜂窩夾芯板為算例，整個模擬的尺寸為100*100*14.1(mm)。上、下面板為8層層合板（厚度為8*0.15mm，其層合順序為[0/45/-45/90]s），并附加1層膠層（厚度為0.35mm），用殼單元模擬。中間為蜂窩芯子（厚度為12.5mm），其中芯子尺寸：邊長為2.75mm，高為12.5mm，厚度為0.05mm，缺陷直徑為30mm，用殼單元模擬。假定在整個結構的中心區域含有一個半徑為r的脫膠區域，計算中上面板加1Mpa的均勻拉力，下面板固支。其他面為自由邊界條件。其中，r根據自己建模的實際情況自定。
展開 剪切增稠/蜂窩夾芯防護結構仿真模擬（STF） ￥200
[圖片]
abaqus二次開發-蜂窩板夾芯材料（殼）生成插件 ￥15
插件安裝
（copy前篇的，充字數，(●'?'●)）
1、可以安裝到abaqus的軟件安裝目錄下，建議在軟件安裝目錄下新建一個plugins文件夾，直接把文件解壓到這個位置就可以了。我的安裝目錄如圖所示：
2、再有就是在安裝abaqus的時候，系統會自動在系統盤（一般是C盤）目錄下建立一個插件的安裝目錄。一般在用戶目錄下，例如我的這里是C:\Users\misk\abaqus_plugins，將文件解壓到這里也可以。如圖所示：
3、新版本的abaqus（2016以后）在安裝時，會在安裝目錄下新建一個CAE文件夾，在該文件夾下的plugins中也可以安裝插件例如：*...*\SIMULIA\CAE\plugins，將文件解壓到這里也可以。
除了這幾種，好像還有一些方法，這里就介紹這3種。將文件解壓后，重新打開abaqusCAE,就可以在工具欄的Plug-ins目錄下找到該插件。
插件使用
操作說明：
首先打開abaqus CAE，在Plug-ins目錄下找到我們的蜂窩建模插件，如圖所示：
點擊honeycomb shell，打開插件界面，如圖所示：
這次相比上一次對界面進行了優化，這樣看起來還不錯吧。
咳咳，回到正題：
這里首先設定了默認值，你需要將界面中的參數換成你自己的模型。自上而下分別為模型名稱，蜂窩部件名稱，蜂窩單胞行數，蜂窩單胞列數，蜂窩壁長，蜂窩夾芯高度。
其中模型名稱是要已經存在的模型名稱，蜂窩新部件可以自定義名稱，行數與列數要是正整數，其余參數自行設定就行。
展開 航空發動機寬弦空心風扇葉片制造研究綜述
表 1 航空發動機風扇葉片發展歷程
1.1 鈦合金窄弦實心風扇葉片
如圖 1 所示為鈦合金窄弦實心風扇葉片，凸肩結構設計可以在一定程度上增加葉片剛性和自振頻率，通過鍛造成形后機加工獲取葉片成品， 20 世紀 60 年代之前，此類風扇葉片得到普遍應用。但是凸肩帶來的問題有流量限制和氣流擾動等，不利于節約發動機的燃油消耗率，不適應風扇葉片的進一步發展，因此無凸肩的寬弦風扇葉片應運而生。
圖 1 窄弦實心風扇葉片
1.2 鈦合金寬弦空心風扇葉片
寬弦空心風扇葉片最早由英國和美國等國家的航空發動機公司提出，如圖 2 所示，弦長的增加避免了窄弦葉片凸肩帶來的效率損失，同時提高了耐疲勞性能及抗外物損傷能力。如圖 3 所示為鈦合金寬弦空心風扇葉片從概念的提出到演化過程示意圖。對開式結構和蜂窩夾芯式結構 的概念先后由美國通用電氣和英國羅羅公司在 20 世紀 70 年代提出。對開式結構由兩片鈦面板和加強筋組成，在流體壓力和模具溫度的共同作用下實現葉片構件之間的擴散連接。而蜂窩夾芯式結構，是一種通過氨酯樹脂與外部面板進行連接而獲取風扇葉片的方法。但是針對以上結構提出的成形工藝在當時存在接頭強度差等若干問題，僅僅停留在概念上，并未得到實際應用。后來英國羅羅公司對蜂窩夾芯結構的成形工藝進行改進，提出將葉片的面板和內部蜂窩采用焊接與機加工相結合的成形方式，具體為將兩片已經具備彎扭葉型的鈦合金面板和蜂窩芯板經釬焊或者擴散連接形成一體，最終通過數控加工獲得葉片外形。
