基于刚度-强度-重力的蜂窝纸板优化设计

分析了蜂窝纸板轻量型优化设计的刚度、强度约束函数和重量目标函数,找出了制箱或制托盘用蜂窝纸板结构优化设计方法,并用图解法举例说明了如何根据包装的具体需要优选蜂窝纸板结构.     

钛合金蜂窝壁板楔形件静强度测试及失效模式分析

钛合金蜂窝壁板结构具有质量轻、比强度和比刚度高、消音、隔热、减振以及抗冲击等优异性能,在航空航天等领域广泛使用。本工作针对全高度钛合金蜂窝结构典型楔形件,开展了静强度和失效模式研究,并分析了两种典型缺陷对全高度钛合金蜂窝结构的承载能力及失效模式的影响。结果表明:(1)在67%设计载荷(限制载荷)作用下,无缺陷、含单处缺陷和含两处缺陷的L向和W向钛合金蜂窝楔形试验件均未发生破坏,钛合金蜂窝结构承载能力较强。(2)等效面积Φ45 mm的单处缺陷对钛合金蜂窝楔形试验件静强度和破坏模式影响较小。(3)等效面积Φ30mm的两处缺陷对钛合金蜂窝楔形试验件静强度影响显著,承载载荷下降明显,易发生板芯界面分离破坏。(4) L向无缺陷、含单处缺陷和含两处缺陷钛合金蜂窝楔形试验件的静强度破坏载荷均大于W向钛合金蜂窝楔形试验件对应结果,建议实际构件时采用蜂窝方向为L向的钛合金蜂窝结构形式。     

夹层结构的抗震分析及设计优化

本文采用了一种改进的蜂窝夹层结构计算模型，对蜂窝夹层结构进行了抗震分析，在此基础上，对其进行了动力设计优化，以夹层结构蒙皮层和芯层的厚度为设计变量，结构强度／重量比值为优化目标，为提高计算效率，对隐式目标函数以及约束函数采用了一阶傅立叶级数近似展开。     

高温合金蜂窝成形制造工艺及性能评价

目的 研究高温合金蜂窝成形工艺参数优化规律。方法 采用辊压成形、整形和点焊工艺制备高温合金蜂窝芯体,并对成形后的蜂窝芯体进行性能表征及失效分析。研究辊压成形工艺、整形工艺和点焊工艺参数,对采用最优工艺参数得到的高温合金蜂窝芯体样件分别进行压缩、剪切性能测试,对样件进行性能表征及失效分析,得出其最大压缩力、平面压缩强度以及失效方式。结果 选取30 t压力时,校形效果良好;当焊接电流为500 A,焊接时间为0.005 s时,焊点质量最好。结论 采用优化后的工艺参数制得的样件尺寸精度和质量较高,能够为高温合金蜂窝制造提供指导。     

蜂窝夹层结构在飞机上的应用及发展

蜂窝夹层复合材料具有质量轻、弯曲强度与刚度大、抗失稳能力强、耐疲劳老化、吸音、隔音及隔热性能好等优点,长期以来备受航空结构的关注。在航空工业发达国家,蜂窝夹层结构复合材料己大量应用于飞机结构,如机翼、机身、尾翼、雷达罩及地板、内饰等。随着飞机对结构全寿命成本的提高,蜂窝夹层结构材料体系、结构设计、整体化制造技术及低成本技术均需进一步提升。     

基于最终层失效的复合材料舱体稳健性协调优化

传统可靠性设计难以符合现代设计要求,对舱体进行稳健性优化设计,可提高其综合可靠性。基于基体破坏和纤维断裂两种失效模式,采用验算点法求解复合材料单层可靠度。基于最终层失效假设,提出把结构看作由串联子系统组成的并联系统的思想,结合材料刚度比率退化准则和单层可靠度理论,采用概率逐步失效分析方法,计算出主要失效链,从而得出结构的失效概率。复合材料舱体设计变量复杂,提出二级优化方法思想：一级为系统级布局优化,对加强筋截面形状、位置确定等参数进行优化;二级为子系统级尺寸优化,对筋截面尺寸、复合材料各铺层厚度等参数进行优化。采用自适应随机搜索遗传算法,以复合材料舱体质量最小为目标函数,以可靠度要求为约束条件,采用稳健性协调优化方法,对存在初始缺陷的复合材料舱体进行稳健性优化,为复合材料结构优化设计提供参考。     

内饰车身地板振动性能优化分析

在某SUV车型工程设计阶段,运用有限元法进行内饰车身地板响应点振动传递函数分析。与参考车型振动曲线对比,发现车身地板测点峰值大幅超出。通过模态贡献量及模态分析,诊断出振动传递函数峰值大幅超出是由地板局部模态引起。为提高地板局部刚度,以地板振动传递函数为目标函数进行形貌优化,设计出新的地板结构以降低测点振动峰值。制造样车后,对地板振动传递函数进行实车测试,验证仿真分析结果的有效性。研究结果表明,在车型工程设计阶段,基于形貌优化的振动传递函数分析可以有效应用于内饰车身地板减振结构设计中,降低后期实车抖动风险。     

蜂窝纸板生产线中冷却机升降架的有限元分析

阐述了蜂窝纸板生产线中冷却机的作用和结构特点,建立了冷气机中升降架的力学计算模型,对其刚度和强度问题进行了有限元计算和校核,为工程设计中等精度要求框架类结构的刚度计算打下了基础.     

