热塑性复合材料系统安装结构的制备及仿真分析研究

热塑性复合材料已成为航空领域重点研究的材料,以民用飞机系统安装结构作为研究对象,通过工艺摸索给出了碳纤维增强PEEK热塑性复合材料层合板制备系统安装结构的工艺参数;采用Hashin失效准则和基于能量演化的刚度退化方法,建立了热塑性复合材料系统安装结构的仿真分析模型,较好地预测了结构的承载能力和失效模式;通过承载能力试验对仿真分析模型进行了验证,分析误差在20%以内,该方法可用于工程实践。该研究对热塑性复合材料在民用飞机结构上的应用具有一定的指导意义。

金刚石/纳米氧化铝陶瓷复合材料高温高压合成物相结构分析

以正硅酸乙酯(TEOS)为反应前驱体,采用溶胶-凝胶法在金刚石微粉(粒度0.1~4μm)表面包覆一层非晶纳米氧化硅膜层,同时在覆膜层中加入纳米Si粉和纳米Al_(2)O_(3)粉,制备出金刚石/纳米SiO_(2)/纳米Al_(2)O_(3)复合包覆体。采用高温高压(HTHP)技术,将复合包覆材料置于六面顶压机中,以压力5 GPa、温度1100℃~1700℃、保温20 min的条件制备了金刚石-氧化铝陶瓷烧结体。在高温高压合成过程中,纳米SiO_(2)从非晶态转变为晶态,原料纳米Al_(2)O_(3)中的γ-相、θ-相转变为稳定的α-相,同时,SiO_(2)和Al_(2)O_(3)之间形成了Al_(2)SiO_(5)(莫来石)相,由此,通过高温高压下反应原料的结构转变与复合,可以获得致密度良好的金刚石-氧化铝复合材料。

复合材料格栅结构筋条纤维形态与拉伸性能

复合材料格栅结构已大量应用于航空航天飞行器中,探究其力学性能具有重要的工程研究价值。为提高复合材料格栅结构的承载效率,提出一种基于“断筋”处理的纤维形态改善方法,通过有限元分析与试验验证的手段,研究了不同断筋比例对复合材料格栅结构节点处纤维形态和拉伸性能的影响。利用建立的有限元模型分析了断筋处理的复合材料格栅结构拉伸失效机理,仿真与试验结果误差均小于10%。结果表明:在成型过程中适当进行断筋处理,能够显著降低节点处纤维弯曲角度,提高拉伸性能。相较于不进行断筋处理,断筋比例为30%时,拉伸极限载荷提高了24.4%。

基于细观力学的石墨烯复合材料导热性能分析

基于细观力学理论,运用代表性体积元方法研究石墨烯填充聚乳酸复合材料导热性能。根据显微照片分析复合材料细观结构特征并构建细观结构模型,利用有限元方法求解复合材料等效导热系数,并通过与实验结果对比验证模型正确性和有效性。通过参数化分析研究各细观结构参数对复合材料导热性能的影响规律,所建模型及相应参数化分析结果,对石墨烯填充复合材料的导热性能预测及改进优化具有较强的指导意义。

增材制造钛基金字塔点阵结构对镁/钛双金属复合材料界面强化的优化

采用超声辅助固-液复合铸造的方法,通过在界面处采用增材制造的钛基金字塔型点阵材料制备镁/钛异种双金属复合材料。采用正交法对点阵结构参数进行优化。结果表明,优化后的点阵结构参数为:杆直径(d)1 mm,杆长与杆直径比(l/d)3,上节点和下节点直径与杆直径比(d_(1)/d,d_(2)/d)均为2.5,其中l/dd是影响接头失效强度的最显著因素,最优点阵结构参数下镁/钛双金属接头的失效强度为77.3 MPa。实验结果和有限元分析表明:随着点阵结构长径比的增加,镁/钛双金属接头的失效强度先增加后减小,当长径比为3时,失效强度达到最大。