展開 
SimSolid點陣夾芯結構計算
Simsolid點陣夾芯結構計算.pdf
概述 本文采用 Altair Simsolid 軟件對某點陣夾芯結構分別進行模態、線性靜力計 算，并將計算結果與 Abaqus 軟件進行比較。
碳纖維金字塔點陣夾芯結構的制備模具有限元分析
碳纖維金字塔點陣夾芯結構的制備模具有限元分析
在實驗過程中，模具需要加緊，力的大小會對模具產生影響，可能會造成傷害，在制造模具前，對模具進行有限元的分析是必要的，然后進行合理的改進，節約時間和金錢，我們取一個芯子的單胞進行受力分析，受力情況相同。
金字塔點陣夾芯結構（如圖1所示），其中，在設計模具的過程中，單胞芯子模具采用可拆分式，把單胞模具拆成3部分，方便脫模，但這里為了體現單胞芯子模具的真實效果，做成一體式，（如圖2所示）計算的效果是一樣的。
圖1 碳纖維金字塔點陣夾芯結構
圖2 金字塔點陣夾芯的芯子的單胞模具
把模型導入simsolid中，給定容差值，在芯子模具的前后表面添加固支約束，在上下左右表面添加垂直表面的載荷1000N,附屬性為結構鋼。（如圖3所示）
圖3 添加了邊界條件和載荷的單胞芯子模具
提交作業，分析計算結果（如圖4），可以看出，位移云圖中間部分的位移值最大，當載荷很大時，中間部分的變形相比其他的地方變形量大，造成試件的尺寸誤差。應對中間部分進行優化，可削減兩邊非主要表面和其他結構的接觸面積，增大兩邊的應力，達到近似相同的位移，來提高試件的精度。
總體來說，simsolid的對設計的前期來說效率很高，節約了大量時間，對于復雜的結構更是非常的有優勢。
圖4 單胞芯子模具的位移云圖
展開 空中爆載荷作用下復合材料泡沫夾芯板結構抗爆性能分析
空中爆載荷作用下復合材料泡沫夾芯板結構抗爆性能分析
作者：三木先生
1研究背景和意義：
在現代反恐戰爭中，軍用汽車經常會遭遇炸彈、炮彈、手榴彈或航彈等爆炸性武器的襲擊。爆炸是一種非常迅速的能量釋放過程，其發生時爆炸物質能在有限的空間和極短的時間內產生高壓的化學反應，并釋放出大量的能量和熱量沖擊作用到結構上。
隨著反裝甲武器裝備技術的發展，變得越來越精致，威力也越來越大，因此，采用一些新結構或新技術提高軍車的防爆性，減小對士兵的傷害已成為軍用車輛研究的重要組成部分。
“三明治”夾層結構是一種典型的裝甲防護結構，其由不同材料相互組合而成，并通過利用各個組分的性能特點達到整個結構性能最佳。按照所含芯體種類的不同，夾層結構大致可以分為五類：泡沫夾層、蜂窩夾層、波紋板夾層、點陣夾層和混合夾層結構，目前，常用的泡沫材料有開孔金屬泡沫、閉孔金屬泡沫、硬質聚醋泡沫等。與聚酷泡沫相比，金屬泡沫的剛度更高，使用溫度范圍更廣，并且具有較強的抗有機溶劑能力，因此受到人們的廣泛關注。
本文釆用適合求解爆炸、沖擊等強非線性動力問題的顯式有限元分析軟件LS-DYNA,研究空爆載荷作用下泡沫夾心結構的抗爆性能
2數值模型：
2.1 爆炸載荷仿真
根據爆炸點的位置不同，爆炸可以分為自由空中爆炸、近地面空中爆炸、地表面爆炸三種。本文研究的夾芯板主要考慮應用在軍用裝甲車的底盤上，因此爆炸類型選為地表面爆炸。目前，對爆炸問題的仿真研究多采用流固耦合方法，即ALE算法，但由于爆炸過程比較復雜，而算法需要同時建立空氣和炸藥網格，計算爆炸問題需要花費較長時間，并且占用大量的存儲空間。CONWEP方法一種可以高效計算爆炸荷載的算法，LOAD_BLAST關鍵字將其內嵌于軟件中，用戶可通過設置當量、炸點位置、起爆時間、單位制和爆炸類型直接對殼結構施加爆炸荷載。
