含损伤复合材料加筋板强度分析及修补研究

对含损伤复合材料加筋板进行了强度分析及修补研究。建立了复合材料层合加筋壁板的有限元分析模型,该模型采用界面单元以有效模拟筋条和壁板之间的连接界面及层板分层界面,连接界面和复合材料层板分别采用Quads和Hashin失效准则作为失效判据,引入材料刚度退化模型,采用非线性有限元方法,研究了复合材料加筋壁板在压缩载荷下的破坏过程。建立了筋条脱粘面积、层板分层面积与结构承载能力之间的关系,对不同损伤加筋板进行了修补研究,研究结果可为合理制定复合材料构件缺陷验收标准和结构修理容限提供分析依据。     

含分层损伤复合材料结构振动特性及适航审定

文章对国内外含损伤复合材料层合板振动特性的研究进展进行了概述,介绍了复合材料振动的理论分析方法及分层损伤对振动特性的影响;介绍了与层合板振动特性相关的适航审定条款,概述了层合结构振动特性变化对结构适航性的影响;进而提出了需要进一步做好分层损伤改变振动特性机理的研究,加强含分层损伤复合材料结构对飞机具体结构的影响和相关适航审定研究,以及机身框复合材料层合结构振动特性的研究。     

含预置分层复合材料层合板低速冲击损伤分析

以T300/QY8911碳纤维复合材料层合板为研究对象，利用三维Hashin失效准则对层内损伤进行预测，引入Cohesive界面单元模拟层间分层破坏，使用Camanho刚度退化准则确定材料参数退化方案，并编写了用户材料子程序Vumat，利用ABAQUS软件对预置不同分层损伤复合材料层合板低速冲击过程进行了数值仿真模拟。在冲击载荷作用下研究层合板的动力学响应，得到不同预置分层对层合板总分层损伤面积的影响，同时分析了冲击过程中冲击点位移随时间变化的规律。结果表明：预置分层位置离层合板中间层越远，层合板抵抗冲击承载能力越弱。预置分层的分层数目越多，层合板的刚度越低，层合板抵抗冲击承载能力越弱。在预置分层的两侧，层间分层损伤面积呈塔状分布。含预置分层层合板受到冲击时，预置分层对分层损伤的扩展具有一定的抑制作用。     

纤维环向缠绕复合材料气瓶冲击阻抗性能研究

新能源汽车用复合材料气瓶采用复合材料/金属混杂结构,其冲击损伤特性与采用纯复合材料结构有很大的不同,本文结合复合材料气瓶和试板模拟试验,采用冲击能量吸收率、分层损伤扩展阻力、剩余强度比衰减指数等参数作为其冲击阻抗性能的评价指标。采用不同的支撑夹具对玻纤/环氧单向板进行落球冲击试验,以模拟复合材料气瓶的不同材质内胆对纤维缠绕层冲击损伤的影响。研究发现,在一定冲击能量作用下,改变复合材料/金属混杂结构的形式能使其冲击能量吸收率发生变化,并可提高层合板的冲击损伤临界值,即提高其冲击承载能力;冲击能量吸收率越高分层损伤扩展阻力越小,且含冲击损伤层合板的剩余强度衰减越快。因此在设计复合材料气瓶时,需要考虑复合材料/金属混杂结构对分层损伤扩展阻力和冲击能量吸收率的影响。     

基于动力有限元分析和神经网络技术的含分层复合材料层合板的损伤诊断

本文基于作者提出的含层间分层损伤层合板的动力有限元分析模型和方法,计算了分层长度和位置对含层间分层损伤层合板结构的固有频率的影响,然后应用MATLAB的神经网络工具箱建立了人工神经网络,通过典型结构的仿真结果比较,证明了采用有限元动力分析和BP网络技术相结合的方法是一种可用于复合材料层合板的分层损伤诊断的有效方法.     

