贴敷宏纤维复合材料片的飞机壁板振动响应预测

传统的有限元模型存在计算成本高、黑箱操作多、缺乏自主知识产权等问题。采用解析法研究基础谐波激励下贴敷宏纤维复合材料(MFC)片的飞机壁板振动响应的预测问题;基于经典层合板理论、机电耦合本构方程和能量法,建立基础谐波激励下MFC-壁板的解析模型;利用速度反馈法和模态叠加原理,实现对该激励条件下结构系统在主动控制前后振动响应的求解;结合文献和组建的振动测试系统获得的实验数据,对该解析模型及其预测结果进行详细验证。结果表明:相较于文献结果,模型等固有频率计算偏差最大不超过2%,模型预测获得的前两阶共振响应的最大误差不超过8.6%,均在误差允许的范围内。

碳纤维树脂基复合材料回转体的网格结构优化研究

针对复杂回转体的网格结构参数进行优化,以最大载荷质量比为优化目标,筋条几何参数及数量为设计变量,ABAQUS有限元屈曲分析为手段,确定模型结构承载效率的评价指标,进行单因素分析。其中,纵筋数量、纵筋宽度、筋条高度3种因素对模型承载效率影响较为显著。环筋数量与环筋宽度对模型承载效率的影响显著性较低,并结合实际制造条件分析得出用于正交试验的因素范围。利用数理上的正交性原理设计了L_(16)(4^(5))正交表与适用于复杂网格结构的正交试验方案。通过数值模拟,得到16组试验结果,并对试验结果进行极差分析。发现各因素对目标值影响程度的排序均为:纵筋宽度>筋条高度>纵筋数量>环筋数量>环筋宽度,并得出最优参数组合。最后对最优参数组合进行试验验证,找出使用最优参数组合的回转体所能承受最大载荷的理论值与实际值之间的差异,并分析差异出现的原因。

电动飞机蒙皮结构的冲击损伤试验与优化设计

飞机蒙皮结构常受到冰雹、维修碰撞等低能冲击,机身结构易出现损伤,引发飞机性能减退。为了提高蒙皮结构的抗冲击性能,结合Hashin失效准则建立了一种复合材料泡沫夹层结构低速冲击有限元等效模型,并利用超声C扫描对冲击后的复合材料泡沫夹层进行无损检测,试验结果表明,与无损检测结果相比较,模拟结果的误差低于10%,证明了该冲击等效模型的合理性。最后利用该有限元等效模型对某型电动飞机机身复合材料泡沫夹层蒙皮结构进行优化设计,以提高抗冲击能力、减小吸收的破坏能量、降低结构损伤程度为目标,在相同铺层数量下,得到了最优的复合材料泡沫夹层结构铺层设计方案。

沉头螺接复合材料接头失效预测强度包线法

多钉连接复合材料接头设计分析中,常用强度包线来预测其强度与失效模式。目前所使用的强度包线法只适用于凸头螺接结构,无法应用于沉头螺接结构。该文建立了带衬套沉头螺接复合材料接头有限元模型,对3钉连接结构进行了拉伸性能分析,并通过试验结果验证了模型的有效性,然后用该模型对衬套的作用进行了研究。在此基础上,提出了适用于沉头螺栓复合材料连接结构强度和失效模式预测的强度包线法。结果表明:使用衬套比仅采用螺杆过盈装配能够明显减慢孔边损伤扩展速率,避免接头各钉载的比例在拉伸过程中剧烈变化;引入衬套能提高接头的承载能力和刚度,其2%偏移载荷、极限载荷和刚度比不带衬套接头分别提高了14.08%、5.21%和6.04%。通过计算少量单钉螺接接头的损伤情况,便可以绘制出相应参数多钉连接结构的新型强度包线。利用新型强度包线,能准确预测沉头和凸头螺接接头的强度和失效模式。

大展弦比混杂纤维复合材料机翼的强度及失效分析

以大展弦比机翼为研究对象,基于经典层合板理论和Tsai-Wu失效准则,考虑几何非线性效应,用流固耦合数值模拟方法,重点研究碳/玻纤维混杂比、铺层相对位置、铺层角度对机翼强度及失效特性的影响。研究表明:碳/玻纤维混杂比=8∶2为最佳纤维混杂比,机翼可兼顾高强度、低成本;玻璃纤维铺设在蒙皮对称中面位置时,机翼的强度及安全性更高,玻璃纤维铺设位置的变化不会对机翼的弹性变形产生显著影响;在不同混杂比下,以±45°铺层角度铺设的机翼整体力学性能更稳定,失效概率更低。