展開 哈工大《CS》：具有形狀記憶能力的3D打印連續纖維增強復合波紋夾芯結構的彎曲性能及失效行為研究
夾芯結構是一種層壓復合材料，由于其具有高比剛度和輕量化特點而廣泛應用。
最常見的夾芯結構包括兩層薄薄的外殼和一個由蜂窩狀或聚合物泡沫制成的夾芯，具有低密度和低模量的特點。高厚度的夾芯提供了更高的慣性矩，并提高了夾芯板的彎曲剛度。在另一種類型的夾芯結構中，夾芯是波紋形的，它可以被設計成各種幾何形狀，如三角形、梯形、正弦形和六角形的蜂窩形狀。這些波紋夾芯結構具有優越的減震能力和抗彎曲性能，應用于航空航天和海洋工程的綜合防護系統。已有報告對金屬波紋夾芯結構的彎曲性能進行了理論、實驗和數值研究。Seong等人從理論和實驗上研究了金屬波紋夾芯板的準各向同性彎曲行為。Valdevit等人通過實驗測量和數值計算，研究了波紋夾芯鋼板的橫向和縱向彎曲性能。
當面板和波紋夾芯都是由纖維增強復合材料(FRCs)制成時，波紋夾芯結構對結構應用可能更具吸引力。由于FRC波紋夾芯結構不僅比金屬波紋夾芯結構進一步減輕了重量，而且復合材料的可調力學性能更為波紋夾芯結構提供了更大的設計靈活性。然而，
熱壓成型、纏繞、拉擠、真空輔助成型等復合波紋夾芯結構的傳統制造工藝需要高壓釜或復雜的剛性模具，從而阻礙了復合波紋夾芯結構的廣泛應用。
展開 Digimat復合材料建模平臺與Abaqus的聯合使用
這一模塊基于單胞理論，即將復合材料劃分至最小單元，分別定義基體、增強體等材料的結構性能以及增強體含量，結合相關材料模型（如Drucker-prager模型等）計算復合材料機械性能等。
2.DIGIMAT-FE
DIGIMAT-FE是通過代表性單元體（RVE）法準確地預測復合材料的局部或整體非線性行為?；诖四K，可以創建復雜的材料3D微觀尺度模型，并賦予結構性能以及相關載荷，結合商用有限元軟件ABAQUS等可精確實現基于細觀層次的復合材料及其各組分在外界載荷下的相應歷程。
3.DIGIMAT-MX
DIGIMAT-MX是為材料供應商和終端用戶之間提供DIGIMAT材料模型的準備、存儲、提取和安全交換。用戶可以充分利用此模型查詢材料常數，進行逆向工程，即由已知的復合材料模型反求基體或者是增強體的性能。
4.DIGIMAT TO CAE
DIGIMAT TO CAE是通過非線性多尺度模擬手段精確地預測復合材料結構的性能。此模塊為滿足客戶多樣化的需求，可實現有限元軟件與DIGIMAT的無縫銜接，使結果更為精確。
5.DIGIMAT-MAP
DIGIMAT-MAP為模流分析和結構分析提供高效的映射功能，實現不同網格數據信息的交互?；诖四K，用戶可以精確地將模流分析結果（如纖維取向、溫度等信息）傳遞到通用有限元模型中，提高有限元分析準確性。
6.DIGIMAT-MICROSS
DIGIMAT-MICROSS通過微機械材料模型，快速而高效地實現蜂窩夾芯結構的設計。此模塊專為蜂窩結構而設計，可以滿足風機葉片、機翼等夾芯結構的快速設計。
展開 【當期目錄】《材料工程》2021年3期目錄（形狀記憶合金專欄）
關鍵詞 ： 蒙脫土/Fe3O4/腐殖酸復合材料, U(Ⅵ), 吸附劑, 吸附, 還原, 絡合
梯度鋁蜂窩夾芯板的力學行為
喬及森, 孔海勇, 苗紅麗, 李明
2021, 49 (3): 167-174.
