干法/湿法挖补修理层合板力学性能的对比研究

挖补修理是一种常用的受损复合材料结构修复方法,主要可分为干法(预固化补片)修理和湿法(湿铺贴)修理。通过开展静力拉伸实验,研究了不同损伤尺寸的预固化补片挖补修理和湿铺贴挖补修理层合板的极限强度、破坏模式以及补片脱粘情况,实验结果表明采用预固化补片修理的结构其强度恢复率更高,补片提前脱粘概率更低,修理效果更好。在力学实验的基础上,通过有限元计算准确预测了挖补修理层合板的极限强度、应力应变分布和损伤演化过程,计算结果表明预固化补片修理结构的胶层应力分布更加均匀,应力水平和应力集中程度更低,出现界面失效和胶层内聚失效的载荷也更高。

复合材料层板低速冲击损伤有限元模拟

利用三维动态有限元模拟计算复合材料层板的低速冲击损伤的过程．采用了基体开裂判据和分层扩展判据，分类考虑不同的损伤形式．通过修正损伤铺层材料的常数来模拟层板损伤所造成的局部刚度下降对冲击过程的影响，讨论了接触定律在冲击损伤问题中的适用性，并结合实验结果给出适于严重冲击损伤层板的卸载定理．模拟计算结果得到的低速冲击后各界面的分层损伤面积与实验结果吻合较好．

含缺陷的复合材料层合板低速冲击过程的有限元模拟

用自编的动态有限元分析程序APIC对含缺陷的复合材料层合板的冲击损伤问题进行了模拟计算。该程序采用三维20节点超单元分析了复合材料层合板内的应力分布,通过修正后的C.T.Sun的接触定律建立了冲击物和层合板的运动状态与冲击接触力之间的关系,采用Wilson-θ法求解层合板和冲击物的运动微分方程。在处理层间分层缺陷问题时,采用拉格朗日乘子法使预制分层缺陷界面上满足不可互相贯穿条件。对本文中的计算结果和试验结果进行比较表明:模拟计算结果与试验结果有良好的一致性。相对于无缺陷层合板,含预制分层缺陷的复合材料层合板在分层部位遭受冲击时,分层缺陷对冲击损伤扩展有一定的抑制作用。

强化参数及其标准差对元件疲劳寿命影响的研究

提出了一种处理钉孔挤压强化或干涉配合强化后元件疲劳寿命的可靠性分析方法。它可以由几组不同挤压量（干涉量）的元件疲劳寿命推算出元件在任意挤压量（干涉量）及公差要求情况下，其疲劳寿命提高到某一给定值的概率。从而可以分析不同工艺条件下，强化后元件疲劳寿命的分布情况。

复合材料管接头拉扭作用下胶层应力分析

发展了一种复合材料胶接管接头在拉伸和扭转载荷作用下胶层内应力分析模型。该模型利用管接头结构中缠绕法成形的管和套管材料、几何形状和所承受载荷的轴对称性,采用一阶层合板理论分析管壁的应力和变形。通过管接头中管、套管和它们之间胶层的位移协调性确定胶层内的应变和应力,从而建立了管接头结构的平衡方程。本模型计算了缠绕角为54°和26°管接头胶层内剥离应力、轴向剪切应力和切向剪切应力,计算结果与有限元分析结果相吻合。

钉孔挤压或干涉配合强化后元件疲劳寿命的一种可靠性分析方法

本文提出了一种处理钉孔挤压强化或干涉配合强化后元件疲劳寿命的可靠性分析方法．在假设挤压压（干涉量）服从正态分布，以及具有确定强化参数的元件的对数疲劳寿命服从正态分布或疲劳寿命服从威布尔分布的条件下，分别给出了考虑强化参数及其公差影响的强化后元件疲劳寿命的分布函数．从而，可以由几组不同挤压量（干涉量）的元件疲劳寿命推算出元件在任意挤压量（干涉量）及公差要求情况下，其疲劳寿命提高到某一给定值的概率．这种方法具有一定的工程实用价值．

复合材料层合板固化压实过程有限元数值模拟及影响因素分析

根据有效应力准则和达西定律建立了描述复合材料固化压实过程层合板压缩和树脂流动的二维有限元方程,节点自由度为位移和树脂压力,采用向后差分方法直接耦合积分求解以提高收敛速度。数值计算结果表明:随着层合板厚度的增加,厚度压缩率减小,固化压实所需时间增加,树脂在厚度方向的不均匀性逐渐增加。对于厚度较大的层合板,采用提高固化压力和双面吸胶两种工艺对比情况说明,后者可以显著提高压实程度并得到相对均匀的树脂含量分布。

