基于试验及数值仿真的复合材料单钉双剪连接件失效研究

为研究ZT7G/LT-03A碳纤维环氧树脂复合材料单钉双剪连接件的力学性能,对3种铺层与3种宽度的层合板开展了复合材料单钉双剪试验,分析了不同铺层比例、宽径比对失效载荷与失效模式的影响。采用渐进损伤失效分析方法对试件的失效过程进行了有限元模拟,模型与试件的失效模式以及失效载荷吻合良好,验证了模型的准确性。在此基础上,研究了初次掉载时层合板各个铺层的应力分布与损伤状况,并进一步探究了整个加载历程中不同铺层比例与宽径比对连接件性能的影响。结果表明,当层合板的宽径比增加时,失效模式由拉伸失效转变为挤压失效,而在一定范围内改变铺层比例时,失效模式基本不受影响。

复合材料层压板冲击后压缩剩余强度的统计分析与可靠性评估

通过对T300/5405复合材料层压板的冲击后压缩强度试验数据的统计分析,指出冲击后压缩剩余强度符合Weibull分布。在此基础上,通过引入冲击威胁的概念,对T300/5405复合材料层压板进行了冲击损伤容限可靠性分析。研究表明,通过在可靠性分析中引入了冲击威胁的概念,可以较充分地发挥复合材料层压板的损伤容限性能。

整体复合材料结构失效分析的粘聚区模型

对近年来复合材料分层问题的粘聚区模型研究现状及其在整体复合材料结构元件连接界面的失效评估中的应用情况进行了简要的评述。重点指出了在目前的研究工作中存在的两类主要问题:(1)复合材料层间粘聚区模型有待解决的一些基本问题;(2)基于粘聚区模型元件连接界面的复杂失效机理模拟问题。最后指出了进一步开展的重点研究方向。

复合材料层合板低速冲击损伤的预测模型

在低速冲击载荷作用下,建立了一种适用于铺层总数较多的复合材料层合板的损伤预测模型。采用三维Puck失效准则预测层内纤维与基体的破坏,并获得基体失效时的断裂面角度。根据低速冲击下复合材料层合板的层间分层损伤机理,同时考虑面内横向正应力、厚度方向正应力、层间剪应力和相邻铺层的损伤状态等因素对界面分层的影响,发展了一种新的冲击分层失效准则。为快速有效地预测铺层总数较多的复合材料层合板的冲击损伤,通过对单元积分点处的应变进行线性插值,提出了在单个实体单元内预测多个铺层损伤的数值计算方法。模型成功预测了受冲击层合板具体的失效模式,预测的分层形状和尺寸与试验值吻合较好,并显著减少了有限元模型的规模,表明本文所发展的数值方法对预测复合材料层合板低速冲击损伤的有效性。

飞机复合材料结构的概率设计方法

当前在军用和民用飞机复合材料结构设计方法中,主要设计变量是按确定量来处理的而忽略了它们的随机性,即确定性方法。实际上,飞机结构的安全性要受到很多因素的影响,其中一些主要影响因素具有明显的、不可忽视的随机特性。因此,更先进的设计思想是发展能综合考虑各种主要因素的随机性的结构设计方法,即结构概率分析与设计方法。概率设计方法已经逐渐成熟,并且开始用于复合材料结构设计。本文详细讨论了国外提出的6种主流的概率设计方法,总结了它们的分析流程以及优缺点。本文最后指出了复合材料结构概率设计研究中有待解决的问题,为进一步开展飞机复合材料结构的概率设计方法的研究提供了有益的建议。

复合材料抗冲击性能和结构压缩设计许用值

从复合材料结构压缩设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发,讨论按NASA标准得到的CAI值与它们的关系,指出传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能,且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性要求和作者的试验研究,和对国外文献总结的基础上,提出复合材料抗冲击性能应包括损伤阻抗和损伤容限两方面。大量的试验数据证实复合材料层压板抗冲击性能存在拐点现象,在对拐点附近复合材料层压板的破坏机理研究基础上,建议用拐点附近的性能建立复合材料层压板抗冲击性能的评定体系,即可以用表面层在冲击下保持其完整性的最大能力(最大接触力)来表征复合材料体系的损伤阻抗(韧性);用出现拐点后基本不变的压缩强度(破坏应变)门槛值来表征复合材料体系的损伤容限。

