复合材料波纹梁冲击试验与数值模拟

为了探究复合材料波纹梁的吸能性能,针对铺层形式分别为[(±45)3/(0,90)/(±45)3]、[(±45)8]和[(±45)7]的3种复合材料波纹梁元件,进行了动态冲击试验,得到了吸能载荷-位移曲线,并对其损伤破坏形貌进行了分析。以连续损伤力学为基础,结合改进的Hashin损伤判定准则以及损伤演化规律,提出了针对波纹梁耐撞性损伤分析的刚度退化模型,并基于有限元软件平台开发了适用于波纹梁渐进损伤分析的子程序。对3种不同结构形式的波纹梁进行了渐进失效数值分析,模拟得到了能量评估参数比吸能(SEA)和平均载荷值,并将模拟结果与试验结果进行了对比分析。比较分析了不同薄弱环节复合材料波纹梁的吸能能力。结果表明:波纹梁在冲击载荷作用下发生了渐进压溃失效;平均压溃载荷的相对误差不超过12%,能够满足工程应用要求;薄弱环节的设置需综合考虑复合材料性能和铺层方式等因素。     

典型民机机身段水上冲击数值模拟方法及其耐撞性研究

为了改善民机在紧急迫降情况下的安全性能,对典型机身段水上冲击数值模拟方法及其冲击特性进行了研究。通过合理的简化建立了机身段有限元模型,对有限元方法(FEM)、任意拉格朗日/欧拉方法(ALE)和光滑粒子方法(SPH)水体模型进行了研究,探讨了水体材料模型对机身段结构动态响应特性的影响。在7 m/s垂向冲击速度下,对比分析了水面和刚性地面情况下的机身段结构的耐撞性能。结果表明ALE方法具有最佳计算精度和计算效率。由于忽略了偏应力,采用空材料得到的机身结构响应与弹性流体和弹塑性水体材料有明显不同。在水上冲击过程中,由于水体耗散了大量冲击动能,因此机身加强框变形较小。机身底部蒙皮结构承受较大的均布载荷,因此蒙皮吸能结构吸收了较多的冲击动能,是最重要的吸能结构之一。相对于刚性地面,水面冲击情况下机身具有更小的加速度过载。在紧急迫降情况下,选择湖泊或者江河等水域作为迫降地点可以减小乘员承受加速度过载。     

复合材料薄壁管冲击断裂分析与吸能特性优化

为实现不同冲击载荷下的吸能管结构逆向设计, 应用复合材料强度和刚度理论, 计算得到树脂基纤维增强复合材料正交各向异性的力学参数, 同时应用非线性显式有限元算法模拟了轴向冲击载荷作用下管件的动态断裂过程。根据正交设计原理, 得到了管件比吸能与其几何参数之间的非线性映射关系, 并构造出了相应的响应表面。按照汽车正面碰撞对冲击加速度的要求, 应用序列二次规划算法对吸能管进行了优化设计, 得到了具有较优吸能效率和较小冲击力峰值的吸能管结构参数。结果显示: 方管的变形模式、吸能量、冲击载荷-位移曲线变化趋势、冲击载荷峰值等与试验结果吻合很好; 当管件的壁厚、截面长度、管长分别选取2.1、44、200 mm时, 可得到设计域内的最大比吸能29.23 J/g。      

冰雹冲击复合材料层合板仿真研究

针对飞机空中受冰雹撞击会造成复合材料结构分层或损伤问题,用有限元软件ANSYS/LS-DYNA对复合材料的抗冰雹冲击行为进行分析。采用光滑质点流体动力学方法(Smooth Particle Hydrodynamic,SPH)模拟冰雹冲击刚性平板的高度非线性力学行为。通过对比模拟结果与实验数据知两者吻合较好,验证冰雹模型的准确性。将该模型引入冰雹冲击复合材料结构模型,采用粘聚区模型(Cohesive Zone Model,CZM)预测复合材料结构的分层损伤,获得合理计算结果;并分析冰雹撞击层合板损伤情况及不同参数对层合板损伤影响。     