分层缺陷对复合材料结构疲劳寿命影响研究

介绍一种新研制的含缺陷复合材料压缩试验装置 ,并采用压缩疲劳试验方法研究中央分层和边缘分层缺陷对飞机复合材料结构疲劳寿命的影响。研究结果表明 ,试件疲劳破坏的起始位置与预制缺陷位置一致。含分层缺陷复合材料结构的疲劳寿命不仅与缺陷尺寸 ,而且与缺陷位置有关。

复合材料V型构件的固化变形预测及其工装型面设计

利用固化动力学模型对20mm厚度和3mm厚度的ZT7H/5429碳纤维复合材料层合板进行了固化模拟,在固化过程中,20mm厚度平板出现了温度峰值,中心温度与表面温度差不超过6℃,3mm平板温度分布均匀,温度历程与热压罐工艺温度基本一致。利用简化的温度场和等效热膨胀系数对60°和90°拐角的V型基准试件进行了固化变形模拟,并进行了V型基准试件的固化试验。60°和90°拐角试件的固化回弹角的模拟值分别为1.58°和1.18°,试验测得的回弹角的平均值分别为1.59°和1.11°。对V型复合材料蒙皮构件进行了固化变形模拟,并得到了补偿过的工装型面,在该工装上成型的试件与设计形状基本一致。

固化度与固化收缩对非对称复合材料层合板固化变形的影响

采用三维有限元方法研究复合材料非对称层合板在热载荷和固化收缩载荷下的固化变形情况,建立了材料力学特性、固化体积收缩量和温度与固化度之间的函数关系,考察了层合板变形曲率与温度和固化度之间的关系。数值计算结果表明:非对称层合板变形曲率与固化终止时固化度有密切关系;固化变形主要发生在降温阶段;固化收缩对层合板变形曲率影响很小,主要发生在第二个保温平台的前半段。

基于多属性效用理论的飞机设计选材方法

首先介绍目前工程领域提出的基于多属性决策(MADM)理论的选材方法,总结基于该理论选材方法的主要步骤。针对飞机金属结构的选材问题,提出基于多属性效用理论(MAUT)理论的选材方法。结合分析飞机结构设计不同设计准则和要求对机体结构金属材料性能提出的不同要求,提出飞机主要承力构件选材的材料性能评价指标体系和基于MAUT理论选材方法的实施要点。最后以战斗机机翼大梁选材实例说明方法的有效性。

热固性复合材料固化过程中温度场的三维有限元分析

根据热传导和固化动力学理论,采用三维有限元方法,对正交各向异性复合材料层合板固化过程的温度和固化度历程及其变化规律进行数值模拟研究。在有限元分析中节点自由度为温度和固化度,考虑了两者之间的耦合作用。计算结果表明:厚度越大,温度峰值越高,中心点开始固化越晚;不同纤维体积含量层合板在固化初期是同步的;中心点温度超过保温平台(85℃)后,随着环境温度继续升高,纤维体积含量越低,中心点温度峰值越大,出现时间越早。

复合材料低速冲击损伤分析方法

为了研究复合材料层间损伤,建立了一种新型零厚度界面单元模型,可以准确预测复合材料低速冲击与冲击后压缩过程中的分层损伤.模型包括本构关系建立、损伤准则和损伤演化引入,并在大型商用有限元软件ABAQUS用户单元子程序VUEL中实现.层内使用三维实体单元,采用三维Hashin准则作为纤维与基体损伤的判据,并在用户子程序VUSDFLD中实现.将该模型应用于国产碳纤维增强树脂基复合材料(CCF300/5428)低速冲击与冲击后压缩的模拟分析中.结果表明:此方法能够准确预测复合材料低速冲击与冲击后压缩过程中的损伤,为复合材料低速冲击损伤分析提供了一种有效的方法.

复合材料胶接修理层合板拉伸性能及影响参数

胶接修理是效率较高、应用较广的复合材料结构修补技术。对采用不同参数进行挖补和贴补修理的复合材料层合板的拉伸性能进行实验研究。结果表明:挖补修理实验件的强度恢复率约为66%~91%,贴补修理实验件的强度恢复率约为44%~61%。在挖补修理实验件中,减小挖补斜度、采用双面挖补、使用热压罐固化,在贴补修理实验件中,采用双面贴补、增大补片尺寸,均可得到更高的强度恢复率。在实验基础上建立的有限元模型,能够有效预测实验件的失效载荷、破坏模式,并可分析实验件的应力分布和渐进损伤过程,为设计修理方案提供参考。

