● 摘要
蜂窝夹层结构具有密度低、比刚度高、比强度高等优良特性，广泛应用于航空航天领域，各类飞行器的方向舵、副翼、阻流板等重要部件均大量使用蜂窝夹层结构，这类结构采用一端固支的约束形式，面板表面承受气动压力，可统一归类为悬臂式蜂窝夹层结构，该结构的破坏将对飞行器造成致命性伤害，故掌握悬臂式蜂窝夹层结构的力学性能具有重要的工程意义。
悬臂式蜂窝夹层结构的最大受力处位于悬臂根部，其应力常超过母材的屈服极限而导致塑性变形，且面板和蜂窝芯均属薄壁结构，在压力作用下易发生失稳。当前工程中一般采用基于线弹性理论的等效法对蜂窝夹层结构的力学性能进行分析，通常不考虑尺度效应、芯层方向性、边界失效等问题，对于悬臂式蜂窝夹层结构的力学性能分析存在很多不足。对于等效法的不足，建立反映结构真实形状的三维有限元模型是一个良好的解决方法，本文对蜂窝夹层结构的自动有限元建模方法做了改进，完善了有限元网格自动生成代码，并以此为基础建立反映结构真实形状的三维有限元模型，对悬臂式蜂窝夹层结构的基本力学性能、稳定性及力学试验方法等方面进行了研究。
基本力学性能方面的研究表明尺度效应的影响是不可忽视的，小尺度下的结构由于不满足均匀性、完整性和变形模式等假设而表现为明显的各向异性，此时工程上使用的等效模型误差很大，结构随尺度增大逐渐表现为伪各向同性，但大尺度下，等效模型两个主方向上仍存在一定的误差，本文讨论了工程常用的三种等效模型——三明治模型、蜂窝板模型和等效板模型的适用范围，三明治模型准确度最高，蜂窝板模型次之，等效板模型误差最大。
本文对悬臂式蜂窝夹层结构的失稳进行了研究，结果表明在不考虑缺陷等因素影响的情况下，悬臂式蜂窝夹层结构的失稳仅发生于近固支端的高应力区，且失稳是渐进式发生的，失稳的根源在于蜂窝胞壁的塑性变形，是一种局部失稳，但宏观上表现为整个结构在近固支端发生大尺度弯折。蜂窝的双厚度胞壁对结构的稳定性起重要作用，故应将蜂窝方向设置为双厚度胞壁垂直于固支边以提高结构稳定性，另外，虽然失稳发生于固支端，但固支端的边界切割位置却对稳定性影响很小。除了芯层方向，悬臂式蜂窝夹层结构的失稳还受很多其它因素的影响，本文讨论了面板及蜂窝胞壁厚度、蜂窝胞壁高度、面板及芯层材料的影响，这几个因素不仅影响结构的临界载荷，也影响失稳发生的位置。
针对悬臂式蜂窝夹层结构的失稳发生于近固支端的特点，本文讨论了根部泡沫填充对结构稳定性的作用。通过数值模拟发现，根部泡沫填充可明显提高结构临界载荷，且对局部屈曲有很好的抑制效果，经泡沫填充后的蜂格不再发生屈曲。
当前没有针对于悬臂式蜂窝夹层结构的试验标准，为得到适用于悬臂式蜂窝夹层结构的试验方案，本文对传统的三点弯、四点弯试验和悬臂式试验进行了数值模拟，计算结果表明，三点弯试验中试件的承力-变形规律及失效部位与悬臂式试验有很大差别，四点弯试验的承力-变形规律虽然与悬臂式试验有相似之处，但试件受力方向不同，故对于悬臂式蜂窝夹层结构，本文设计了专用的悬臂式试验方案。
本文最后总结了各项研究成果，给出了蜂窝夹层方向舵的有限元分析准则，包括计算单元的选取、网格划分、模型处理和有限元计算方法等内容，为此类构件的工程分析提供了依据，具有一定的实际意义。