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。

通用飞机复合材料夹层结构损伤修理研究

本文基于复合材料夹层结构特点,提出了损伤修理方法。以某通用飞机复合材料夹层结构损伤修理为例,对损伤区域的分类、修理方法的确认、修理分析、修理后的试验验证进行了研究。研究表明,采用“挖补法”结合湿法铺贴工艺对复合材料夹层结构损伤区域进行修理,可以很好的恢复复合材料夹层结构损伤处的强度,可为同类飞机构件的修理提供工程参考。

铝蜂窝夹层结构穿孔损伤复合材料修理技术研究

铝蜂窝夹层结构穿孔损伤的高效、低成本修理对保障航空装备的完好性具有重要意义。针对铝蜂窝夹层结构穿孔损伤金属面板提出复合材料碳纤维湿补片胶接修理工艺,结合飞机典型铝蜂窝夹层结构形式制备完好和穿孔损伤试样,对穿孔损伤试样开展复合材料胶接修理,建立铝蜂窝夹层结构复合材料挖补胶接修理后四点弯强度分析有限元仿真分析模型,并通过仿真计算分析穿孔损伤大小对铝蜂窝夹层结构四点弯强度的影响规律及修复后强度恢复情况。结果表明:复合材料挖补胶接修理可有效恢复穿透损伤铝蜂窝夹层结构的弯曲强度;有限元仿真计算结果与试验结果基本一致,仿真模型能够较为准确地计算各类试样的极限载荷及失效模式;当损伤范围≤φ30 mm(径宽比小于40%)时,复合材料胶接修理工艺可应用于飞机铝蜂窝夹层结构损伤修理中。

含穿透损伤复合材料蜂窝夹芯修补结构强度分析

针对复合材料蜂窝夹芯含损及修补结构,应用渐进损伤分析方法,在验证铝蜂窝渐进损伤方法有效性的基础上,分析含穿透损伤的复合材料蜂窝夹芯结构在拉伸载荷下的失效形式与剩余强度,并进一步研究其修补结构,发现采用双面非加衬挖补修补的修理方法可以恢复结构的大部分承载能力,从而为复合材料蜂窝夹芯结构修理容限的制定提供参考。

薄蜂窝复合材料夹芯结构侧压性能研究

对不同构型薄蜂窝复合材料夹芯结构侧向压缩响应进行了试验研究,研究参数包括芯材高度、芯材密度和面板刚度。结果表明,蜂窝芯材高度严重影响蜂窝结构失稳载荷和峰值载荷,而上下面板的刚度不对称性会严重降低失稳载荷却对峰值载荷影响不大。薄蜂窝复合材料夹芯结构的整体破坏过程与芯材密度、芯材高度均有关系,而受刚度不对称性影响不大。薄蜂窝复合材料夹芯结构在侧向压缩载荷下的主要失效模式是蜂窝芯材剪切破坏,通过高速摄像机对蜂窝局部进行观察,发现失效起始于单个蜂格的剪切破坏,导致其高度降低,继而引起上下两侧蜂格破坏,并且迅速扩展到上下约3个蜂格,导致载荷突降。若继续加载,破坏继续向两侧蜂格扩展,且载荷基本不变。

复合材料蜂窝结构渐进损伤评估及挖补修理研究

复合材料蜂窝结构越来越广泛地应用于飞机承力结构件,其受冲击等损伤后的损伤评估与修理方案成为民机复材结构研究中最关切的问题之一。针对复合材料蜂窝结构渐进损伤评估及阶梯式胶接挖补修理问题,基于蜂窝芯子等效模型和C3D8R三维体单元及0厚度三维粘聚力单元COH3D8建立蜂窝结构渐进损伤分析和挖补修理参数研究的三维有限元模型;基于三维Hashin准则、Besant准则和B⁃K准则开发USDFLD程序实现复合材料层合板、蜂窝芯子和胶层的损伤模拟与失效;针对蜂窝结构穿孔损伤仿真研究补片挖补角度、额外层铺层角及厚度等参数对修理后结构强度恢复效果的影响规律。结果表明:补片挖补角度减小带来搭接处胶层内部剪应力升高,补片额外层铺层方向与外载荷夹角增大,以及额外层厚度增加导致搭接边缘出现应力集中而更易提前失稳,都会明显降低蜂窝结构挖补修理后的强度恢复效果。仿真分析结果表明挖补补片选取1层0°铺层的额外层和1∶10的挖补斜率时,蜂窝结构穿孔损伤修理件的强度恢复效果最佳,达到无损件的95.72%。

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。

复合材料蜂窝夹芯修补结构弯曲特性与温度相关性研究

建立复合材料蜂窝夹芯修补结构的渐进损伤分析模型,研究修补后蜂窝夹芯结构在弯曲载荷作用下的极限承载能力及损伤破坏模式,并进一步研究修补结构弯曲性能与温度的相关性。通过编写VUMAT子程序,设置补片以及蜂窝损伤板的失效准则及刚度退化模式,选用Cohesive单元以模拟修补结构中胶层的损伤状况,完成复合材料蜂窝夹芯修补结构的渐进损伤分析。研究结果表明:结构弯曲承载能力和胶层的粘结能力受温度影响较大,结构弯曲承载强度随温度的升高而减小,且脱粘失效会破坏结构的完整性;蜂窝夹芯结构面板基体损伤首先发生在90°方向铺层处,纤维基体剪切损伤首先发生在面板0°铺层处,并沿垂直于施载方向扩展至自由边界。