复合材料蜂窝夹层结构T型接头拉伸性能研究

通过试验测量了复合材料蜂窝夹层结构T型整体接头的拉伸性能,得到其拉伸强度与破坏模式。建立了接头结构有限元模型,利用分类损伤判据、失效准则与刚度退化准则对结构的损伤情况进行模拟,研究了接头的拉伸破坏行为。有限元分析结果与试验结果吻合良好。研究结果表明,结构的薄弱点位于腹板内靠近蒙皮的位置。蜂窝在此处发生面外拉伸破坏,从而导致结构的最终破坏。腹板上的拉伸载荷主要通过过渡区填料传递给蒙皮,腹板与蒙皮间的搭接段对载荷传递的贡献较小。参数研究表明,对于复合材料蜂窝夹层结构T型接头,搭接段长度对结构的强度几乎没有影响,而增大蒙皮蜂窝的高度或采用低模量蜂窝可以提高结构强度。     

结构参数对CFRP蒙皮-铝蜂窝夹层板低速冲击性能的影响

针对碳纤维增强树脂复合材料（CFRP）蒙皮-铝蜂窝夹层结构,使用半球头式落锤冲击试验平台进行了低速冲击载荷下蜂窝芯单元尺寸对夹层板冲击性能影响的试验探究,并基于渐进损伤模型、内聚力模型和三维Hashin失效准则,在有限元仿真软件ABAQUS中建立了含蒙皮、蜂窝芯、胶层的CFRP蒙皮-铝蜂窝夹层板精细化低速冲击仿真模型,仿真结果与试验结果吻合较好。利用该数值模型进一步探究了蜂窝芯高度、蒙皮厚度和蜂窝芯壁厚等结构参数对于蜂窝夹层板低速冲击吸能效果的影响。结果表明:增大铝蜂窝芯的单元边长,会减小蜂窝夹层板的刚度,提升夹层板的吸能效果;芯层高度对夹层板的刚度及抗低速冲击性能影响较小;增大蜂窝夹层板的蒙皮厚度,可以提高夹层板的刚度,但会降低夹层板的吸能效果;增大蜂窝芯的壁厚,可以提高夹层板的刚度和抗低速冲击性能。      

基于Ansys Workbench的塑料蜂窝板仿真分析及优化

目的通过对PVC,PP,PE这3种材料的塑料蜂窝板蜂窝单元进行多目标优化求解,得到PVC,PP,PE这3种材料塑料蜂窝板的最优结构参数。方法利用Ansys Workbench仿真分析和多目标优化迭代求解。结果硬质PVC材料的蜂窝板蜂窝单元的最优结构参数是蜂窝边长为10.135mm,蜂窝壁厚为0.151 44 mm,蜂窝高度为10.925 mm;PP材料的蜂窝板蜂窝单元的最优结构参数是蜂窝边长为10.001 mm,蜂窝壁厚为0.150 24 mm,蜂窝高度为10.621 mm;HDPE材料的塑料蜂窝板蜂窝单元的最优结构参数是蜂窝边长为10.998 mm,蜂窝壁厚为0.150 16 mm,蜂窝高度为10.196 mm。优化后的质量有了明显的降低,PVC蜂窝板的质量降低了10.74%,PP蜂窝板的质量降低了11.11%,HDPE蜂窝板的质量降低了11.97%。结论通过Ansys Workbench进行仿真分析和多目标优化设计能够快速有效地得到结构件最优结构参数。     

蜂窝纸板弯曲破坏模式和机理研究

基于蜂窝纸板的结构和受力情况,对蜂窝纸板进行三点弯曲实验,分析纸蜂窝夹层结构的弯曲破坏模式和弯曲破坏过程,探究纸蜂窝夹层结构弯曲变形机理。结果表明：蜂窝纸板的弯曲破坏模式主要有面板屈曲褶皱和局部塌陷两种;蜂窝纸板的弯曲破坏过程分为5个阶段;蜂窝纸板的弯曲破坏模式与面板屈曲、蜂窝胞元壁受压形成塑性铰以及蜂窝胞元壁向中间挤压靠近有关。     