复合材料层合板三点弯曲分层损伤有限元模拟

针对复合材料的分层损伤,在有限元软件ABAQUS中引入了双线性粘结域单元层建立有限元模型,模拟分析了分层的起始以及演化,同时研究了粘结域单元尺寸及粘结域单元和层合板单元损伤退化参数最大值对分析结果的影响,最终选定0.2 mm的粘结域网格单元与损伤退化参数分别为0.98和0.97的粘结域单元与层合板单元,得到了层合板不同位置分层损伤起始及损伤扩展,并通过实验测试验证了模拟结果的准确性。     

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。     

冲击位置对挖补修理层合板冲击后压缩性能的影响

使用过程中的低速冲击损伤对修理后的复合材料结构同样会造成威胁.设计并进行了复合材料挖补修理结构的低速冲击及冲击后压缩试验,测量了试验件的损伤投影面积和剩余压缩强度,分析了不同冲击位置的影响.结果表明,挖补修理层合板冲击后压缩强度比未修补板的低,挖补层合板对低速冲击位置较为敏感.冲击点离开挖补区一定距离后,挖补对层合板的低速冲击及其继后压缩性能的影响消失.     

复合材料层合板贴补修理失效模式分析与修理参数选择

在对复合材料层合板进行渐进失效分析时,Zinoviev刚度退化模型是最常用的刚度退化模型之一,但是该模型涉及的参数较多并且只能用于二维问题,对其进行简化和改进后,不仅参数减少而且可以扩展至三维,基于此改进的Zinoviev刚度退化模型,结合Shokrieh改进的三维Hashin准则,采用INTER205单元对胶层进行模拟,利用ANSYS软件建立了承受面内拉伸荷载的含圆孔缺陷的复合材料层合板双边贴补修理渐进失效三维有限元模型。此有限元模型的结果和试验结果拟合得比较好,验证了改进的Zinoviev退化模型和有限元模型的有效性。利用此有限元模型分析了承受面内拉伸荷载的双边贴补修理复合材料层合板的失效模式,发现主要破坏模式为胶层的脱胶加速了母板中的纤维失效,导致结构最终失效。最后分析了主要修理参数对修理效果的影响,结果表明:增大补片尺寸可以明显提高修补结构的强度;当补片刚度与母板刚度相同时,修补效果较好;当补片厚度为母板厚度一半时,修补效果最好。     

含孔损伤复合材料层合板固有频率研究

建立了舍圆形穿孔和方形穿孔损伤复合材料层舍板的有限元计算模型.随着开孔损伤尺寸的变化,计算出含圆形穿孔或方形穿孔损伤复合材料层合板的各阶固有频率.拟合出开孔大小和固有频率之间的关系,得到了层合板固有频率随孔的尺寸和形状变化规律.结果表明,随着损伤程度增加,层合板固有频率都将减小;方孔损伤层合板固有频率减小的幅度和速度都比圆孔损伤层舍板的大;小尺寸穿孔损伤对层合板固有频率的影响很小.     

层板分层后屈曲分析

本文给出了改进二维分层Mindlin模型^[1]过渡区中的内力内力矩、应变、位移协调关系，以及有限元模型，进而分析了含有圆形和椭圆形分层的复合材料层合板后屈曲行为，表明这一模型的可靠性和实用性。     

中温固化复合材料层压板分层缺陷注射修补工艺研究

通过预埋石英砂,制备了复合材料层压板分层缺陷试样。采用注射修补法对分层缺陷试样进行了修补。使用电钻在缺陷试样单侧打注胶孔,通过注胶孔将DG-8胶黏剂注入缺陷区域,利用热补仪将注胶后的试样固化。对修补后的试样进行了无损检测、力学性能测试和微观结构分析。结果表明,修补后的试样拉伸和压缩强度恢复率均达85%以上,试样修补区的DG-8胶黏剂固化良好。     

含分层损伤复合材料组合层合梁的屈曲性态

本文基于Ｍｉｎｄｌｉｎ假定推导了考虑剪切的组合层合梁的有限元列式,并在此基础上计算出含分层损伤的各种层合梁在受轴向压力情况下的屈曲模式。从中得出梁的屈曲性态与铺设角,梁的几何形状,分层位置及分层大小等因素的关系,所得结论具有普遍意义。     

含分层损伤复合材料层合板的屈曲特性研究

本文利用有限元方法,对压缩载荷作用下含各种形状脱层损伤的复合层合板的屈曲模态和载荷进行了研究。对不同的脱层损伤尺寸,层合板分别有整体,混合和局部三种屈曲模态,穿透脱层和埋藏脱层的层合板其临界载荷的变化规律是相同的。     