基于分布式光纤传感与U-Net网络的复合材料分层损伤定量识别方法

结构健康监测(SHM)是确保飞行器复合材料结构安全性和完整性的重要手段。基于背向瑞利散射的分布式光纤传感器可以通过测量高密度的应变分布为复合材料损伤监测提供数据支持。然而,结构应变分布特征和损伤的映射关系较为复杂,无法直接根据应变分布准确判定损伤的定量信息。另外,分布式光纤传感器数据量大,通过人为分析应变数据识别损伤较为耗时且准确性偏低。为了应对这一挑战,提出了一种基于分布式光纤传感数据与U-Net神经网络的智能损伤识别方法,旨在自动精确识别复合材料中常见的分层损伤。首先,通过有限元仿真构建U-Net神经网络的训练集与验证集;随后进行含分层损伤复合材料板的悬臂加载试验,通过分布式光纤传感器采集结构应变分布数据作为测试集。损伤识别结果表明,U-Net神经网络可以对分层损伤的位置、尺寸与形状进行较为精确的定量识别。

基于深度学习的复合材料开孔板拉伸失效行为预测

为研究复合材料开孔板在拉伸载荷下的失效行为,基于开孔板的拉伸试验建立了高精度的有限元仿真模型,并批量生成了拉伸载荷-位移曲线的数据集。提出了一种双长短时记忆(Long short-term memory,LSTM)神经网络模型用于预测载荷-位移曲线,其中第1个LSTM模型进行输入特征的提取,第2个LSTM模型直接给出载荷-位移曲线的预测。结果表明:这一模型能够高效、准确地预测开孔板的拉伸载荷-位移曲线,在测试集上的决定系数R2可以达到0.9755,关键特征如初始刚度E0的预测误差仅为1.85%,极限载荷Fmax的预测误差仅为2.16%。

基于变刚度复合材料的热颤振等效模型设计方法

针对热颤振风洞试验面临的有效风洞时间短、结构难以达到热平衡的问题,提出一种基于变刚度复合材料的试验模型热模态等效动力学模型的设计方法,为解决制作复杂热颤振风洞试验模型提供一种技术途径。该方法充分利用变刚度复合材料的局部刚度可设计性强的特性,并结合NSGA-Ⅱ遗传优化算法来进行模型设计,以等效复合材料翼板模型与目标模型的固有特性的误差最小为优化目标,对等效复合材料翼板模型进行了纤维角度的优化设计。研究结果表明,两种模型的固有频率、固有振型以及颤振分析结果吻合较好,从而验证了等效模型设计方法的可行性。

破片群作用下复合材料结构损伤特性及抢修需求分析

对战斗部破片群作用下复合材料结构损伤规律进行了试验研究。以实际飞机复合材料部件为研究对象,开展了层压板、层压板加筋结构的战斗部地面静爆试验,采用无损检测方法对复合材料在高速冲击下的真实损伤情况进行了检测分析。检测结果表明,遭受单个破片高速冲击的层压板结构的主要损伤形式为破孔+周边分层+表面纤维撕裂,破孔尺寸与弹片尺寸相当,周边分层扩展面积约为破孔面积的1.13~5.00倍。最后,结合修理需求和强度分析结果,提出了修复建议。同样的冲击条件下,层压板结构剩余强度下降比加筋壁板结构的更明显,但从服役的角度看,可能会出现加筋壁板结构剩余承载能力低于极限强度,而层压板结构可采取不修或简单贴补等恢复结构完整性后继续使用的现象。

M型皱褶芯材夹层板隔声性能研究

作为先进复合材料夹层结构,皱褶芯材构型多样,先前研究大多围绕V型皱褶芯材展开,鲜有对其他构型的隔声性能研究。建立垂直入射声压激励下的四边简支M型皱褶芯材夹层板数值模型,基于有限元软件对其隔声性能进行数值仿真,并将理论预测的蜂窝夹层板隔声曲线与仿真结果进行对比;基于仿真模型,研究M型皱褶芯材夹层板结构的隔声性能,讨论皱褶芯材胞元几何参数对隔声性能的定性影响规律;研究双层芯材的M型皱褶芯材夹层板上下两层芯材的相对铺设错位、铺设角度对隔声性能的影响。结果表明:上下两层芯材在胞元Z形线步长方向错位叠放时隔声效果提高,且优于同面密度的单层皱褶芯材夹层板;在上下两层芯材相对铺设角度变化时,上下层芯材轴线垂直铺设时计权隔声量最大。