民机典型机身框段垂直入水冲击特性研究

为了研究民机典型机身框段垂直入水冲击特性,采用入水冲击试验系统开展不同高度下的圆柱体入水冲击试验,研究其入水冲击响应;基于LS-DYNA任意拉格朗日-欧拉(arbitrary Lagrange-Euler, ALE)方法建立流体域均匀网格及局部加密网格模型,通过对比圆柱体入水冲击试验结果验证网格收敛性及流体域模型;基于验证的流体域模型及机身框段模型,研究机身框段在6.02 m/s速度下的入水冲击特性,并分析与刚性地面冲击特性的差异性以及不同入水冲击速度下的机身框段冲击响应特性。结果表明：ALE方法在结构入水冲击方面具有较高的模拟精度,且采用局部加密网格时可以极大减少流体域模型网格数量和入水冲击计算时间。机身框段入水冲击时的失效模式与刚性地面冲击时的失效模式较为一致,但机身框段结构整体变形程度减小,客舱地板横梁变形程度增大;机身框仍是吸能最多的部件,但水也吸收了大量的冲击能量,使得地板导轨处的加速度始终小于刚性地面冲击时的加速度;随着机身框段入水冲击速度的增大,机身框发生弯折和上翘的程度加剧。     

直升机抗坠毁元件构形设计分析研究

为探究差异化的构形参数对复合材料波纹梁吸能性能影响,针对多种构形波纹梁,进行动态压溃试验,对试验现象分析及试验数据处理,给出了多种构形波纹梁的载荷-时间曲线和破坏模式。采用有限元软件ABAQUS模拟波纹梁的瞬态冲击过程,得到吸能特性参数比吸能(SEA)和平均载荷值等,并与试验结果对比,对比结果验证了数值模型的有效性。通过试验及数值分析结果讨论了波纹构形对波纹梁峰值载荷和吸能能力的影响,对不同构形波纹梁以及增加薄弱环节设计的吸能差异作出评估,为实际工程设计提供参考依据。结果表明,利用等截面剖面杆轴向压缩载荷作用下的临界应力方程将波纹梁梁高/波幅比、波长/波幅比设定在相应关系式时波纹梁结构表现出较为稳定的压溃过程,具有一定的应用价值;波纹腹板圆角R值除了对峰值载荷及平均载荷有影响,对波纹梁破坏模式改变也有一定关系,薄弱圆角r值能比较好的改善峰值载荷大小。     

冲击载荷下箭头型负泊松比蜂窝结构动态吸能性能研究

以箭头型负泊松比蜂窝结构为研究对象,在已有的冲击载荷下蜂窝结构平台应力理论模型的基础上,着重考虑平台区和平台应力增强区,建立了其受冲击载荷时吸收能量的理论模型,得到了其在冲击载荷下不同阶段吸收能量及对应等效应力大小与几何参数的关系。基于ANSYS仿真软件模拟了在冲击载荷作用下,箭头型负泊松比蜂窝结构的吸能和应力情况,对比验证了仿真结果与理论模型。结果表明,利用所建立的理论模型能够较为准确地描述蜂窝结构在冲击载荷下的动态吸能性能,并为负泊松比蜂窝结构的几何参数选择和优化设计提供指导。     

直升机机身下部复合材料典型结构耐坠特性研究

抗坠性能是武装直升机的一项重要要求,设计具有较高抗坠吸能性能的机身下部结构是实现直升机抗坠要求的主要技术途径。研究了多种形式的复合材料结构元件抗坠特性,在元件研究基础上优化选择复合材料波纹梁和厚蜂窝结构组合,提出了一种新颖的具有较高抗坠吸能性能的复合材料组件形式,并利用有限元理论及试验的方法进行了对比研究分析,计算结果和试验结果吻合较好。     

无人机全复合材料机翼结构设计与试验验证

为提高全复合材料机翼的有效载荷与机翼质量的比值(载荷/质量比),提出了一种预测全复合材料机翼极限载荷的有限元模拟方法,并建立了提高机翼结构效率的结构设计方案。首先,基于薄壁工程梁理论,对全复合材料机翼进行了理论分析,并对全复合材料机翼的结构形式与铺层形式进行了初始设计;然后,基于初始机翼的试验数据,利用ABAQUS建立了4种不同的有限元模型,通过对比得到了最佳数值模拟方法;接着,建立了14种结构布局形式,并为每种结构形式赋予不同的铺层方案,形成了117个机翼设计方案,对比了各个结构形式的载荷/质量比以及工艺因素;最后,制造了全复合材料机翼并进行了试验验证。结果表明:双工字梁结构为最佳机翼结构布局形式,具有较高的承载效率;模拟载荷与试验值之间的相对误差仅为1.91%,验证了有限元模型的正确性;机翼的载荷/质量比达到了24.17 N/g,相对于初始设计提升了30.65%。所得结论表明设计方法有效。      