复合材料层压板抗冲击行为及表征方法的实验研究

对14种复合材料体系约800个试样进行了冲击阻抗和含损伤层压板压缩强度试验研究,研究发现对于同一种复合材料层压板的冲击能量-凹坑深度曲线和凹坑深度-压缩破坏应变曲线均存在拐点,在出现拐点后内部的分层损伤叠加面积基本不再增加,压缩剩余强度基本不再降低,表面冲击部位开始出现纤维断裂。研究表明,采用传统CAI来表征损伤容限性能的方法可能得到与实际结构损伤容限特性相反的结论。因此,提出了利用拐点附近特性来表征复合材料层压板的抗冲击行为(包括损伤阻抗和损伤容限)的建议,即分别采用QSI方法得到的准各向同性层压板的最大接触力Fmax和压缩破坏强度(应变)的门槛值CAIT来表征复合材料层压板的损伤阻抗和损伤容限行为。

低能量冲击损伤复合材料飞机结构的强度性能研究

论述了含冲击损伤复合材料飞机结构的强度性能，涉及到该研究领域的主要方面，包括复合材料冲击损伤机理及特点、冲击损伤对结构性能的影响、耐久性／损伤容限要求及设计分析方法等。讨论如何进一步提高复合材料飞机结构冲击强度的设计水平。

准静态压痕力作用下复合材料层压板的损伤阻抗分析

建立了一种复合材料层压板在准静态压痕力作用下的损伤阻抗的预测方法。首先分别针对基体破坏、分层、纤维断裂等失效模式引入相应的失效变量,并建立不同失效模式下的刚度折减方法,然后采用基于应变描述的Hashin和Yeh失效准则并结合有限元方法,对复合材料层压板在准静态压痕力作用下的破坏过程进行渐进损伤分析,在此基础上进一步预测了层压板的损伤阻抗。采用商用有限元软件ABAQUS/Standard的UMAT用户子程序实现数值模拟。计算结果表明,分层起始与扩展是导致载荷-位移曲线发生第1次卸载的主要原因,当接触力达到其最大值时出现较明显的纤维断裂。分层起始载荷和最大接触力的预测结果与实验数据吻合良好。

复合材料整体加筋板的七点弯曲试验与数值分析

研究了复合材料整体加筋板七点弯曲试验的失效表征问题。在有限元分析的基础上,设计了七点弯曲试件和试验夹具。在试验研究和有限元计算的基础上,对七点弯曲试验的失效机理进行了讨论分析。通过对一系列七点弯曲试验模型的分析,获得了复合材料加筋板典型部位的失效包线,并给出了失效表征方法。最后给出了指导复合材料整体加筋板结构细节设计的建议。

复合材料结构制造成本估算模型及软件开发

基于制造工艺过程的成本估算模型,采用Delphi可视化编程语言和SQL server数据库开发工具,开发了复合材料制造成本评估软件。介绍了基于制造工艺过程的成本估算模型的基本特点,重点讨论了工艺时间模型并分析了构件复杂程度对工艺时间的影响。此外,通过引入曲率熵的概念,对前人提出的构件复杂性因子进行了改进,以便更合理地描述构件的复杂度。提出了成本估算软件的总体方案,确定了软件实现流程,并建立了成本数据库管理系统。列举了用该软件对一种复合材料单曲率板的制造成本进行估算的过程。应用所开发的软件对某型飞机的复合材料副翼和金属副翼的制造成本进行了估算,估算结果表明,复合材料副翼由于采用了低成本工艺与整体化的设计理念,其制造成本低于金属副翼。

复合材料加筋板长桁终止端设计与分析

由于设计要求或设计限制条件,壁板的长桁常常在翼肋或机身框附近、机翼的前后梁附近及机翼与机身的开口附近、机翼的油箱附近等部位终止。在面内载荷作用下,截面形状突变和传载路径偏移都会造成端头处的应力集中,极易引起缘条/蒙皮界面的脱胶。为了延缓长桁末端的缘条/蒙皮界面的起裂,提高长桁终止端结构的失效载荷,采用经试验验证的数值方法,对长桁末端腹板斜削设计及长桁末端蒙皮增厚设计进行了研究。结果表明,蒙皮增厚设计可以明显提高结构的起裂载荷。

复合材料层合板低速冲击损伤分析的连续介质损伤力学模型

针对复合材料层合板低速冲击损伤问题,提出了一种各向异性材料连续介质损伤力学模型,模型涵盖损伤表征、损伤起始判定和损伤演化法则3个方面.通过材料断裂面坐标下的损伤状态变量矩阵完成损伤表征,并考虑断裂面角度的影响,建立了主轴坐标系下的材料损伤本构关系.损伤起始由卜克(Puck)失效准则预测,损伤演化由断裂面上的等效应变控制,服从基于材料应变能释放的线性软化行为.模型区分了纤维损伤和基体损伤,并根据冲击载荷下层内产生多条基体裂纹继而扩展至界面形成层间裂纹(分层)的试验观察,引入基体裂纹饱和密度参数表征层间分层.以[0_3/45/-45]_S和[45/0/-45/90]_(4S)两种铺层的复合材料层合板为例,预测了不同冲击能量下复合材料层合板的低速冲击损伤响应参数,试验结果证明了连续介质损伤力学模型的有效性.模型在不同网格密度下的计算结果表明单元特征长度的引入可以在一定程度上降低损伤演化阶段对网格密度的依赖性.