受剪复合材料层压板开口补强稳定性分析

复合材料以其比强度高、比模量大、抗疲劳性能好等优点在直升机承力结构中得到大量应用。为满足设计使用要求,如检查维修、设备管线安装等,在直升机蒙皮、框梁腹板等复合材料承力结构中不可避免地需要开口。蒙皮、框梁腹板主要传递剪切载荷,在剪切载荷作用下容易发生失稳,降低结构的承载能力.

柔性薄膜复合形状记忆合金弹簧驱动器

针对形状记忆合金(shape memory alloy,简称SMA)材料在使用过程中因其较低的响应频率而很难应用于高频率场所问题,在聚偏氟乙烯(polyvinylidene fluoride,简称PVDF)薄膜中引入锆酸铅钡(Pb_(0.8)Ba_(0.2)ZrO_(3),简称PBZ)纳米陶瓷纤维制备柔性薄膜,并与NiTi合金弹簧复合制得PBZ/PVDF@SMA复合驱动器,通过薄膜的电卡效应加热及冷却SMA丝,与传统电流加热及自然冷却方式进行了对比。结果表明,缩短了SMA丝循环周期,提高了其响应频率,有利于扩大SMA的适用场所。

考虑Ⅲ型断裂的复合材料加筋壁板界面损伤扩展

复合材料加筋壁板筋条-蒙皮界面损伤研究中Ⅲ型断裂能的作用往往被忽略,本文结合物理试验和数值方法对复合材料开剖面工形加筋壁板和闭剖面Ω形加筋壁板开展了后屈曲筋条-蒙皮界面损伤扩展研究。利用考虑法向压缩抑制界面剪切失效机制的新形界面损伤起始准则和考虑Ⅲ型断裂的Reeder界面损伤扩展准则对两种构形加筋壁板后屈曲历程进行数值模拟分析,对比两种构形壁板的屈曲模式、破坏形式以及筋条-蒙皮界面损伤扩展时的各形能量释放率的分布情况。得出闭剖面Ω形加筋壁板筋条-蒙皮界面主要在面外剥离力的作用下损伤扩展,I型断裂能在界面的损伤起始和扩展中起主要作用;开剖面工形加筋壁板界面主要在剪力的作用下损伤扩展,Ⅲ型断裂能在损伤横向扩展中起主导作用。上述研究阐述了各形断裂能在复合材料加筋壁板界面损伤扩展过程中的作用机理,为复合材料加筋壁板后屈曲数值模拟分析方法研究奠定基础。

复杂载荷下复合材料螺栓连接预紧力松弛试验研究

本研究基于疲劳试验机,自主设计了复杂载荷螺栓松动试验装置。在不同的试验参数下开展了复杂载荷作用下螺栓连接结构松弛行为试验,系统地研究振动幅值、载荷类型对复杂载荷下螺栓连接结构松弛行为的影响。通过获取螺栓连接的实时残余夹紧力和螺栓螺母相对旋转角度,并结合光学显微镜分析复合材料板表面损伤形貌,进一步揭示复合材料螺栓连接松动机理。主要结论如下:当载荷幅值越大,螺栓连接残余夹紧力下降的值越大,连接结构越容易发生松弛行为;轴向幅值增大会导致复合材料板孔周位置损伤加重,横向幅值增大则会导致复合材料板板面磨损加重;复杂载荷的载荷类型对连接结构松弛行为会产生明显影响,与静拉伸载荷相比,振动载荷对螺栓连接残余夹紧力的影响更大。

缝合复合材料T型加强板强度仿真研究

为提高复合材料筋条与蒙皮的连接界面强度,局部缝合技术是一种有效的方法。分别对无损伤缝合加筋板和含冲击损伤缝合加筋板采用内聚力模型模拟界面层、粘接元模拟缝合进行有限元建模(FEM)计算分析,并与轴压试验结果进行对比。两组试验结果与有限元计算分析结果偏差均不大于8.5%,表明采用有限元模拟界面层和缝线的方法是可行的;试验结果和有限元计算结果显示,当蒙皮与筋条尚未发生剥离的情况下,缝合对复合材料加筋板的压缩承载能力影响不显著。