等腰梯形蜂窝芯玻璃钢夹芯板的面内压缩性能

为研究等腰梯形蜂窝芯玻璃钢夹芯板面内压缩破坏机制, 利用材料试验机对夹芯板面内压缩性能进行了试验测试, 并开展了模拟研究。结果表明: 夹芯板的面内压缩破坏方式主要有面板折断、夹芯板屈曲失稳和夹芯板中面板与蜂窝芯脱粘3种类型。面板为夹芯板面内压缩的主要承载构件, 蜂窝芯对面板起到固支作用。面板结构参数与材料参数为影响夹芯板面内压缩抗压强度与抗压刚度主要因素, 多数蜂窝芯的结构参数与材料参数对夹芯板面内压缩抗压强度的影响微弱, 而个别蜂窝芯的结构参数对夹芯板面内压缩抗压刚度的影响比较显著。夹芯板体积一定时, 随着蜂窝芯胞体单元数量的增加, 夹芯板面内压缩的抗压强度与抗压刚度逐渐增大。      

Compressive and flexural properties of biomimetic integrated honeycomb plates

The characteristics of honeycomb plates composed of an upper and lower lamination are employed to create a novel single-sided bonded honeycomb plate (SBHP) design, and the compressive and flexural properties of these biomimetic integrated honeycomb plates are investigated. The results demonstrate that even during the fracturing of the honeycomb plates (honeycomb core), no abrupt compression paralysis occurs (which would cause the load to decrease rapidly); furthermore, our honeycomb plates exhibit superior compressive properties compared to biomimetic sandwich plates manufactured using Zhang’s needle-injection method. The interfacial bonding surface and bonding quality have no significant effect on the flexural stiffness but do affect the failure modes and flexural failure strength of the honeycomb plates. The ultimate failure of the biomimetic integrated honeycomb without a bonding layer between the panel–core layers is determined by the material strength itself; therefore, the honeycomb possesses good mechanical properties. This experimental study confirms, for the first time, the effectiveness of the biomimetic integrated honeycomb structure manufacturing method.     

低速冲击后复合材料蜂窝夹芯板的拉伸特性

对含低速冲击损伤的蜂窝夹芯板试件进行了拉伸试验, 用X 光技术、热揭层技术和外观检测等对拉伸破坏过程进行了研究, 分析了剩余拉伸强度与冲击能量的关系。结果表明: 拉伸过程中, 四种破坏形式同时存在且相互作用; 冲击损伤严重影响了蜂窝夹芯板的抗拉能力。      

基于多尺度方法的蜂窝夹层复合材料结构轴向压缩稳定性

为有效预测蜂窝夹层复合材料结构压缩失稳载荷和破坏模式,本文基于层压板宏细观多尺度数值分析模型,研究蜂窝夹层复合材料结构在轴向压缩载荷下的屈曲稳定性。基于改进的通用单胞理论模型,并结合ABAQUS用户自定义子程序接口,建立蜂窝夹层复合材料结构宏细观数值模型,预报蜂窝夹层复合材料结构失效载荷和破坏模式,并与试验结果对照,验证了模型的有效性。结果表明:通过本文建立的数值模型可以有效预测蜂窝夹层复合材料结构在压缩载荷下的失稳载荷和破坏模式,其一阶失稳载荷为128.12 kN,与试验结果误差为4.58%,蜂窝夹层复合材料结构破坏模式为先发生屈曲失稳,然后迅速破坏。      

蜂窝夹芯板表面加工的平整度分析

蜂窝夹芯结构具有高的比强度、比刚度以及质量轻等优点,被广泛应用于航空航天领域。因此,对其进行力学特性分析具有理论研究和工程应用价值。针对卫星常用的蜂窝夹芯结构板,实验测得夹芯板的表面平整度。根据理论推导得出蜂窝夹芯结构的等效材料参数,利用有限元分析软件MSC.Patran/Nastran进行蜂窝夹芯板的表面平整度分析。对比发现,实验结果和计算分析结果相差为5.9%,表明理论推导的可行性。根据三明治等效理论,提出建立常用规格的蜂窝的等效参数的等效系数库,便于蜂窝夹芯结构的工程应用。     

Effect of the amount of adhesive on the bending fatigue strength of adhesively bonded aluminum honeycomb sandwich beams

The effect of the amount of adhesive for bonding face sheets and cores on the bending fatigue strength of aluminum honeycomb sandwich beams was analyzed. It was experimentally proved that the fatigue strength increases as increasing the amount of adhesive. Furthermore, the applied loading parameter is not correlated with the fatigue life data of all studied specimens with various amounts of adhesive because the global parameter has no clear physical meanings with respect to the failure mechanism. From the observations made during fatigue testing, debonding at the interface between the honeycomb core and face sheet is the main cause of fatigue failure. Finite element analyses were conducted to obtain the local stress states at the interface, and these simulated stresses were employed in fatigue life prediction parameters. Three local interfacial parameters were adopted and correlated with the experimental data for the studied specimens. The predicted failure locations using the three interfacial parameters were also examined by comparing the observation results in fatigue tests. Among the three studied interfacial parameters, the combined interfacial peeling and shear stress parameter is recommended for use in fatigue design as it provides good fatigue life correlations and predicts the correct locations of failure initiation simultaneously.