国产复合材料冲击损伤容限可靠性分析

论述了基于冲击威胁概念的复合材料结构冲击损伤容限可靠性分析方法。采用该方法对国产T300/5405和T300/QY8911复合材料层压板、加筋板以及国产T300S/9511、T800/9511和T300/9512层压板的冲击损伤容限可靠性进行了分析和评估。实例分析表明,由于所采用的方法考虑了冲击威胁分布,可以更好地发挥复合材料结构的冲击损伤容限性能。

规则性分布长纤维增强复合材料的等效弹性研究

建立一种用于预测规则性分布长纤维增强复合材料等效力学性能的分析模型。在位移格林函数中通过引入周期性分布几何特征来反映纤维分布和相互作用的影响。另外,利用双夹杂理论引入界面相微结构参数,研究复合材料有效弹性的尺寸效应。最后,通过与有限元计算结果比较,验证本理论模型的合理性。该分析模型可以进一步扩展用于其他的力学问题研究,比如损伤行为、材料弹塑性等。

含共线刚性线夹杂各向异性体的平面问题

应用复变函数方法，给出了含共线刚性线夹杂各向异性体平面问题的一般解；对于一个或二个夹杂的情形，给出了封闭形式的应力奇异性系数解；结果表明，应力奇异性系数与材料常数和ε∞ｘ 有关，这里ε∞ｘ 为无限远处ｘ

复合材料自动铺带工艺工时估算及软件开发

基于制造工艺过程的成本模型,建立复合材料自动铺带工艺工时估算方法,开发了工时估算软件。根据铺带头的运动规律建立工时估算方程,并考虑了材料卷盘的更换时间;采用Delphi语言和SQL Service数据库管理系统编制工时估算软件,通过Visual Basic语言对CATIA进行二次开发,编制零件工时估算特征提取插件,提高软件效率。应用软件对某型飞机的平尾多肋式翼盒与多梁式翼盒方案的铺放时间进行分析,结果表明,多梁式翼盒由于采用整体化结构设计,可减轻结构重量,缩短制造工时,降低制造成本。

复合材料-钛合金混合结构多钉连接钉载分布及有限元计算

连接部位通常是复合材料结构强度的薄弱环节,复合材料的多钉连接由于存在钉载分配不均匀性而降低了其连接的强度,因此确定钉载分布规律及其影响因素对提高多钉连接的传载效率具有重要意义。以复合材料-钛合金混合结构为研究对象,分析凸头、沉头两种紧固件连接下复合材料板间共固化、胶接和分离三种装配形式的钉载分配特性以及不同装配形式对钉传载荷的影响;利用应变电测法测量连接区钉孔的应力分布;采用ABAQUS软件建立三维有限元实体模型,对钉群的钉载分配行为进行仿真分析及试验验证。结果表明:除沉头铆钉复合材料板共固化连接件的钉载分配呈加载端至支反端逐渐递减的阶梯状外,其他各形式连接件的钉载分配皆呈两边高、中间低的浴盆状,仅各排钉载所占比例有所区别;复合材料板分离件各排钉载差距最大,胶接件次之,共固化件差距最小。

飞机复合材料结构过渡区减层设计

随着航空科学技术的发展,复合材料在飞机结构中的应用越来越广泛。为了减轻结构重量,匹配不同的面内载荷和弯曲载荷,改变层合板的厚度势在必行,而这种厚度的改变可以通过减层来实现。但是,层合板铺层递减会造成结构几何不连续,加上剪切滞后效应的影响,会导致复合材料结构内部和局部应力集中。本文采用有限元分析软件ABAQUS,应用三维HASHIN准测,对复合材料结构铺层递减的斜率和递减方式两种因素对结构性能的影响进行了分析,最后给出了设计建议。

基于工艺过程的复合材料舱门制造成本评估

介绍了基于制造工艺过程的成本评估模型的基本特点,基于此模型开发了飞机制造成本评估软件,并对复合材料、金属和装配工时进行了估算,与相关文献数据吻合良好。应用该软件对复合材料舱门制造成本进行评估,并与金属舱门进行了比较,同时研究了生产批量及工艺方法等因素对复合材料舱门制造成本的影响。