T800复合材料层压板损伤引入技术研究

本文针对国产T800级碳纤维增强复合材料开展多次低速冲击损伤与准静态压痕损伤及最终剩余强度对比研究,以提出一种高效的复合材料损伤引入方式。首先开展多次冲击及静压痕损伤引入试验,在达到目标凹坑深度时,通过目视观测及超声C扫分析不同损伤引入方式产生损伤的机理及损伤模式;其次,对达到目标凹坑深度的试验件进行压缩剩余强度测试,分析不同损伤引入方式、不同凹坑深度、不同损伤面积与剩余强度之间的关系;通过DIC(Digital Image Correlation)、声发射系统监测对剩余强度试验过程进行监测,确定不同损伤引入方式的试验件在压缩中的损伤演化过程及机理。通过以上研究,最终确定一种高效的损伤引入方式。

复合材料层压板结构铺层设计的三级优化方法

针对复合材料层压板结构的铺层设计,提出了一种三级优化方法。第一级,进行结构区域划分并建立初始层压板,通过刚度简化消除初始铺层顺序对优化设计的影响,以强度、刚度、稳定性等约束下重量最小为目标,优化各区域的铺层厚度。第二级,为满足相邻区域铺层连续的工艺要求,采用共享铺层组进行铺层整合,并优化各铺层组内的铺层顺序,进一步增大结构刚度。第三级,优化确定所有共享铺层组中每个单一铺层的保留或去除,在强度、刚度、稳定性等约束下,得到结构最优重量。算例表明,本文所提铺层设计的三级优化方法具有一定的有效性,且对复合材料机翼这样的复杂结构具有良好的适用性。

螺栓连接CFRP在低温环境下的力学性能

复合材料不仅具有密度低、刚性高、强度高、尺寸稳定、耐腐蚀性好、电磁屏蔽性强等优势,还具有轻量化和低成本作用,大大减少了油耗和排放,被广泛应用于军事及民用工业的各个领域,在航空航天领域中所做出的贡献尤为突出。碳纤维复合材料(Carbon Fiber Reinforced Polymer/Plastic,简称CFRP)作为复合材料在航空航天领域应用中最常用的一种材料,使用场景多样化。在航天领域中,CFRP主要应用于结构部件、耐环境防护系统及运载载荷支架系统等。

某型飞机复合材料结构损伤分布规律

针对飞机复合材料结构的损伤和修理问题,对某型固定翼飞机机翼、机身等部位的复合材料结构应用和损伤情况进行统计,复合材料在该型飞机的主要应用形式主要有实心整体壁板和夹芯层合板2种,建立随时间变化的结构损伤分布模型,利用统计方法对损伤分布进行拟合和检验。结果表明:结构损伤的数量比例分别为蒙皮分层占75%、长桁分层约占20%、长桁脱黏约占4%;对数正态分布、Weibull分布、Γ分布均可以拟合这3种类型损伤的几何参数分布,其中对数正态分布模型的拟合效果最好;单架飞机的损伤几何参数分布规律不随时间变化,同型号飞机之间的损伤几何参数分布规律也高度相似,可采用统一的函数形式描述。

复合材料长桁刚度与壁板胶接强度研究

由于结构设计要求和设计限制条件,加筋壁板的长桁常在翼肋或机身框、机翼与机身的开口等部位被终止。在拉伸载荷作用下,结构刚度突变及传载路径偏移导致长桁末端产生应力集中,易引起长桁与壁板之间脱胶分层。该文通过试验与数值仿真相结合的方法研究复合材料长桁末端脱粘破坏过程:使用拉伸试验机对试验件施加轴向拉伸载荷,并在关键研究部位粘贴应变片提取应变值,记录加载过程中脱粘破坏的起始与扩展过程;基于ABAQUS软件建立有限元模型,采用Cohesive界面单元模拟胶接作用,引入相应的损伤判据与材料退化准则模拟复合材料损伤及脱粘破坏。将试验数据与数值计算结果进行对比,结果表明:有限元仿真可以准确模拟复合材料长桁末端脱粘破坏过程,长桁末端胶接强度随长桁刚度增加而降低。通过改变长桁刚度设计,确定加筋壁板长桁末端最佳刚度比为0.15~0.2。