编织复合材料机身隔框的冲击动力学特性

为提高飞行器的适坠性能,对二维三轴编织复合材料机身隔框的冲击动力学特性进行研究。基于连续介质损伤力学建立了机身隔框在冲击载荷作用下的有限元模型。该模型根据不可逆热力学理论并结合Weibull分布建立损伤扩张准则,采用Hashin失效准则确定损伤阈值函数。在迭代过程中,剪应力与正应力相互耦合,且分别考虑材料在纵向和横向的损伤破坏。在此基础上研究了材料参数变化对机身隔框冲击动力学性能的影响,并对各种情况下的瞬态动力学特征和能量吸收特性进行对比分析。数值结果表明该有限元模型能够准确求解编织复合材料机身隔框的非线性瞬态动力学问题,载荷峰值和吸收的能量分别与试验结果相差1.5%和4.7%,且纵向的弹性模量和压缩强度等材料参数对机身隔框的冲击动力学响应影响较大。     

复合材料货舱地板立柱压溃响应试验

复合材料已经在民用飞机结构上得到广泛应用,并逐渐应用到主承力结构中,复合材料的脆性特点给飞机的适坠性设计和评估提出了新的挑战。复合材料机身货舱地板支撑立柱作为坠撞过程中的重要吸能元件,对机身结构抗坠撞性能有重要影响。复合材料货舱地板支撑立柱在压溃失效模式下吸收的能量明显多于整体弯曲失效模式。根据民用飞机复合材料货舱地板立柱的设计需求,对不同试件触发模式、高度、截面形式、截面面积等设计参数变化的T700GC碳纤维/环氧树脂复合材料立柱开展准静态和动态压溃试验,得到立柱吸能特性的关键影响参数和设计因子。      

汽车前纵梁吸能盒结构耐撞性多目标优化

吸能盒上诱导槽的分布形式对汽车碰撞性能有很大影响.以汽车前纵梁吸能盒结构为对象,建立整车正面碰撞仿真模型,对吸能盒结构的耐撞性进行了多目标优化设计.以吸能盒上诱导槽之间的间距为设计变量,使用Hammersley方法采集样本点后,以车辆吸能盒的最大吸能量E、最大刚性墙反力F以及车身最大加速度a为目标函数,通过krigin...     

舰载飞机机体主传力结构拦阻冲击动力学试验与仿真分析

舰载飞机拦阻着舰过程中,在多系统相互耦合条件下复杂的拦阻动载荷通过拦阻钩作用于机体结构,对机体结构安全性提出挑战。研究此过程中拦阻动载荷在结构上的传播规律及主传力结构的动响应特性具有极为重要的意义。通过地面拦阻冲击模拟试验,对舰载飞机拦阻减速过程中机体主传力结构动响应进行分析研究,并基于刚柔耦合动力学模型对试验过程进行数值模拟仿真分析。研究得到了拦阻过载和应力应变在结构上的响应特征,获取了过载和应变峰值沿机体传力路径的分布规律,可以作为舰载飞机结构强度设计的重要参考依据。研究表明拦阻冲击过载峰值沿主传力路径顺航向,呈现出明显的衰减趋势。靠近拦阻钩接头结构过载峰值较高,但由于冲击时间短,应变响应较小,不会对机体结构造成损伤和破坏。拦阻载荷在机翼隔离框位置会产生应力集中效应,结构设计时应注意对相应结构作局部加强。     

飞行器机身结构耐撞性分析与设计

耐撞性不仅是飞行器设计中的重要问题,而且还是其取得适航证的必要条件。该文对美国、欧盟和日本等在耐撞性研究方面的研究进行了总结,阐述了耐撞性设计中采用的数值模拟和试验研究方法及其主要问题。主要针对各种飞行器结构耐撞性设计方法进行介绍,对比了轻型固定翼飞机、直升机和大中型民用飞机的耐撞性设计特点。能量吸收结构是耐撞性设计的关键问题之一,对提高飞行器机身能量吸收能力的机身底部结构、机身加强框和客舱地板撑杆结构等设计方法进行详细介绍,总结了飞行器耐撞性可靠性分析和优化设计方法。最后对飞行器结构耐撞性设计的发展作了展望。     