全碳纤维复合材料太阳能无人机机翼结构优化设计

针对大展弦比太阳能无人机的性能要求,开展碳纤维复合材料太阳能无人机机翼的优化设计。选用NACA4412为基准翼型,利用xfoil软件作为气动计算软件,基于NSGA-Ⅱ优化算法进行翼型优化。在此基础上对机翼进行三维建模,采用CFD软件进行气动特性分析,并利用ANSYS Workbench静力学模块对机翼进行流固耦合分析。结果表明:翼型优化后,升力系数提高4.20%,阻力系数降低8.74%,升阻比提高14.18%;在气动载荷作用下,从翼根向翼尖方向压力逐渐增大,翼尖处最大压力相对外界大气压力为242 Pa;在外载荷作用下,最大应力显示在翼根附近,为61.397 MPa,翼变形的最大值为40.262 mm,整体满足太阳能无人机的允许变形量在5%以内即翼尖变形不得大于半翼展长度值的5%的刚度要求。研究结果可为碳纤维复合材料太阳能无人机设计和研制提供理论参考。

随机复合材料结构非线性热-力耦合模拟的统计高阶多尺度方法

对于具有复杂随机细观构造的复合材料结构的非线性热-力耦合问题的随机多尺度建模和计算仍是一个具有挑战性的问题。本文发展了一个新的统计高阶多尺度方法,克服了随机多尺度问题直接模拟时巨大的计算量,实现了具有随机复合材料结构非线性热-力耦合问题的数值模拟。借助统计多尺度渐近分析和泰勒级数方法,本文严格推导了可以精确分析随机复合材料结构宏-细观尺度非线性热-力耦合响应的统计高阶多尺度计算模型。然后,通过局部误差分析证明了统计高阶多尺度计算模型中高阶校正项在保持计算模型局部能量和动量守恒的重要意义。进一步,建立了可以高效模拟随机复合材料结构非线性热-力耦合行为的具有离线和在线两阶段的时空多尺度算法。最后,通过数值实验验证了统计高阶多尺度方法的计算高效率和高精度。

复合材料夹芯结构低速冲击性能研究

复合材料夹芯结构为电子设备与外层蒙皮提供了一体化设计的思路,可以大幅降低飞行器的结构重量。通过低速冲击试验和ABAQUS仿真研究了5 J和10 J冲击能量下某飞行器复合材料机翼蒙皮典型夹芯区域在低速冲击下的性能。随着冲击能量的增加,复合材料泡沫夹芯结构的能量吸收率由5 J的72.0%提升至10 J的76.0%。由仿真结果可知,当冲击能量达到10 J时,出现了纤维损伤,且损伤沿表层铺层角度扩展,基体压缩损伤主要出现在冲击正面,基体拉伸损伤主要出现在冲击背面,损伤随冲击能量的增加而变大。当冲击能量达到10 J时,上面板与泡沫芯体粘接处也产生了较大的损伤。

层合板和蜂窝夹心结构复合材料敲击特性研究

制备了层合板结构和蜂窝夹心结构两种不同结构的复合材料损伤试块,基于有限元理论对这两种典型复合材料损伤结构的振动特性进行了分析,发现损伤尺寸对碳纤维蜂窝材料固有频率的影响显著优于碳纤维层合板的固有频率。采用啄木鸟智能检测仪对两种不同结构的复合材料损伤试块进行了敲击试验,试验结果表明,蜂窝夹心结构损伤试块的敲击检测脉宽损伤差异率为50.5%,而层合板损伤试块的敲击检测脉宽损伤差异率为31.5%,敲击检测对碳纤维蜂窝复合材料的损伤检测灵敏度显著大于层合板结构复合材料。