基于MSC软件对含损伤的复合材料性能评估与修补研究

基于MSC软件建立了完好、损伤以及修补三种类型复合材料层合板的有限元模型,预估三种类型层合板的强度,通过分析不同修补角度下层合板的强度值,得到较合理的修补角度参数。通过拉伸试验分别确定完好、损伤和修补的层合板试验件强度并与仿真分析结果比较。结果表明,数值模拟强度值与实验值吻合度较好,建立的仿真模型有效地预测了不同修补角度层合板的剩余强度。     

一种复合材料低速冲击性能的简化预计方法

低速冲击引起的分层损伤是层合板的主要损伤模式。对分层损伤进行数值模拟有着重要的工程价值,合理的假设有助于问题的简化,对于计算量和计算精度有着重要的影响。本文研究了层合复合材料分层损伤分析模型的建模方法,基于三个基本假设建立了分析模型,采用LS-DYNA显式算法对层合板的冲击响应和分层损伤进行了计算,计算结果与实验结果的一致性证明了该方法的正确性。     

复合材料层合板裂纹诊断的实验研究

裂纹是复合材料层合板的主要损伤类型之一,也是造成复合材料层合板失效的主要原因。复合材料层合板发生裂纹损伤时,其内部能量结构发生变化,这些变化对外可表现为动态特性发生显著变化。因此,分别研究层合板在健康状态下和裂纹损伤状态下的动态特性,就可以分析建立裂纹损伤的诊断知识规则。     

Local buckling analysis of composite laminate with large delaminations induced by low velocity impact

Large delaminations can be induced by a low velocity impact on a laminated composite. The local buckling behavior of a laminated composite containing large delaminations is not as well understood as that with small delaminations. This paper presents analytical modeling of the local buckling behavior of a laminated composite containing a large elliptic delamination embedded near the surface and rested partially on a Winkler foundation. A formula for estimating the elastic modulus of the Winkler foundation is also proposed based on an elastic model. It is shown that the buckled shape predicted by the proposed model is similar to the experimentally observed shape. A small portion of the delaminated sub-laminate between the delamination tip and the inward portion is found to show slight deflections outward. The first buckling mode takes place at higher mode shapes with a more flexible sub-laminate, larger delamination, and a stiffer Winkler foundation. Increasing the transverse elastic modulus of the laminate within a certain extent, decreasing the size of the delamination, and enhancing the stiffness of the delaminated sub-laminate are effective in increasing the local buckling resistance.     

变刚度复合材料层合板的纤维铺放路径设计及屈曲分析

与传统纤维直线铺放的复合材料层合板相比,变刚度层合板可以更好地实现材料的可设计性,并通过铺放路径的优化设计提高层合板的屈曲载荷。首先,对铺放角随坐标轴线性变化的铺放路径进行扩展,提出多种铺放角非线性变化的曲线线型,并以此作为基准轨迹重新设计了四种纤维变角度铺放方式。其次,利用ANSYS软件对上述五种不同铺放路径的变刚度层合板进行建模运算,在单轴和双轴载荷下,对其进行屈曲载荷计算分析并与定角度铺放的层合板对比。计算结果表明,铺放路径优化下的变刚度层合板与纤维直线铺放的层合板相比,其屈曲载荷得以显著提高。     

Fracture mechanics approach to forecast delamination lifetime

Interlaminar fracture (delamination) is one of the major concerns in the design of laminated composite structures, adhesive joints, coatings, sealants and other multilayered material systems. Service lifetime of a laminated structure is limited by the time an interlaminar flaw propagates to a size perceived critical to the stiffness and/or the strength of the structure. The time required to cause certain magnitude of delamination, under stresses below the initiation stress, could be forecasted if the constitutive equation for the rate of delamination is known. This paper describes an approach to develop the constitutive equation for delamination under mode I conditions. The approach rests on principles of linear elastic fracture mechanics (LEFM) and uses elevated temperature to accelerate interlaminar fracture at constant loads. The experiments used double cantilever beam test specimens fabricated as a model system from poly(methyl methacrylate) (PMMA) beams and epoxy adhesive whose stiffness was equivalent to that of a typical carbon/epoxy laminated composite. Mechanistic observations indicated that the fracture front displayed similar mechanism at all test conditions. A modified form of Paris power law is suggested to forecast service lifetime in terms of temperature, service load and the initial flaw size.