挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理

针对单侧面板挖补、单侧面板加芯子挖补、双侧面板加芯子挖补3种修理方式,采用一维阶梯挖补模型代替三维模型研究挖补修理平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效机理。建立能够模拟蜂窝壁损伤演化的有限元模型,利用内聚力模型模拟胶层损伤。试验和仿真结果表明,完好件和各种挖补方式试验件的破坏模式均为向非修补面板内凹的屈曲变形;各种挖补方式的侧压强度恢复率均在75%以上,大小排序为:单侧面板挖补、双侧面板加芯子挖补、单侧面板加芯子挖补;完好件和各种挖补方式试验件均未出现面板损伤,均出现蜂窝壁横向损伤和剪切损伤,且横向损伤均先出现,均在与发生大变形的蜂窝芯格相连的胶层处出现应力集中;蜂窝壁纵向损伤仅出现在单侧面板挖补件上,胶层损伤只出现在双侧面板加芯子挖补件上;芯子蜂窝壁损伤均发生在靠近替芯的母体芯材上。

确定雷达罩设计许用值的方法研究

按照CCAR25.613条款"材料与结构许用值"的要求,民用飞机雷达罩需进行许用值设计。本文通过研究确定了进行雷达罩玻璃纤维复合材料设计许用值试验的试验项目、试验采用的标准、试验环境、试验件数量以及试验数据的处理方法等,并将采用ASTM标准测试得到的许用值试验数据与用GB标准得到的测试数据进行了比较。结果表明,按照ASTM标准进行玻璃纤维复合材料结构设计许用值试验得到的数据分散性小,许用值的测试数据高,避免了采用国内标准导致的性能数据低的情况。该设计许用值已成功应用于新型涡扇支线飞机雷达罩的设计和静力试验。

波音和空客飞机雷达罩损伤检查方法的对比研究

本文通过研究波音和空客飞机结构修理手册、部件维修手册、飞机维修手册和无损检测手册中关于雷达罩损伤检查方面的内容,比较常见的雷达罩损伤检查方法:目视检查法、敲击检测法、热成像检测法和超声波检测法,分析波音和空客飞机在检查仪器、检查流程、检查方法以及注意事项等方面的差异和共同点,可为制定国产飞机雷达罩损伤检查方法提供借鉴。

蜂窝夹层复合材料结构侧压强度研究

为了探讨蜂窝夹层复合材料结构的侧压强度,先基于ABAQUS有限元软件,利用刚度退化模型对材料系数进行退化,结合USDFLD子程序,对蜂窝夹层复合材料试验件进行有限元模拟,最终得到试验件的模拟强度值,然后开展夹层结构试验件侧压试验。对比试验结果与模拟结果表明,试验值与模拟值较为吻合,可为蜂窝夹层复合材料结构的侧压强度预测提供参考。

穿孔对平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩性能的影响

建立平纹编织面板蜂窝夹芯结构的渐进损伤分析模型来分别研究无损伤面板和单侧面板含穿孔损伤的蜂窝夹芯结构的侧向压缩性能,并将该结果与试验结果进行对照,以验证所建立模型的正确性。考虑到模型具有高度的材料非线性,选用ABAQUS/Explicit求解器进行蜂窝夹芯结构准静态侧向压缩性能的模拟,通过编写VUMAT子程序,分别设置面板和芯子的失效准则及刚度退化模型,选用内聚力模型模拟胶层,完成侧向压缩下蜂窝夹芯结构的渐进损伤分析。研究结果表明:无损伤面板的蜂窝夹芯结构侧向压缩强度受面板的屈曲行为控制,含穿孔损伤的蜂窝夹芯结构侧向压缩强度受含穿孔侧面板基体的抗压缩能力控制,且穿孔损伤会严重降低蜂窝夹芯结构的侧向压缩强度。