纤维增强复合材料涡轮轴失效模式分析方法验证

针对连续纤维增强复合材料涡轮轴结构失效模式分析问题,基于宏-细观力学跨尺度分析方法,建立了与轴结构试验件尺寸相符合的有限元仿真计算模型,预测轴结构的危险位置并计算应变和位移响应,与试验结果进行对比验证。通过研究层合板主偏轴之间的关系应力的转化,将危险单元各个方向的宏观应力响应计算结果转化到细观力学RVE模型上,即为细观力学RVE模型受载情况;建立细观力学代表性体积元(RVE)模型,通过编程模拟实现模型的周期性边界条件,模拟复合材料轴结构损伤演化情况,并计算纤维增强复合材料应力响应,确定失效包线,结合损伤演化过程判别轴结构危险位置失效模式。开展复合材料失效模式验证试验,通过声发射及扫描电镜技术,实现对失效过程中不同失效模式的判别。将模拟仿真计算结果与试验结果对比分析,验证连续纤维增强复合材料涡轮轴结构失效模式分析方法的有效性。

直升机复合材料油箱密封结构分析与试验研究

复合材料作为新一代轻质、高强度材料,已经在航空航天制造行业中被大量应用。对于整体复合材料油箱的结构设计,其核心在于满足强度要求下的密封设计。本文首先根据气密性要求,采用ABAQUS有限元分析软件对整体复合材料应变分布进行分析,优化密封结构设计,然后根据设计要求制造复合材料油箱部件,最后对组装好的整体复合材料油箱进行验证。结果表明所设计的整体复合材料油箱能够完全满足气密性保压要求,同时也能够满足耐油性试验要求。

主梁腹板偏置及复合材料铺层的大型风力机叶片结构性能分析

为研究大型风力机叶片内部结构偏转及表面偏轴蒙皮纤维共同作用下的叶片结构性能,基于NX二次开发建立NREL5MW叶片CAD模型,通过CFD方法求解叶片气动载荷,结合有限元方法对其进行模态、静力学及屈曲稳定性计算。结果表明:各叶片一阶固有频率均有下降,腹板偏转角θ对叶片模态影响高于纤维偏转角α;在气动载荷作用下,叶尖最大形变量均大于传统叶片;叶片最大应力位于近叶根最大弦长处,叶片表面应力随偏转腹板角θ增加而增大,且θ>0叶片均大于θ<0叶片;θ<0叶片易屈曲失稳区域于前段气动区,而θ<0位于近叶根区靠近前缘处,同一偏转角度下,θ<0叶片一阶屈曲因子均大于θ>0叶片,抗屈曲能力较好;综合分析,θ=-15°,α=15°叶片模态降幅小,屈曲因子增幅及表面应力降幅较为显著,降低叶片结构应力效果良好。

芳纶平纹机织/非织造混杂结构复合材料低速冲击性能的有限元分析

采用有限元分析方法,研究含芳纶平纹机织物/芳纶非织造布的6种不同预制体结构在不同低速冲击能量下的低速冲击性能,探究不同混杂结构复合材料的低速冲击响应特性,揭示材料在低速冲击条件下的失效机制。有限元分析结果表明,有限元模拟结果和试验结果吻合度较高;在低速冲击能量作用下,层间交替铺层复合材料的损伤程度和变形程度最小;树脂与纱线脱黏、纤维束部分受损,以及非织造布层损伤是复合材料主要的失效模式;芳纶平纹机织物优异的抗剪切性能可阻止损伤的扩展并提高复合材料的损伤容限。

计算机模拟与复合材料整体化结构的接头设计

将计算机模拟技术用于复合材料整体化结构的接头设计,如将预期功效定位于结构参数变化对结构行为的影响作用,可以起到很好的实际辅助作用.需要特别强调的是,具体的应用背景会对结构参数的形式和变化范围提出具体的要求或限制范围.因此,相关的模型和算法只有在与结构设计人员的反复互动过程中才能得到反复的完善,从而获得真正符合设计人员需求的使用效益.航空复合材料结构中,不同结构组分可通过共固化或胶接共固化途径结为一体,以取代紧固件连接方式.此状态下,在共固化或胶接共固化界面周边,形成一个特殊的接头区.所谓复合材料整体化结构,即为内含此类接头的复合材料结构型式,图1给出了典型接头及其载荷示意.在整体化结构接头内部,由于载荷传递路径的特殊性,有可能形成不容忽视的层间应力区(包括层间正应力和层间剪切应力).该区层间应力在量值上可能小于结构承受的面内应力,但由于复合材料对层间应力的敏感性,破坏则往往由此开始产生(图2).层间应力导致的破坏模式是整体化结构接头的一个重要力学行为特点.有关接头承载能力的评估需给予特殊关注.