补片形状和尺寸对复合材料胶接修补的影响

与传统的机械修补技术相比,复合材料胶接修补具有结构增重小、可设计性强、成形简单和成本低等明显的优点。因此,复合材料胶接修补技术已成功地应用于一些军用和民用飞机的受损结构。借助于ANSYS软件,以三维逐渐损伤理论为依据,分别建立含不同形状补片的复合材料胶接修补模型,其中母板和补片采用正交各向异性损伤模型,胶层采用各向同性损伤模型。在单向拉伸载荷作用下,同时考虑层合板和胶层的损伤形式和扩展趋势,确定层合板的最终失效载荷,并与已有文献进行对比,验证模型的正确性。损伤模型计算结果表明,补片的形状和尺寸均是胶接修补的重要设计参数,其对层合板的最终失效载荷影响显著。斜放的方形补片的修补效果较佳,当对方形补片进行圆角化处理时,受损层合板的拉伸承载能力得到提高。

修复方式对蜂窝夹芯结构弯曲性能的影响

针对夹芯结构经常出现的三种损伤方式:单面板损伤、单面板和蜂窝损伤以及穿透性损伤,利用真空袋压工艺,采用高强玻璃布补片和Nomex蜂窝芯作为修补材料,通过复合材料胶接与挖补修复工艺对损伤结构进行修复,主要探讨了修复前后不同损伤孔径对其弯曲性能的影响。结果表明,三种损伤方式对蜂窝夹芯结构的最大载荷和弯曲刚度都有很大影响;三种损伤方式的夹芯结构的最大载荷和弯曲刚度都随着损伤孔径的增大而降低;用复合材料胶接与挖补工艺对三种损伤方式的夹芯结构进行修复,能大大提高受损结构的弯曲性能;修复后的最大弯曲载荷达到完好夹芯结构的80%以上,修复后的弯曲刚度达到完好夹芯结构的85%以上。

复合材料层合板双面贴补结构渐进损伤分析

提出了一种分析和预测在拉伸载荷作用下复合材料层合板双面贴补结构的极限承载能力的方法,建立了分析复合材料双面贴补结构渐进损伤的三维有限元模型.胶层用各向同性模型描述,提出了基于3个方向剪切应变描述的二次剪切失效判据来预测胶层的损伤起始,定义了与材料应力应变相关的刚度折减函数来模拟损伤后胶层刚度的连续退化.层合板用正交各向异性三维模型描述,采用基于应变描述的三维Hashin准则和Ye分层准则来预测其损伤起始,引入损伤变量来考虑层合板的损伤扩展.计算结果与试验数据吻合较好,说明该方法和模型可以有效地预测复合材料双面贴补结构的拉伸极限强度.

复合材料蜂窝夹芯板低速冲击损伤研究

通过三维动力学有限元建立了复合材料蜂窝夹芯板在低速冲击作用下的渐进损伤分析模型。该模型中将蜂窝夹芯等效为均匀的正交各项异性材料。采用基于应变的Hashin三维失效准则和Yeh分层失效准则对面板损伤进行判断。使用部分刚度折减对损伤材料性能进行退化。利用用户子程序将损伤判据和刚度折减方案引入到ABAQUS软件中。模拟了复合材料蜂窝夹芯板低速冲击损伤渐进过程,并与试验结果进行验证。证明了该方法的合理性,最后讨论了各种参数对冲击响应和冲击损伤的影响。

复合材料胶接修补结构疲劳性能的数值和试验研究

为研究室温下复合材料胶接修补结构的疲劳性能,以三维渐进损伤理论为基础,创建了复合材料胶接修补模型,利用材料损伤判断子程序实现对修补结构的静拉伸失效载荷及剩余强度的预测分析,并进行了相关试验的对比分析。采用5种不同尺寸的圆形补片来评价修补效果,并利用超景深仪对修补试件的疲劳损伤扩展模式进行微观测量。结果表明:静载拉伸中,尺寸为3.5r的修补结构承载能力最好;疲劳循环中,尺寸为2.5r的修补结构剩余强度提升效果最好;疲劳载荷下,当循环次数较低时,修补结构的主要损伤为基体开裂,而随着循环次数的增大,主要损伤为纤维断裂。

飞机复合材料板雷电损伤的试验研究

文章采用组合模拟雷电流分量B、C、D,对飞机上常用的碳/环氧层压结构和碳/环氧NOMEX蜂窝夹芯结构的复合材料板进行雷电损伤试验研究,并对比研究复合材料板表面贴铜网与表面涂PUB抗静电涂料防护方式的雷电防护能力。试验后采用超声C扫描对复合材料板雷电损伤的情况进行分析,结果表明:碳/环氧NOMEX蜂窝夹芯结构的复合材料板雷电损伤比碳/环氧层压复合材料板小;表面贴铜网防护方式的损伤比表面涂PUB抗静电涂料防护方式的小,特别是碳/环氧NOMEX蜂窝夹芯结构复合材料板,表面贴铜网效果显著。