平纹编织面板泡沫夹芯结构修补后侧向压缩性能

为了研究不同修补方式和修补参数对平纹编织面板泡沫夹芯结构侧向压缩性能的影响,对完好试验件和单侧面板修补、单侧面板加芯材修补、双侧面板加芯材修补试验件进行侧向压缩试验。试验结果表明:单侧面板修补方式的侧向压缩强度高于其他两种修补方式;单侧面板修补时,面板挖补倾角比例越小,试验件侧向压缩强度越低;附加层重叠宽度对试验件侧向压缩强度影响很大;修补后试验件的侧向压缩模量比完好件均有所提升;单侧面板修补时,改变挖补倾角比例,不影响试验件侧向压缩模量,合适的附加层重叠宽度对试验件侧向压缩模量的提高有积极影响;修补方式和修补参数的变化不影响试验件的破坏模式,平纹编织面板泡沫夹芯复合材料侧向压缩的破坏模式为泡沫芯材破裂后,面板局部无支撑受压弯曲导致的整体结构破坏;面板的破坏形式主要为面板端部弯曲、面板中部弯曲、面板皱折和面板纤维断裂。

脱粘对平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧压性能的影响

为研究脱粘对平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧压性能的影响,采用ABAQUS/Explicit有限元分析平台,结合VUMAT子程序,建立基于渐进损伤失效理论的有限元分析模型。开展无损伤和三种不同直径脱粘的平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧压性能试验,并将结果与有限元分析结果进行对照。研究表明:试验与有限元仿真得到的失效载荷和破坏模式吻合很好,验证了所建立有限元模型的正确性;无损伤和含不同直径脱粘的平纹编织面板蜂窝夹芯结构在侧压作用下的破坏模式均为面板屈曲、压缩断裂以及蜂窝芯子的压缩破坏;脱粘对平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧压承载能力的影响较小,面板是侧向压缩的主要受力部分;随着脱粘直径增大,载荷位移曲线波动更剧烈且波动频次更高;胶层损伤主要发生在临近脱粘的较小区域,对结构整体性能影响很小;面板的损伤从自由边沿垂直于承载力的方向扩展,直至断裂。

平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧压性能研究

为研究平纹编织面板蜂窝夹芯结构的侧向压缩性能,将蜂窝夹芯结构失效分为面板失效、蜂窝芯失效和胶层失效,基于渐进损伤分析方法建立蜂窝夹芯结构侧向压缩的损伤分析模型,对平纹编织面板蜂窝夹芯结构进行侧向压缩失效预测,与侧压性能试验结果相比,破坏强度非常吻合。结果表明,建立的侧向压缩损伤分析模型能够模拟平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩的损伤起始、损伤扩展和最终破坏,并最终预测其侧压破坏强度。

考虑就位效应的大开口层合板拉伸失效预测

为更精确预测大开口复合材料层合板的失效模式和破坏强度,考虑子层就位效应建立大开口层合板渐进损伤分析模型。使用ABAQUS软件进行大开口层合板拉伸模拟,通过编写USDFLD子程序,分别设置失效准则以及刚度退化模型。设置失效准则时考虑层合板各子层的就位横向拉伸强度和面内剪切强度。结果表明:开口越大,层合板的破坏载荷值越低,[±45]5铺层相比[0/90]5铺层的大开口层合板承载能力弱;[0/90]5铺层的大开口层合板主要从应力集中处沿垂直于拉伸方向的截面断裂破坏,[±45]5铺层的大开口层合板从应力集中处沿纤维与基体的界面开裂破坏;层合板子层就位特性的破坏载荷预测值比未考虑就位效应的预测值更接近试验值,渐进损伤分析得到的破坏模式与试验结果吻合良好,验证了渐进损伤分析模型的正确性。

平纹编织复合材料层合板静态压缩与压-压疲劳性能

采用电液伺服疲劳试验机开展玻璃纤维平纹编织复合材料层合板的静态压缩和压-压疲劳性能实验。应力比为R=10,拟合出S-N曲线,基于疲劳实验过程中的刚度退化、能量耗散、循环蠕变与循环软化来表征疲劳损伤演化,结合扫描电子显微镜对断口形貌进行观察。结果表明:试件的条件疲劳极限为静态压缩强度的66.3%;通过双加权最小二乘法拟合的S-N曲线具有较高可信度;随着循环次数的增加,试件刚度逐渐下降,各峰值载荷下的能量耗散逐渐增加;在循环加载初期,试件表现出强烈循环蠕变现象,高峰值载荷作用下的试件表现出强烈循环软化行为;试件经过循环加载抵抗变形能力得到增强;断口观察到了基体开裂、纤维/基体界面脱粘、纤维断裂和分层四种失效模式;与疲劳断口相比,静态压缩断口表现出较大的分层损伤。

