水下冲击波载荷作用下复合材料层合板的动态失效机理

为了研究复合材料层合结构的水下抗冲击特性,基于水下爆炸冲击波等效加载装置,结合三维数字图像相关方法,开展了碳纤维增强复合材料层合板动态响应以及失效特征的试验研究;讨论了水下冲击波载荷下复合材料层合板计及流固耦合效应的动态响应过程;分析了水下冲击波载荷水压峰值、衰减时间以及板厚度变化对复合材料层合板失效特征产生的影响。结果表明,水下冲击波载荷作用下层合板的动态响应过程因涉及板的面内弯剪波传播与流体空化二次加载的相互作用,响应阶段可划分为面内波传播、边界控制响应、二次加载3个阶段;当层合板发生破坏,层合板边界处纤维剪切破坏及靠近边界范围的纤维拉伸破坏均出现在响应第一阶段,响应第二阶段中破坏现象不明显,响应第三阶段则受板厚和载荷的影响可能在板中心因弯折出现纤维断裂;当层合板受较小冲量水下冲击波加载时,外表面不会出现明显失效,但响应过程中结构内部的纤维及基体破坏引起了气背面的残余变形,也降低了结构剩余强度影响承载能力。

民机雷达罩的抗鸟撞非线性力学行为仿真研究

为了研究某民机雷达罩结构的抗鸟撞性能,基于ABAQUS建立了采用纤维增强非线性动力本构的雷达罩模型,综合考虑了复合材料与泡沫芯材的非线性行为与应变率效应。该文通过仿真模拟,分析了面板材料(包括复合材料和泡沫芯材)是否考虑非线性与应变率效应、夹芯结构铺层顺序与角度,以及前后面板厚度比对结构鸟撞响应失效行为的影响。结果表明:纤维增强复合材料的非线性动力本构能够很好地描述雷达罩复合材料结构在动态加载下的应变率强化效应。不同铺层角度下的雷达罩面板的破坏形式基本相同,其最主要的失效形式是基体拉伸破坏,而前后面板铺层顺序为[0/-45/45]/[45/-45/0],且前后面板层厚比接近1的模型具有较好的吸能效果。

复合材料加筋壁板的抗冰雹冲击动力响应及损伤预测

为了解复合材料加筋结构受到冰雹冲击后的损伤特性,基于软件Abaqus建立了复合材料加筋结构的有限元模型,采用光滑粒子法模拟了冰雹撞击的过程,分析了冲击位置、冲击能量及冲击入射角对复合材料加筋壁板冲击动力响应的影响,探讨了面板与筋条的分层和面板的损伤情况,通过对比数值模拟与试验结果验证了文中所建有限元模型的准确性.在各种损伤形式中,基体的拉伸损伤和面板与筋条的分层损伤最为显著;冲击点为筋条的边缘时,面板与筋条的分层损伤最为严重.

复合材料泡沫夹芯板低能量冲击响应试验研究

采用ASTM D7766/D7766M—15试验标准,对聚氨酯泡沫夹芯、T700/3234碳纤维增强树脂面板试验件采用落锤冲击,分析了不同冲击能量、不同泡沫芯材、不同冲头作用下复合材料泡沫夹芯板的冲击响应,发现其可以分为3种破坏模型.随冲击能量增大,最大冲击力增大,达到峰值的时间缩短,上面板损伤开始较早,结构损伤增大,泡沫夹芯板压缩量增大;密度较大的泡沫夹芯结构上面板产生的冲击力的峰值大、位移小、吸收能量多,下面板的变形减小,结构抵抗变形能力强,应变小;直径小的冲头穿透性强,上面板应变较小,下面板应变增大.

含孔隙复合材料的力学性能分析

为研究孔隙率对复合材料力学性能的影响,基于细观力学方法,建立包含纤维、基体和孔隙三相的代表性体积单元(Representative Volume Element,RVE).通过数值模拟得到不同孔隙率下复合材料的基本力学参数,并通过实验对比验证参数的有效性.将这些参数运用在复合材料层板的低速冲击模拟和压缩模拟中,研究孔隙率对复合材料层合板抗冲击性能和压缩强度的影响.

聚苯乙烯泡沫材料的动态压缩特性

通过万能材料试验机和落锤式冲击试验装置,对发泡聚苯乙烯泡沫材料进行准静态和动态压缩试验,探讨密度和加载速率对材料动态压缩特性的影响。基于落锤试验数据,考虑密度相关性,通过修正得到恒定应变率下材料动态本构关系的经验公式。基于LS-DYNA中的MAT57和MAT163以及ABAQUS中的Low Density Foam和Crushable Foam 4种材料模型,建立了适用于有限元仿真的发泡聚苯乙烯泡沫本构模型。通过模拟落锤冲击过程,对比试验结果发现:MAT163和Crushable Foam模型能较好地预测材料动态响应和能量吸收性能,验证了动态本构模型的可靠性,并且这两种特定的材料模型在模拟发泡聚苯乙烯泡沫冲击碰撞时具有良好的适用性。

靶机气囊缓冲着陆过程中的冲击特性

针对缓冲着陆过程中靶机气囊的瞬态动力学响应问题,采用显式动力计算方法和均压气囊模型分析靶机气囊缓冲着陆阶段机身、机翼在冲击作用下的动力学响应,得到靶机回收过程中的姿态与强度特性和气囊变化参数。探讨了气囊缓冲参数(排气口面积、气囊初始内压及排气阈值)和靶机状态等参数对靶机着陆过程中机身的影响。结果表明:标准工况下,经过气囊缓冲后的靶机姿态、强度符合安全着陆要求。通过分析着陆过程中的相关参数发现,气囊排气口面积对缓冲效果影响较大,气囊排气压力阈值和初始内压影响较小,同一气囊对靶机不同着陆初始速度的适应性高,带有俯仰角的靶机后着陆后机身部分区域的局部应力偏大。该方法可以广泛用于飞机气囊缓冲的动力学计算,结合气囊落震试验以获取相应的气囊参数和机身结构响应数据,为靶机设计提供依据。

靶机零长发射过程中的刚柔耦合动力学分析

针对无人靶机零长发射起飞的动力响应问题,基于刚柔耦合动力学建立靶机零长发射的靶机-火箭-发射架动力学模型,考虑靶机与滑块、火箭的连接接触关系及气动载荷、发动机推力的作用,分析靶机零长发射过程中机身、机翼在火箭推力冲击作用下的动力学响应,得到了靶机起飞过程中的姿态与强度特性,并探讨发射参数(油箱载荷、发射角度及重心偏差)对发射过程机身的影响。结果表明,标准发射工况下,与试飞试验数据对比,飞行速度、过载一致性良好,过载分布合理,结构动强度在材料强度许可值内。通过分析不同发射参数,发现油箱保持半油状态靶机可以进行零长发射;不同发射角度会影响靶机发射后的飞行高度,且发射角度越大,飞行高度越大,但对机身的动响应影响较小;机身重心与推力线之间的偏差对靶机零长发射的姿态影响较大,靶机在标准工况满油发射时质心不宜过低。此方法可用于无人机零长发射过程中的动力学计算,为机身结构强度设计及姿态分析提供指导。