整体成型复合材料模型机翼设计方案优选与验证

采用多级优化方法,对给定外形和尺寸的复合材料模型机翼进行了设计方案优选。首先基于单因素的效能评估和灰关联度的综合效能评估对机翼进行了结构布局设计,然后采用有限元法对工字梁机翼进行结构细节优化与铺层设计,最后采用基于真空袋法的整体成型工艺制备了蒙皮-夹芯、蒙皮-加筋、C型梁和工字梁等4种典型结构的复合材料模型机翼,并利用三点弯曲试验对优选设计方案进行了验证。优化结果表明：工字梁机翼结构效能水平最高,其次是后C型梁机翼,结构效能最差的是蒙皮-腹板机翼,梁凸缘采用等厚度变宽度可获得近似等强度梁结构。试验结果验证了优化设计方案的有效性。     

超轻复合材料机翼模型优化设计与制造

根据SAMPE CHINA 2009超轻复合材料机翼设计大赛要求,在既定结构外形下,建立有限元模型.采用Hashin复合材料失效判据以及通过折减压缩强度来考虑屈曲行为的方法对在三点弯曲加载情况下机翼模型的损伤区域、破坏模式及破坏强度进行数值模拟分析.通过基于COMPASS的铺层优化设计确定了最优结构.最后利用先进的制作工艺加工出了反映结构特点的机翼模型,并在比赛中胜出.     

考虑气动弹性约束的复合材料支撑机翼优化设计

基于遗传-敏度混合算法对复合材料支撑机翼开展考虑气动弹性约束的优化设计,并与常规机翼构型进行比较。在严重载荷状态下,以结构质量最小化为目标,以翼尖变形、屈曲稳定性和颤振速度为约束,设计复合材料机翼铺层和支撑结构参数,并研究不同支撑点位置对于优化设计结果的影响。结果表明,复合材料支撑机翼构型能大幅减少弯曲方向上的铺层材料,有明显的减重优势。支撑点位置对于结构质量、屈曲稳定性和扭转刚度分布有较大影响,支撑结构的屈曲破坏在复合材料支撑机翼的结构设计中要引起重视。     

折叠复合材料结构的制备及性能表征

研究了折叠复合材料结构的成型工艺,成功地制备了碳纤维/环氧树脂、玻璃纤维/环氧树脂复合材料薄壁圆柱壳试样,并对它们的折叠弯曲性能进行了实验研究,分析了弯曲过程中横向、纵向和纤维方向三个方向的应变变化情况,以及试样在弯曲过程中的弯矩和纵向曲率变化规律.     

RTM成型复合材料T型接头工艺参数优化与力学性能实验研究

对树脂传递模塑(RTM)成型的复合材料T型接头进行了工艺参数优化、制备及力学性能实验研究。应用流动模拟软件,对RTM成型的复合材料T型接头进行了基体流动数值模拟,确定模具最佳注射方式和出胶口位置,并优化了影响树脂充模时间的工艺参数,显著提高了RTM接头的工艺性能。根据优化工艺参数结果,制备了RTM成型的复合材料T型接头试样,并进行了拉伸和压缩试验,分析了其破坏机制。根据拉伸和压缩试验现象和结果,发现RTM成型的复合材料T型接头拉伸破坏模式主要为富树脂三角区的树脂与纤维布界面分层,其拉伸破坏主要取决于树脂基体抗剥离分层的拉伸强度;压缩破坏模式为底板中央部位的弯曲分层与折断,其压缩破坏由接头底板中的纤维布抗拉强度决定;T型接头的压缩破坏强度高于拉伸破坏强度。     

二维编织-树脂传递模塑成型双马来酰亚胺复合材料管的弯曲及轴向压缩性能研究

通过二维编织-树脂传递模塑(RTM)成型方法制备得到了复合材料管,并设计制造特殊夹具,参考GB/T 5350—2005及SY/T 7318.3—2017标准对复合材料管的弯曲及轴向压缩性能进行了研究,并参照实验结果与典型6061铝合金的力学性能进行了对比。结果表明:复合材料管的轴向压缩破坏形式均表现为脆性剪切破坏模式,平均压缩强度为187.6MPa。复合材料管的弯曲破坏形式为脆性破坏,其平均弯曲强度为262.2MPa,弯曲模量为14.0GPa,与6061铝合金管性能相当,而密度仅为其58%,表现出较好的减重潜力。     

缝纫泡沫夹层结构弯曲性能研究

本文对缝纫泡沫夹层复合材料进行了理论分析和三点弯曲实验研究.讨论了缝纫夹芯剪切模量的计算方法和计算公式.实验表明缝纫提高了泡沫夹层板三点弯曲破坏载荷.针对实验结果研究了材料性能和试件几何的关系,给出了缝纫泡沫夹层板破坏模式的判别公式并基于经典夹层梁理论建立了初始破坏载荷预估方法,预估值和实验值符合较好.     