树脂基复合材料蜂窝夹层结构修补技术研究

为了降低复合材料蜂窝夹层结构件制造成本及延长其使用寿命,修理技术是必不可缺的。本文主要针对面芯脱胶复合材料蜂窝夹层结构进行了平拉、侧压和疲劳试验,为修补提供依据;同时根据不同修理方法和材料体系对复合材料蜂窝夹层结构修理技术进行了研究。结果表明。

轴压载荷下复合材料蜂窝夹芯板的稳定性研究

采用试验和数值仿真方法对碳纤维复合材料蜂窝夹芯板的压缩稳定性及失效行为展开了研究。利用ABAQUS及UMAT子程序建立了基于连续介质损伤力学的损伤演化模型,采用复合材料面板中纤维与基体及蜂窝芯层的损伤判据和材料性能退化方案,获取其压缩屈曲临界载荷、损伤起始位置及破坏载荷。设计了相关试验件及试验方案并进行压缩稳定性试验,仿真和试验结果吻合较好,验证了模型的有效性。结果表明,夹芯板在轴压载荷下发生屈曲进入后屈曲状态,结构仍具有一定的承载能力,失效基本发生在过渡位置,主要失效模式为蒙皮-芯层开裂、蜂窝芯层破坏及面板纤维压断,且不含过渡区域的夹芯板的屈曲载荷大于含过渡区的夹芯板。研究结果可为后续复合材料夹芯结构稳定性设计提供数据支持和理论参考。

基于渐进损伤理论的复合材料挖补修理结构静拉伸强度数值分析

为研究复合材料挖补修理结构的性能,依据三维渐进损伤理论,使用ANSYS软件建立了复合材料挖补修理模型,根据Tserpes失效准则分析模型中单元的破坏情况,模拟了材料失效时的损伤扩展过程,对挖补结构的静拉伸失效强度进行了预测,并探究了挖补尺寸、胶层厚度和挖补角度等参数对静拉伸强度的影响。其中在挖补角度分析中,分别研究了挖补孔上、下表面尺寸一定时挖补角与强度的关系。结果表明,挖补结构的挖补孔越小,胶层厚度越薄,修复效果越好。挖补角度较大时,胶层会提前发生失效,使修补结构失去完整性,所以挖补角选择4°~6°为宜。

补片形状对复合材料胶接贴补修补影响的预测与试验研究

为研究复合材料胶接贴补方法的修补性能,对胶接结构开展了准静态拉伸试验,研究了室温下T9001复合材料胶接修补结构的静拉伸载荷-位移行为。以三维逐渐损伤理论为基础,创建了复合材料胶接修补模型,利用APDL语言实现对不同补片形状的胶接修补结构在静拉伸载荷作用下的最终失效载荷的预测分析。同时,进行相关试验,测得的胶接修补结构的失效载荷与预测结果吻合较好。结果表明,正放的方形补片的修补效果最佳。最后利用X光机对胶接修补结构的最终损伤模式及损伤范围进行了检测,试验结果与计算预测结果较吻合。

直升机复合材料结构修理方法与验证技术研究

分析了直升机复合材料结构产生损伤的机理,阐述了直升机复合材料结构缺陷及损伤的检测与评估方法,并以某型民用直升机复合材料蜂窝夹层结构修理为实例,讨论了损伤区域的确定、损伤机理的分析及修理原则,给出了修理方案,结果表明通过胶接挖补修补方法修理的结构达到承载能力大于外挂点最大挂载载荷的要求,并且注油30天后无渗油现象,说明用该修理方法能有效地封堵原渗油点,达到了修理的目的,满足某型民用直升机的使用要求。

复合材料蜂窝夹芯结构单面贴补弯曲性能的分析模型与试验研究

复合材料蜂窝夹芯结构作为一种轻质结构已经被广泛应用于飞机舵面及各类整流罩等部件,而弯曲性能可以综合表征其力学性能。基于此,对复合材料蜂窝夹芯板单面贴补试件进行了试验研究及数值分析。首先对单面贴补试件进行了三点弯曲试验,得出结构的破坏载荷及强度恢复值,并分析了芯层压溃以及补片脱胶两种破坏模式及其机理。数值分析中,结合Hill准则、Hashin Fabric准则以及粘聚单元技术,以二次应力准则和能量释放率准则作为失效判据,建立了基于梯形本构关系的修补结构三维有限元分析模型。对蜂窝夹芯板单面贴补结构的弯曲强度及破坏机理进行计算与分析,计算结果表明,基于梯形本构关系的胶层模型可以较好地模拟实际脱胶情况,与试验结果能够较好吻合,验证了分析模型的正确性。最后,分析了补片直径以及补片厚度对修补效果的影响,结果表明,随着补片直径与厚度的增加,修补结构承载能力呈现先增加后减小的趋势。