含矩形边缘分层缺陷层合板的压缩性能

对含矩形边缘分层缺陷层合板的压缩性能进行试验研究和理论分析,考察了层合板厚度(含铺层形式)、分层位置、形状、面积以及环境等因素对压缩强度的影响,并采用分层扩展以及软化夹杂两种模型对含分层层合板的压缩强度进行了计算和破坏机理分析。结果表明:厚板对边缘分层缺陷不敏感,中等厚度和薄层合板比较敏感;缺陷的位置和形状对层合板压缩强度有一定的影响;湿热环境改变了含缺陷板的压缩破坏机理,并对中等厚度板和薄板的压缩强度有明显的影响。两种模型中软化夹杂模型效果较好,可用于工程设计计算。

分层缺陷对复合材料层板压缩性能的影响

基于影像云纹法、表面应变测量、分级加载超声C扫描3种观测手段,对含有不同位置、尺寸、数量预制分层缺陷的复合材料层板进行了压缩试验研究,对试验中产生的子层屈曲、分层扩展、层板失稳等现象进行了细致的观察、对比与联系.结合试验结果,总结了3种不同的分层扩展模式,并基于分层扩展模式分析了子层屈曲、层板失稳等现象的产生机理.结合上述试验现象,通过比较临界失稳应力、最终破坏应力、分层纵向扩展范围等试验结果,系统地分析了分层缺陷对复合材料层板压缩性能的影响.研究结果可为复合材料结构损伤容限设计提供依据.

复合材料层合板机械连接修理拉伸性能

带损伤孔的复合材料层合板拉伸强度会降低约55%,需要对其进行修理以恢复力学性能、满足使用要求。针对带圆形损伤孔的复合材料层合板设计了机械连接修理方案,通过轴向拉伸试验评估其修理效果。根据试验条件建立了有限元模型,分析不同的修理方案对破坏模式、破坏载荷、应力分布、钉载分配等产生的影响。试验及有限元分析（FEA）均表明,修理后的复合材料层合板,其强度恢复率达到55%~60%左右,应力集中部位主要在修理区域最外侧的钉孔旁,最终破坏模式为母板沿修理区域最外侧一排钉孔断裂。使用双面修理、增加螺栓排数、采用金属补片、适当增加补片厚度,可减缓应力集中,改善钉载分配,提高结构强度恢复率。

我国大型客机先进复合材料技术应对策略思考

航空工业发展,尤其新一代大型民用飞机的研制,带动并促进了复合材料技术的飞速发展。先进复合材料在新一代大型民用飞机上的成功应用,为未来民用飞机的发展确立了新的标准和市场准入门槛。欧美先后制订并实施了一系列航空复合材料研究计划促进复合材料技术的发展,并取得成功。国内复合材料技术经过多年发展虽然有一定基础,但在原材料开发、产品设计、制造及质量监控、技术转化等许多方面与国外相比还存在较大差距。在国家确立大型飞机重大研究专项的背景下,为满足我国大型客机研制的需要,大力促进我国复合技术水平快速提升,我们要从发展策略、组织管理、技术研究和产业发展等方面开展工作,实现我国复合材料技术的跨越式发展。

钛合金点阵夹芯结构弯曲性能

通过理论、试验、数值模拟3种方法研究3D打印钛合金金字塔型点阵夹芯结构在两端简支三点弯曲载荷下的响应,试验中通过裂纹观测仪监测加载过程。结果表明:在弯曲载荷下,夹芯结构损伤区域主要在弯矩最大中线处附近;试件首先在上面板出现塑性变形,随着第一层杆件的屈曲,载荷迅速下降。通过扫描电子显微镜(SEM)观测断口形貌,验证面板及杆件均为弯曲变形失效。基于ABAQUS软件,建立结点刚硬点阵夹芯结构有限元模型,对结构的渐进损伤过程进行预测,获得损伤起始位置、损伤扩展、破坏载荷及最终破坏模式等结果,模拟结果与试验结果吻合较好。通过有限元模型分析宽度方向不同单胞列数的影响,结果表明列数越多,边界影响越小,结构承载能力越强。

具有双峰反应特性的高韧性双马来酰亚胺树脂固化动力学和TTT图

以全动态DSC扫描实验为基础,结合半经验的唯象模型获得了基于唯象模型的具有双峰反应特性的高韧性双马来酰亚胺5429树脂的固化动力学参数,建立相应的唯象动力学模型。以5429树脂在180℃条件下,恒温不同时间的DSC实验数据为基础,利用DiBenedetto方程研究等温条件下固化度与加热时间的关系并得到玻璃化转变温度与固化时间的关系表达式,并采用凝胶盘法得到5429树脂不同温度下的凝胶时间,建立了凝胶时的固化度和玻璃化转变温度之间的函数关系,在此基础上绘制了TTT图,从TTT图中得到的5429树脂的最优固化工艺曲线与其标准固化工艺曲线一致。