碳纤维3D机织预制体弯曲性能

异形结构复合材料构件成型过程中，其内部纤维预制体往往发生显著的宏观变形。预制体的弯曲性能对褶皱缺陷的形成和演化有着决定性影响。采用三点弯曲法对碳纤维3D机织预制体进行了测试，利用Micro-CT技术研究了预制体的微细观变形机制，分析了经纱密度和纬纱密度对预制体弯曲性能的影响规律。结果发现：3D机织预制体的临界弯曲能量随着组织点密度的增加大致呈线性增大的趋势。预制体弯曲变形主要由经纱屈曲度变化、局部压缩屈曲和经纬纱层间滑移等微细观变形构成。     

Ti-Cu层状复合材料静态载荷下变形与失效机制

利用水下爆炸焊接法制备了Ti-Cu层状复合材料。为研究Ti-Cu层状复合材料静态荷载下变形和失效机制，对Ti-Cu层状复合材料进行了室温条件下单轴拉伸实验和预制裂纹的三点弯曲实验，并与Ti单层板和Cu单层板进行对比分析，采用SEM观察断口形貌。通过拉伸和三点弯曲实验后的微观分析表明:在拉伸实验中，Ti-Cu层状复合材料的破坏是由于多方向应力耦合作用，加工硬化和界面效应使其拉伸强度远高于Ti单层板和Cu单层板；在预制裂纹的三点弯曲实验中，Ti-Cu层状复合材料的断裂是多重损伤失效相互作用的结果。Cu层形成大量的滑移带和变形带，Ti层产生大量的微裂纹，Ti-Cu层状复合材料由于多种损伤累积，形成一种特有的沿基体和界面交替传播的裂纹形态；相对于均质金属，Ti-Cu层状复合材料复杂的变形和失效行为是其力学性能提高的重要原因。      

复合材料双向波纹夹层结构力学性能

为改进传统单向波纹夹层结构横向力学性能较差的缺点,设计了一种新型复合材料双向波纹夹层结构。考虑复合材料双向夹层结构制备困难,研究了整套真空辅助成型工艺(VARI)工艺制备方案,实现双向波纹夹层结构的高效制备,以满足工程应用的需要。对制备出的复合材料双向波纹夹层结构与单向波纹夹层结构分别进行面外压缩、弯曲和剪切实验,分析了双向波纹夹层结构在不同载荷下的破坏模式及其失效机制,计算了该结构在不同荷载条件下的强度和模量,并将其与单向波纹夹层结构进行对比分析。结果表明,在压缩荷载作用下,玻璃纤维/环氧树脂芯子为主要承载部分,结构的失效主要体现在芯子的屈曲、断裂和分层;在弯曲荷载的作用下,由于纤维的抗压强度远小于抗拉强度,所以压头下方的上面板最先达到破坏荷载,结构的弯曲失效形式主要为上面板的断裂和脱粘;结构的剪切失效主要以泡沫与面板的脱粘和压溃为主,芯子和面板未见明显的破坏现象;与单向波纹夹层结构相比,双向波纹夹层结构力学性能显著提升。      

Bending analyses for 3D engineered structural panels made from laminated paper and carbon fabric

This paper presents analysis of a 3-dimensional engineered structural panel (3DESP) having a tri-axial core structure made from phenolic impregnated laminated-paper composites with and without high-strength composite carbon-fiber fabric laminated to the outside of both faces. Both I-beam equations and finite element method were used to analyze four-point bending of the panels. Comparisons were made with experimental panels. In this study, four experimental panels were fabricated and analyzed to determine the influence of the carbon-fiber on bending performance. The materials properties for finite element analyses (FEA) and I-beam equations were obtained from either the manufacturer or in-house material tensile tests. The results of the FEA and I-beam equations were used to compare with the experimental 3DESP four-point bending tests. The maximum load, face stresses, shear stresses, and apparent modulus of elasticity were determined. For the I-beam equations, failure was based on maximum stress values. For FEA, the Tsai-Wu strength failure criterion was used to determine structural materials failure. The I-beam equations underestimated the performance of the experimental panels. The FEA-estimated load values were generally higher than the experimental panels exhibiting slightly higher panel properties and load capacity. The addition of carbon-fiber fabric to the face of the panels influenced the failure mechanism from face buckling to panel shear at the face–rib interface. FEA provided the best comparison with the experimental bending results for 3DESP.     