复合材料整体化结构胶合面的出平面应力问题

复合材料共固化/共胶接/二次胶接(co-cured/co-bonded/secondary bonding)整体成型技术是最基本、最常用的复合材料整体化成型技术。在整体化结构受载承力后,若在胶合面处局部出现显著的出平面正拉应力,则极易发生局部的胶层脱粘破坏,这种由设计载荷引起的脱层损伤将对结构安全构成显著威胁。由于此类胶合面为非典型胶接面,容易为人忽视。本文就有关概念、致出平面应力的主要因素及其对出平面应力的影响规律进行了研究,表明:局部刚度突变、局部施压是致出平面应力的主要因素,胶膜性能参数、几何参数等对出平面应力的大小也有显著影响。

尾座式电动飞机复合材料机翼结构优化设计

以复杂地形地区物资快速投送平台设计为背景,开展尾座式电动飞机复合材料机翼设计研究。对机翼结构载荷进行分析,对机翼结构构件布置和铺层进行设计,形成复合材料机翼结构设计方案。建立复合材料机翼结构有限元模型,开展典型工况条件下的静力分析,得到机翼结构变形、应力和Tsai-Wu失效因子分布。采用分步优化策略,以机翼结构铺层厚度和铺层角度为设计变量,开展机翼结构质量优化计算,优化结果表明,优化后的机翼结构在满足强度和刚度要求下质量减轻约47.77%,可为尾座式电动飞机结构设计提供重要参考。

H构型无人机复合材料机臂有限元分析与优化

依据H构型无人机总体设计要求,对复合材料机臂进行有限元分析与优化。根据无人机机臂的承载特点实现复合材料机臂的初步设计,建立机臂有限元优化模型;以提升机臂结构性能为优化目标,结合有限元计算结果和实际制作工艺,确定机臂优化结构。优化后的结果表明:整体满足设计要求且力学性能大幅提升。

整体化复合材料结构制造工艺力学及实验研究进展

整体化复合材料结构在未来轨道交通装备领域中具有重要的应用前景。文章主要介绍轨道交通装备中整体化复合材料结构的制造技术特点、工艺力学及固化变形测试技术。首先,介绍了整体化复合材料结构的优点及其轨道交通装备中典型的整体化复合材料结构;其次,总结了整体化复合材料结构固化变形及残余应力的研究进展;最后,介绍了整体化复合材料结构变形测试的非接触光学技术及其应用。为未来轨道交通装备整体化复合材料结构的制造工艺力学设计及评价提供科学基础。

碳纤维复合材料在军用电子设备中的应用

为应对军用电子设备,特别是机载设备、手持式便携设备日益严苛的轻量化要求,结合当前军用电子设备领域内碳纤维复合材料应用整体占比不高、设计成熟度有待提升的实际困境。本文以某加固智能终端为研究对象,阐述其选用碳纤维复合材料作为主体材料的设计思路及结构方案,并通过理论计算、设计分析、试验摸底等手段,对其环境适应性和可靠性进行校核分析。最后通过整理归纳,提出碳纤维复合材料结构设计要点,对后续相似设计具有一定指导意义。

基于AHP法的复合材料水下修复产品评估模型及应用

某平台2条混输管线和1条注水管线在漏磁内检测时,发现海底管道均存在不同程度的外腐蚀缺陷,其中管道节点和防水帽处为主要的外腐蚀缺陷,节点防腐层失效是腐蚀的主要原因,导致海水腐蚀。为保证修复效果,使用3种复合材料进行水下修复工作,都达到预期的结果。为从这3种符合修复技术能力的复合材料中筛选评估出性价比最适合的产品,采用了层次分析法(AHP)和层次权重决策分析方法的结合,最终达到试验要求。