考虑就位效应的复合材料层合板自适应遗传算法铺层优化

子层就位效应影响复合材料层合板强度预测,进而影响以强度比为目标函数的复合材料层合板铺层优化。本文联合利用MATLAB编程和ABAQUS有限元分析,建立了复合材料层合板铺层遗传算法优化平台,包括传统遗传算法、自适应遗传算法和考虑就位效应的自适应遗传算法。进行单向载荷条件下复合材料层合板铺层优化设计,结果表明,使用自适应遗传算法可以提高优化计算效率;考虑就位效应的自适应遗传算法不仅计算效率更高而且优化出的铺层顺序组成的层合板具有更高的强度比,从而实现了更加精确合理的复合材料层合板优化设计。

含表面划伤平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧向压缩渐进失效分析

为研究表面划伤对平纹编织面板蜂窝夹芯结构侧压性能的影响,建立平纹编织面板蜂窝夹芯结构的渐进失效分析模型。考虑模型具有高度的材料非线性问题,选用ABAQUS/Explicit求解器进行蜂窝夹芯结构的准静态侧向压缩模拟,通过编写VUMAT子程序,分别设置面板和芯子的失效准则以及刚度退化模型,选用内聚力模型模拟胶层,完成含表面划伤的平纹编织面板蜂窝夹芯结构的侧向压缩渐进失效分析,与试验结果相比,破坏强度和失效模式非常吻合。研究结果表明:失效时无损伤一侧面板会产生屈曲行为,使得蜂窝芯面外应力增大,导致蜂窝芯出现损伤。含表面划伤一侧面板会发生经向纤维压缩失效及纤维-基体经向剪切失效,且失效会沿划伤方向从划伤区域附近向两侧扩展。

挖补修理复合材料夹芯结构侧向压缩性能研究

本文总结了挖补修理复合材料夹芯结构侧向压缩性能的研究现状,分析了材料、工艺、构型及环境等影响因素,指出最新的修补建模方法和力学试验结果分析思路,具有重要的工程价值,为国产飞机复合材料夹芯结构修理方案设计提供参考。

平纹编织面板蜂窝夹芯结构平拉性能研究

为了研究平纹编织面板蜂窝夹芯结构的平拉性能,利用有限元分析软件ABAQUS建立基于渐进损伤失效分析方法的夹芯结构细节模型,选用内聚力模型模拟面板与芯子间的胶层,运用FORTRAN语言编写描述失效和退化准则的USDFLD子程序,对夹芯结构的平拉性能进行预测。结果表明:预测得到的平拉强度和破坏模式与试验结果一致,验证了所建模型正确;面板各层间和面芯之间胶层没有出现损伤;蜂窝芯以蜂窝壁纵向破坏为主,蜂窝芯中部首先出现损伤,随后损伤向两侧扩展,最终整个蜂窝芯中部裂开导致结构失效;面板各层间和面芯之间胶层的剥离强度要高于蜂窝芯厚度方向上的拉伸强度;整个夹芯结构的变形以蜂窝芯厚度方向上的变形为主。

玻璃纤维复合材料砂石冲击数值模拟与试验研究

本文总结以往砂石撞击的文献资料,得到砂石撞击时的速度和能量等参数。进行了砂石撞击复合材料平板的试验,并且建立了玻璃纤维复合材料平板砂石撞击的LS-DYNA有限元计算模型,将砂石撞击试验的结果与LS-DYNA有限元仿真计算的结果进行对比,使计算中的复合材料行为与试验中的行为相同。通过对砂石模型的编程处理,使计算中砂石的行为与砂石在撞击中的行为相一致。通过这种方法,得到了采用LS-DYNA软件计算砂石撞击时复合材料平板及砂石的准确参数及相关接触参数。在今后砂石撞击雷达罩的计算中,将复合材料平板的模型替换为雷达罩模型,即可形成准确的雷达罩与砂石撞击的有限元模型,再采用LS-DYNA进行雷达罩与砂石撞击的计算,便可得到可靠的仿真计算结果。