复合材料波纹夹层圆柱壳设计及轴压性能

结构轻量化是航空航天发展的永恒主题, 波纹夹层圆柱壳作为常见的轻质结构形式, 在航空航天领域具有很大的发展空间。采用模具热压法, 制备出纵向和环向碳纤维复合材料波纹夹层圆柱壳, 其中芯子整体成型, 面板分瓣制备。采用经典板壳屈曲理论, 分析纵向和环向波纹夹层圆柱壳的轴压力学性能, 得到了欧拉屈曲、整体屈曲、局部屈曲和面板压溃4种失效模式下的极限载荷理论公式。绘制出结构的失效机制图, 直观显示出了失效模式与试件尺寸之间的关系。通过对纵向和环向波纹夹层圆柱壳的轴向压缩试验, 获得了结构的载荷-位移曲线及局部屈曲和面板压溃2种失效模式。结果表明:纵向波纹夹层圆柱壳的轴向承载能力及载荷/质量效率优于环向波纹夹层圆柱壳, 在一定范围内增加圆柱壳面板的厚度、减小圆柱壳的高度可提高结构的载荷/质量效率。      

On the Through-the-Width Multiple Delamination, and Buckling and Postbuckling Behaviors of Symmetric and Unsymmetric Composite Laminates

Multiple delamination causes severe degradation of the stiffness and strength of composites. Interactions between multiple delamination, and buckling and postbuckling under compressive loads add the complexity of mechanical properties of composites. In this paper, the buckling, postbuckling and through-the-width multiple delamination of symmetric and unsymmetric composite laminates are studied using 3D FEA, and the virtual crack closure technique with two delamination failure criteria: B-K law and power law is used to predict the delamination growth and to calculate the mixed-mode energy release rate. The compressive load-strain curves, load-central deflection curves and multiple delamination process for eight composite specimens with different initial delamination sizes and their distributions as well as two angle-ply configurations 0₄//(±θ)₆//0₄ (θ?=?0° and 45°, and “//” denotes the delaminated interface) are comparatively studied. From numerical results, the unsymmetry decreases the local buckling load and initial delamination load, but does not affect the global buckling load compared with the symmetric laminates. Besides, the unsymmetry affects the unstable delamination and buckling behaviors of composite laminates largely when the initial multiple delamination sizes are relatively small.     

Weight optimal design of lateral wing upper covers made of composite materials

The present investigation is devoted to the development of a new optimal design of lateral wing upper covers made of advanced composite materials, with special emphasis on closer conformity of the developed finite element analysis and operational requirements for aircraft wing panels. In the first stage, 24 weight optimization problems based on linear buckling analysis were solved for the laminated composite panels with three types of stiffener, two stiffener pitches and four load levels, taking into account manufacturing, reparability and damage tolerance requirements. In the second stage, a composite panel with the best weight/design performance from the previous study was verified by nonlinear buckling analysis and optimization to investigate the effect of shear and fuel pressure on the performance of stiffened panels, and their behaviour under skin post-buckling. Three rib-bay laminated composite panels with T-, I- and HAT-stiffeners were modelled with ANSYS, NASTRAN and ABAQUS finite element codes to study their buckling behaviour as a function of skin and stiffener lay-ups, stiffener height, stiffener top and root width. Owing to the large dimension of numerical problems to be solved, an optimization methodology was developed employing the method of experimental design and response surface technique. Optimal results obtained in terms of cross-sectional areas were verified successfully using ANSYS and ABAQUS shared-node models and a NASTRAN rigid-linked model, and were used later to estimate the weight of the Advanced Low Cost Aircraft Structures (ALCAS) lateral wing upper cover.     

复合材料翼面壁板剪切稳定性

基于长桁铺层数不同的两块复合材料翼面T型加筋壁板试件SS-1和SS-2开展剪切稳定性试验。试件SS-1和SS-2的L型层合板铺层分别为11层和14层,腹板铺层分别为22层和28层,缘条铺层分别为15层和18层。采用提出的工程方法进行壁板的剪切屈曲应变分析,方法中考虑了长桁尺寸和铺层数的影响,并应用有限元弧长法进行试件屈曲载荷、后屈曲承载能力及剪切屈曲模态分析。试验结果表明,屈曲发生之前试件蒙皮处于均匀纯剪切应变状态,后屈曲阶段试件发生了长桁-蒙皮脱粘破坏失效,长桁铺层数较多的试件SS-2具有更高的屈曲载荷和蒙皮局部屈曲应变。工程方法计算得到试件SS-1和SS-2的剪切屈曲应变相对于试验结果的误差分别为–14.9%和–9.2%。有限元弧长法分析得到试件SS-1的屈曲载荷和屈曲应变误差分别为1.9%和2.7%,且剪切屈曲模态与试验结果一致。弧长法对不同长桁铺层数的研究结果表明,长桁铺层较少时,壁板发生整体失稳的材料破坏,而长桁铺层数较多时,更容易发生长桁与蒙皮的脱粘失效。      

