液体垫片对复合材料装配结构应力和应变的影响

复合材料较复杂的成型工艺导致其构件的制造精度偏低。装配时,偏差会使配合面间产生装配间隙,当间隙超过一定的大小时,需要采取补偿措施,即用垫片填补间隙。基于一种简化装配模型,通过实验和有限元分析方法,研究了液体垫片对复合材料装配结构应力和应变的影响。通过比较强迫装配和液体垫片补偿两种情况下施加螺栓预紧力时构件表面的应变,分析了复合材料构件的变形。进行应力分析时,通过提取单元积分点应力分量计算构件的安全裕度,研究液体垫片对复合材料装配结构应力的影响。得出如下结论：强迫装配时,处在装配间隙边缘的区域受间隙影响相对严重,该区域发生较大的弯曲变形,构件中间部分由于局部贴合反而使装配间隙的影响相对较小;液体垫片在改善间隙边缘危险区应变状态的同时,也使构件中间贴合部位的螺栓头挤压区和部分非挤压区的应变增大,但总体而言,液体垫片的引入使应变分布趋于均匀;当装配间隙大于0.7 mm后,液体垫片补偿对于构件安全裕度的提升作用明显下降。     

填隙补偿对碳纤维/环氧树脂复合材料-铝合金装配结构力学性能的影响

碳纤维/环氧树脂复合材料和铝合金作为主要的航空材料，在飞机结构中存在着大量装配关系，但受成型工艺方法的限制，两种材料在制造和装配偏差的情况下，构件配合面间会产生装配间隙，当间隙超过一定大小时，需要采取填隙补偿措施。本研究基于实际结构抽象出碳纤维/环氧树脂复合材料-铝合金装配模型，使用装配试验台模拟施加螺栓预紧力，通过应变片实验比较强迫装配及垫片补偿情况下试件局部表面的应变分布，结合三维数字图像相关(3D-DIC)实验测得的试件表面应变场分析变形规律；通过有限元进行层间应力分析，提取内聚力单元各应力分量和损伤情况，研究填隙补偿对碳纤维/环氧树脂复合材料层间应力和局部损伤的影响。结合实验和仿真分析结果表明:强迫装配时，碳纤维/环氧树脂复合材料-铝合金试件主要受弯曲变形和螺栓头挤压的影响，且随着装配间隙的增大，各应变值均增大；垫片补偿在改善弯曲变形引起的应变状态的同时，也使中间贴合部位的螺栓头挤压区应变增大，但总体而言，垫片的引入使碳纤维/环氧树脂复合材料-铝合金试件表面应变分布趋于均匀，降低了碳纤维/环氧树脂复合材料损伤情况，且液体垫片补偿效果略好于可剥垫片。      

民用飞机复合材料机身壁板装配协调形性调控技术研究

为了更好地满足飞机安全性、经济性、舒适性和环保性的需求,以碳纤维增强树脂基复合材料为代表的轻质高强先进材料在新一代大型客机机体结构中得到了大量应用。复合材料机身壁板具有不同于传统金属材料机身壁板的装配工艺特点,因此,其对装配协调提出了新的要求。首先,概述了飞机复合材料机身壁板的制造工艺,分析了复合材料机身壁板装配协调技术现状与面临的问题。其次,探讨了适用于复合材料壁板的装配协调方法,并提出了一种面向复合材料机身壁板装配力形协同控制的全主动驱动柔性装配协调方法。最后,通过仿真和物理实验验证了该方法的有效性,实现了复合材料机身壁板力形协同优化控制。     

具有分层损伤复合材料加筋与无加筋层合板热-机械力屈曲性态

基于复合材料一维剪切理论——Mindlin 理论, 给出了材料性质与温度有关的含分层损伤复合材料加筋和无加筋层合板的线性和非线性热-机械力耦合情况下的屈曲问题有限元分析方法, 并研究了含分层损伤的加筋和无加筋层合板的两种不同类型的热- 机械力屈曲问题。通过典型算例分析, 讨论了热-机械力耦合效应和分层大小对含分层损伤结构的屈曲性态的影响关系。     