DOI: 10.11868/j.issn.1001-4381.2019.001150
摘要：
梯度分層鋁合金蜂窩板是一種有效的吸能結構，本工作在梯度鋁蜂窩結構的基礎上根據梯度率的概念，通過改變蜂窩芯層的胞壁長度，設計了4種質量相同、梯度率不同的鋁蜂窩夾芯結構。通過準靜態壓縮實驗，并結合非線性有限元模擬準靜態及沖擊態下梯度鋁蜂窩夾芯結構的變形情況及其力學性能，分析對比了相同質量下梯度鋁蜂窩夾芯結構在準靜態下的變形模式以及沖擊載荷下分層均質蜂窩結構和不同梯度率的分層梯度蜂窩結構的動態響應和能量吸收特性。結果表明：在準靜態壓縮過程中，鋁蜂窩梯度夾芯板的變形具有明顯的局部化特征，蜂窩芯的變形為低密度優先變形直至密實，層級之間的密實化應變差隨芯層密度的增大而逐漸減?。辉诟咚贈_擊下，梯度蜂窩板并非嚴格按照準靜態過程中逐級變形直至密實，而是在錘頭沖擊慣性及芯層密度的相互作用下整體發生的線彈性變形、彈性屈曲、塑性坍塌及密實化；另外，在本工作所設計的梯度率中，當梯度率為γ1=0.0276時，梯度蜂窩夾芯板的吸能性達到最好，相較于同等質量下的均質蜂窩夾芯板，能量吸收提高了10.63%。
展開 【當期目錄】《材料工程》2021年3期目錄（形狀記憶合金專欄））
關鍵詞 ： 蒙脫土/Fe3O4/腐殖酸復合材料, U(Ⅵ), 吸附劑, 吸附, 還原, 絡合
梯度鋁蜂窩夾芯板的力學行為
喬及森, 孔海勇, 苗紅麗, 李明
2021, 49 (3): 167-174.
DOI: 10.11868/j.issn.1001-4381.2019.001150
摘要：
梯度分層鋁合金蜂窩板是一種有效的吸能結構，本工作在梯度鋁蜂窩結構的基礎上根據梯度率的概念，通過改變蜂窩芯層的胞壁長度，設計了4種質量相同、梯度率不同的鋁蜂窩夾芯結構。通過準靜態壓縮實驗，并結合非線性有限元模擬準靜態及沖擊態下梯度鋁蜂窩夾芯結構的變形情況及其力學性能，分析對比了相同質量下梯度鋁蜂窩夾芯結構在準靜態下的變形模式以及沖擊載荷下分層均質蜂窩結構和不同梯度率的分層梯度蜂窩結構的動態響應和能量吸收特性。結果表明：在準靜態壓縮過程中，鋁蜂窩梯度夾芯板的變形具有明顯的局部化特征，蜂窩芯的變形為低密度優先變形直至密實，層級之間的密實化應變差隨芯層密度的增大而逐漸減??；在高速沖擊下，梯度蜂窩板并非嚴格按照準靜態過程中逐級變形直至密實，而是在錘頭沖擊慣性及芯層密度的相互作用下整體發生的線彈性變形、彈性屈曲、塑性坍塌及密實化；另外，在本工作所設計的梯度率中，當梯度率為γ1=0.0276時，梯度蜂窩夾芯板的吸能性達到最好，相較于同等質量下的均質蜂窩夾芯板，能量吸收提高了10.63%。
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豐田86跑車采用納米纖維素制零部件 車體減重40%
該前車蓋具三層結構，發泡聚氨酯層（核心材料）夾在內層和外層之間。發泡聚氨酯層的厚度約為10mm，而內層和外層厚度分別為1mm（總厚度約為12mm），纖維素納米纖維就主要用于內層和外層。最新研發的目的就是將部件成形時間從大約30分鐘縮短至不到10分鐘。
另一方面，基于纖維素納米纖維制造的行李箱蓋使用由纖維素納米纖維制成的蜂窩紙作為核心材料，夾在纖維素納米纖維板之間，此類結構稱為“纖維素納米纖維蜂窩夾芯板”。所有行李箱蓋部件僅由纖維素納米纖維制成，其質量僅為約0.7千克。具纖維素納米纖維蜂窩夾芯板結構的行李箱蓋通過增加厚度，提升了剛性。此外，因具空氣層，該行李箱蓋還具有獨特的隔音和隔熱性能。豐田目前正在提升其防水性能，因為不防水也是行李箱蓋的問題之一。
來源：蓋世汽車
展開 【妙趣力學|張華】從蜻蜓翅痣談飛機機翼顫振及其抑制
【妙趣力學|張華】從蜻蜓翅痣談飛機機翼顫振及其抑制
由于隨速度增加氣動激振力比氣動減振力增加得更快，一旦速度達到或超過某臨界值就會發生顫振甚至造成結構破壞。圖6(b)將彎曲和舵面偏轉與飛行距離結合顯示了其臨界顫振過程。
顯然舵面重心位于轉軸之后由慣性力產生的舵面偏轉及氣動激振力是造成彎曲/舵面偏轉顫振的關鍵原因。采用舵面重心配平、提高操縱系統剛度、消除操縱系統中的間隙等措施都有助于提高彎曲/舵面偏轉顫振臨界速度。在舵面上加配重通常有分散式配重和集中式配重兩種方法，參見圖7 所示[3]。