复合材料整体化多墙盒段渐进式失效分析和试验验证

为准确预测复合材料盒段的损伤起始和破坏过程,针对复合材料整体化多墙盒段研究了考虑材料失效的渐进损伤有限元分析技术。首先基于ABAQUS软件,利用标准试验获得的材料力学性能建立了盒段渐进损伤分析模型,分别采用三维Hashin失效准则和平方应力失效准则作为复合材料层板和连接界面的失效判据;然后,基于该模型完成了复合材料整体化多墙盒段后屈曲承载能力的求解,并利用破坏试验对分析模型进行验证。结果表明:结构承载能力和应力的有限元分析结果与试验值吻合良好,预测的失效模式也与试验结果一致,屈曲载荷和承载能力误差在5%以内。所得结论表明考虑层板失效和界面脱粘的分析模型能有效模拟整体化多墙盒段的破坏过程。      

Glass/Epoxy复合材料叠层板面内剪切连续损伤模型

为确定S2玻璃纤维/环氧树脂(S2-Glass/Epoxy) 叠层复合材料面内剪切应力-应变关系,对S2-Glass/Epoxy 叠层复合材料面内剪切拉伸载荷下的弹、塑性连续损伤本构模型及应用进行了研究。基于平面应力状态下的连续损伤力学模型,通过典型面内剪切拉伸实验,分别建立了忽略塑性应变和考虑塑性应变的两种连续损伤力学(CDM)模型,并确定相关参数。通过ABAQUS/Explicit 用户子程序VUMAT接口,分别采用两种CDM模型对S2-Glass/Epoxy 叠层复合材料面内剪切拉伸实验进行有限元数值计算,与实验结果对比,验证模型可靠性,并分析单元类型对有限元计算结果的影响。研究结果表明: 忽略塑性应变的CDM模型可以很好地预测复合材料面内剪切失效强度,但不能较好地预测其非线性力学响应; 考虑塑性应变,将塑性硬化与损伤耦合后的CDM模型则能较好的预测复合材料非线性力学响应和面内剪切失效强度; 该平面应力状态下建立的CDM模型可用于壳单元进行复合材料有限元数值计算,横向剪切作用导致传统壳单元数值计算的载荷位移曲线略低于平面应力单元计算结果; 减缩积分算法有利于提高有限元数值计算结果的准确性。     

复合材料机身曲板环向弯曲加载试验及失效机制

对复合材料机身曲板进行了环向弯曲加载试验,采用四点弯加载方式对考核段进行纯弯加载,设计一种加强连接方式避免加载段提前破坏,通过试验对机身曲板的环向稳定性和破坏模式进行了分析。同时,建立了基于内聚力单元的考虑长桁与蒙皮粘接界面损伤的有限元模型,分别使用Quads准则和Hashin准则作为界面和层合板的失效判据分析曲板结构的失效机制,计算结果与试验结果吻合较好。试验及有限元分析结果表明,长桁帽底蒙皮的局部屈曲引起长桁与蒙皮粘接的R区出现初始开裂,并最终扩展为长桁脱粘。随着蒙皮屈曲及长桁脱粘的扩大,蒙皮由局部屈曲变为整体失稳而失去承载能力,最终导致隔框承载过大而发生断裂。根据初始损伤模式,采取了长桁帽内全包工艺改进设计,改进后的曲板结构稳定性和承载能力分别提高了21.9%和16.8%。      

含切口复合材料加筋板的压缩剩余强度研究

通过对含穿透切口的复合材料加筋板轴向压缩试验以及有限元渐进损伤模拟分析,研究了加筋板离散源损伤的扩展模式与破坏特征。结果表明,切口前端出现了非常明显的应变集中且最先发生破坏,沿切口方向未切断筋条的屈曲和壁板边缘的突然压溃导致了加筋板的最终破坏。基于最大应变判据和Hashin判据的三维有限元渐进损伤模拟有效的表达了含切口复合材料加筋板的损伤扩展,计算结果与试验吻合较好。