平纹编织面板泡沫夹芯结构修补后低速冲击性能

对修补后的平纹编织面板泡沫夹芯结构进行低速冲击试验,并进行冲击后侧向压缩试验,研究在相同冲击能量和冲头直径情况下,夹芯结构修补后的冲击响应参数、损伤模式以及冲击后压缩强度、压缩模量和剩余压缩强度。试验结果表明:修补后试验件所受最大冲击载荷普遍变大;不同修补情况下冲头最大位移量大致相同,修补附加层的引入减小了低速冲击产生的凹坑深度,冲击载荷下降是试验件发生损伤所致;冲击后试验件损伤形式基本相同,面板以分层和树脂基体碎裂为主;芯材的碎裂不仅发生在冲击位点,冲击区外的芯材也会因不协调形变发生破碎;低速冲击后,修补件的侧向压缩强度和剩余侧向压缩强度百分比大多高于未修补件,但侧向压缩模量大多低于未修补件。

雷达罩变厚度蜂窝展开加工的几何学方法

高性能宽频带雷达罩的三维变厚度蜂窝通常由三维模具及五轴机床进行加工,这种方法周期长,费用大,且不灵活。本文采用的方法是,先将雷达罩三维空间曲面离散成窄带面,再把窄带面离散成一系列的三角形面,然后利用蜂窝材料在面内易于变形的特性,用数学展开方法结合平面等面积变形方法,把三维空间带状曲面族展开成平面形状,使每个空间曲面上的点都有对应的平面上的点,原来三维加工时需要的(X/Y/Z/T)四个自由度,经过本文的变换,成了(X*/Y*/T)。这样降低了对加工设备及加工工装的要求,也增加了维修条件下变厚度蜂窝芯加工的灵活性,节约了加工的时间和费用。

雷达罩变厚度蜂窝展开加工的力学约束

在文献[1]中,雷达罩变厚度蜂窝展开加工后被铺贴到模具上。本文针对蜂窝中的应力应变,运用几何学及力学的综合方法进行力学推导,得到蜂窝的应力应变数据,并确定雷达罩蜂窝展开加工的力学约束条件,从而对不同的雷达罩蜂窝材料加工的合理尺寸给出合理的判据。这种方法避免了传统的有限元方法中的复杂的有限元建模过程,也避免了有限元计算中的误差。在针对FEMAP程序二次开发后,本文的计算结果在FEMAP(参考文献[2])有限元软件中得到形象的显示,使二次开发的程序与有限元模型之间相互联通。

雷达罩产品外型的反演算法

宽频带雷达罩设计经常从气动外型通过电性能设计得到蜂窝夹层厚度为变厚度的雷达罩的内型。加工后雷达罩成型阳模往往与产品的内型相比产生偏差,从而导致电厚度的不准确。从有偏差的阳模外型出发,通过雷达罩内型面点处的法线、位置角度及相关点附近的厚度函数,形成将内型面点处的法线转换成外型面对应点处的法线的转换矩阵,通过反演循环逐步逼近外表面的数据点。随着循环的进行,转换矩阵的数值及相应点的坐标数值将逐步稳定,当相邻两次矩阵及坐标值变化满足精度时,则循环终止。利用循环终止时的外型面点的坐标、法线及变厚度蜂窝的厚度公式,便可得到夹层结构雷达罩的内外层蜂窝外型面。这样,在模具有偏差时,也能得到符合电厚度要求的雷达罩结构。

雷达罩复合材料铺层计算的数学方法

雷达罩复合材料的铺层设计直接关系到雷达罩复合材料的强度,现行的商用软件需要依赖结构铺层设计才能实现仿真分析,要针对结构铺层分别划网格、建模型,铺层设计的灵活性、通用性差。采用几何学原理和数据编程处理方法,将雷达罩纤维织物复合材料的平面经纬向依据不同的起始铺层角度并结合三维空间几何转换确定其在三维雷达罩模型上的实际方向,进行雷达罩复合材料铺层设计,将复合材料铺层方向投影到空间雷达罩复合材料的有限元模型中,确定复合材料的铺层角,将铺层设计显性化、通用化,并且增加复合材料铺层计算的灵活性,突破各种软件的约束。