(a). 分散式 (b).集中式
圖7.兩種舵面配重形式(1.舵面,2.配重,3.翼面）
分散式配重的優點是舵面偏轉時對機翼形狀影響不明顯，但由于配重距離轉軸較近使得配重可能偏重，圖8是一種舵面分散式配重的結構。在舵面轉軸后方采用輕質的蜂窩夾芯結構可以減小配重質量。采用集中式配重可使配重安排在距轉軸較遠的操縱面前緣處，從而可減小配重質量，但其缺點是舵面偏轉時會影響局部外形。圖9是方向舵采用集中式配重的波音737-800飛機，圖10是方向舵集中式配重的放大圖。
圖8. 一種舵面分散式配重結構
圖9. 波音737-800飛機方向舵采用了集中式配重
圖10. 方向舵集中式配重放大圖
一些飛機的操縱面轉軸(鉸鏈)適當后移，為在操縱面前緣布置分散式配重提供了條件，同時對操縱面前緣外形進行修形，避免偏轉時產生過大的擾動，參見圖11所示。
圖11. 舵面轉軸（鉸鏈）適當后移的飛機尾翼
此外，現代飛機上為抑制彎曲/舵面偏轉顫振提前發生，還可采用人工阻尼器、顫振主動控制等先進技術。
5. 結束語
蜻蜓翅痣是經過長期進化后形成的一種質量平衡裝置，為蜻蜓平穩飛行、防止出現顫振提供了重要條件。機翼存在兩種典型的顫振：彎曲/扭轉顫振和彎曲/舵面偏轉顫振。
展開 太陽能賽車的復合材料優化：利用 Altair OptiStruct 最小化車身和底盤重量
兩部分都 完全采用碳纖維-蜂窩夾芯的三明治結構，這樣的結構擁有極高的強度-重量比。
碳纖維車身的最終產品要足夠堅固以應對所有的載荷工況，同時重量盡可能達到最輕。作為整車的骨干結構，底盤有著最復雜的載荷工況；它需要負載重物，如車手和電池，還要承受所有從地面沿懸掛系統傳來的加速度沖擊。為了滿足這 些要求，Infinium賽車的底盤由許多碳纖維-夾芯三明治結構的加強筋組成。這些加強筋采用許多片單向的碳纖維以加強懸掛周圍的危險區域以及其它硬點。
一些零件采用了過度設計以保證強度的要求，而且這些零件都必須與結構粘合劑以及碳纖維材料恰當相連，這樣就增加了更多的重量。最初的Infinium賽車碳纖維車身設計沒有經過優化，上下兩部分各重41kg，車手重80kg，電池重超過 73kg，整個賽車配置超過318kg。
“OptiStruct幫助我們實現了Quantum太陽能賽車的創新輕量化設計?！?/span>
展開 布里斯托大學力學頂刊：復合材料點陣結構綜述【收藏版】
雖然這種方法可以適用于以大約90°相交并且具有大部分雙對稱輪廓的筋，但是對于不具有雙對稱相交的不等軸格柵結構，筋的加寬仍然會導致厚度和纖維橋接的增加。
第二種方法是保持尺寸不變，但通過改變樹脂含量來進行補償。這種方法導致加強筋中的高樹脂含量和交叉處的高纖維含量。這種方法的主要缺點是加強筋的機械性能隨之降低。
第三種方法是去除材料。這種方法不可避免地導致交叉點處的纖維不連續。德國航天中心的研究人員利用自動鋪帶的切割能力實現了這一點。在鋪放過程中交替切割層，以產生具有恒定厚度、寬度和樹脂含量的配置(參見下圖右)。這種方法的明顯缺點是纖維的不連續性導致交叉部分的載荷傳遞效率低。
4 復合材料點陣夾芯結構
復合材料點陣夾芯結構是目前有潛力替代傳統蜂窩或泡沫夾芯結構的一種新型輕質結構，與復合材料點陣梁結構類似，復合材料點陣夾芯結構也能夠在較小的質量損失情況下將材料移動到遠離中性軸的位置，因此與傳統芯材相比，其結構效率更高。
前面展示的格柵加筋結屬于2D點陣夾芯結構，更為廣泛的是3D空間點陣夾芯結構。
4.1 單組分點陣夾層結構
在單組分點陣夾層結構系列中，根據內部構件的制造方式，可以分為四類:
嵌鎖/縫合點陣夾芯
軋制預浸材料支柱
共固化波紋點陣夾芯
泡沫芯模編織網夾芯
（1）嵌鎖/縫合點陣夾芯
下圖所示是一種“交織碳纖維增強點陣結構”。上下兩個層壓板上鉆有成排的孔。浸膠的纖維束通過面板中的孔縫合，布置成在八面體立方晶胞，然后形成3D點陣芯材。
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