Innovative Anti Crash Absorber for a Crashworthy Landing Gear

This paper defines an innovative concept to anti-crash absorber in composite material to be integrated on the landing gear as an energy-absorbing device in crash conditions to absorb the impact energy. A composite cylinder tube in carbon fiber material is installed coaxially to the shock absorber cylinder and, in an emergency landing gear condition, collapses in order to enhance the energy absorption performance of the landing system. This mechanism has been developed as an alternative solution to a high-pressure chamber installed on the Agusta A129 CBT helicopter, which can be considered dangerous when the helicopter operates in hard and/or crash landing. The characteristics of the anti-crash device are presented and the structural layout of a crashworthy landing gear adopting the developed additional energy absorbing stage is outlined. Experimental and numerical results relevant to the material characterization and the force peaks evaluation of the system development are reported. The anti-crash prototype was designed, analysed, optimized, made and finally the potential performances of a landing gear with the additional anti-crash absorber system are tested by drop test and then correlated with a similar test without the anti-crash system, showing that appreciable energy absorbing capabilities and efficiencies can be obtained in crash conditions.     

Finite element modelling of crash response of composite aerospace sub-floor structures

Composite energy-absorbing structures for use in aircraft are being studied within a European Commission research programme (CRASURV – Design for Crash Survivability). One of the aims of the project is to evaluate the current capabilities of crashworthiness simulation codes for composites modelling. This paper focuses on the computational analysis using explicit finite element analysis, of a number of quasi-static and dynamic tests carried out within the programme. It describes the design of the structures, the analysis techniques used, and the results of the analyses in comparison to the experimental test results. It has been found that current multi-ply shell models are capable of modelling the main energy-absorbing processes at work in such structures. However some deficiencies exist, particularly in modelling fabric composites. Developments within the finite element code are taking place as a result of this work which will enable better representation of composite fabrics. Received 12 December 1999     

Lightweight design and crash analysis of composite frontal impact energy absorbing structures

Carbon fibre composites have shown to be able to perform extremely well in the case of a crash and are being used to manufacture dedicated energy-absorbing components, both in the motor sport world and in constructions of aerospace engineering. While in metallic structures the energy absorption is achieved by plastic deformation, in composite ones it relies on the material diffuse fracture. The design of composite parts should provide stable, regular and controlled dissipation of kinetic energy in order to keep the deceleration level as least as possible. That is possible only after detailed analytical, experimental and numerical analysis of the structural crashworthiness.This paper is presenting the steps to follow in order to design specific lightweight impact attenuators. Only after having characterised the composite material to use, it is possible to model and realise simple CFRP tubular structures through mathematical formulation and explicit FE code LS-DYNA. Also, experimental dynamic tests are performed by use of a drop weight test machine.Achieving a good agreement of the results in previously mentioned analyses, follows to the design of impact attenuator with a more complex geometry, as a composite nose cone of the Formula SAE racing car. In particular, the quasi-static test is performed and reported together with numerical simulation of dynamic stroke. In order to initialize the collapse in a stable way, the design of the composite impact attenuator has been completed with a trigger which is consisted of a very simple smoothing (progressive reduction) of the wall thickness. Initial requirements were set in accordance with the 2008 Formula SAE rules and they were satisfied with the final configuration both in experimental and numerical crash analysis.     

新颖圆形多胞复合填充结构的耐撞性

提出一种新颖的圆形多胞复合填充结构,该结构采用蜂窝和泡沫两类材料的交错复合填充。采用实验验证与数值研究相结合的方法,系统地研究了蜂窝和泡沫材料在全填充、部分填充及交互填充结构中的耐撞性。研究结果表明,针对单一材料填充的多胞圆管,部分填充结构比全填充结构具有更好的耐撞性能,其中,环形蜂窝填充结构（H40）和中心泡沫填充结构（F01）具有更优异的能量吸收特性。针对双材料复合填充的多胞圆管,则是中心泡沫填充与环形蜂窝填充的复合结构（F01H40）具有最佳的耐撞吸能性。最后,进一步结合Kriging近似技术与粒子群数值优化方法,对复合填充结构进行多目标优化设计,探索其最优耐撞性与最优参数匹配。结果表明,环形蜂窝部分填充结构（H40）、中心泡沫填充与环形蜂窝填充的复合全填充结构（F01H40）具有最优的耐撞性能。