液体垫片对复合材料单搭接螺栓接头力学性能的影响

复合材料构件由于存在制造误差,装配时常常产生间隙,消除间隙的一种基本手段是向其中填充液体垫片。以复合材料单搭接螺栓连接接头为研究对象,设计了拉伸实验,选取一种改进的失效准则与对应的材料退化准则建立了渐进损伤有限元分析（FEA）模型,在此基础上研究了液体垫片对复合材料单搭接接头强度、刚度等力学性能的影响及复合材料孔内损伤演化的过程,此外还研究了液体垫片孔边的应力-应变状态。由实验与有限元结果可以得出：随着液体垫片厚度的增加,接头的拉伸刚度与峰值载荷均有所降低;相同载荷下复合材料孔内损伤加剧,孔内单元产生初始损伤时对应的载荷降低;但液体垫片厚度的增加可以降低垫片孔边的应力与塑性应变峰值,并使其分布更加均匀化,改善液体垫片孔边受力状态。     

考虑装配间隙的双搭接螺栓连接剪切刚度的解析求解方法

螺栓的连接刚度是复合材料连接设计中的重要参数,装配间隙对其有明显的影响。针对弹性基刚度k_c^*,引入Liu Cai-Shan的内圆接触模型,推导了考虑装配间隙的解析表达式,发现k_c^*随着装配间隙增加而降低。针对钉头约束系数k_<i>r,基于应力假设和应变能方法,给出了估算表达式。在获得k_c^*和k_r基础上,建立弹性基剪切梁模型并推导了双搭接螺栓连接刚度的解析解,并采用3-D细节有限元模型对解析方法进行了验证。最后,通过有限元方法分析了间隙对连接刚度产生影响的力学机制,并用解析方法定量给出了1~300 μm的装配间隙对连接刚度影响的大小。     

碳纤维增强环氧树脂复合材料层合板干涉连接插钉轴向力建模与分析

碳纤维增强环氧树脂复合材料（CFRP）构件干涉配合连接的插钉轴向力过大会引起层合板弯曲和分层,严重影响产品的安全性。针对CFRP层合板的高锁螺栓干涉连接过程,分析了其制孔、插钉及拧紧等装配连接工艺,将其干涉插钉过程划分为4个阶段,并对各个阶段进行了详细的力学行为分析;对螺栓杆处和倒角处的挤压力和摩擦力分别进行力学建模,并结合各作用力的边界条件与阶段划分,构建了干涉插钉全过程的轴向力模型;通过ABAQUS有限元模拟了CFRP层合板干涉插钉工艺过程,并开展了干涉螺栓安装实验,对比分析了层合板孔周径向挤压应力分布和插钉轴向力变化规律,解析结果与模拟和实验结果吻合较好,为后续CFRP层合板的插钉分层损伤和工艺优化研究奠定基础。      

基于装配顺序的飞机装配容差信息建模

论文提出了基于装配顺序的装配容差信息建模方法,以装配仿真路径规划的装配顺序为基础,提取装配体中各零件的特征约束关系及相关的关键特征,进而获取组成环容差信息,建立装配容差信息模型。该模型考虑了装配顺序对装配误差累积过程的影响,减少了人工容差信息建模繁琐的交互操作,提高了装配容差信息的建模质量。基于DELMIA平台开发了飞机装配仿真系统。该系统已在工程上成功应用,提高了飞机装配仿真的效率,减少了飞机实际装配生产中的出错率。     

压缩载荷下复合材料整体加筋板渐进损伤非线性数值分析

建立了考虑脱粘的复合材料整体加筋板渐进损伤有限元分析模型。该模型采用界面单元模拟筋条与壁板之间的连接界面, 连接界面和复合材料层板分别采用Quads准则和Hashin准则作为失效判据, 基于ABAQUS软件, 建立了含连续损伤状态变量的材料刚度退化方案。基于该模型, 采用非线性有限元方法研究了压缩载荷下复合材料整体加筋壁板在考虑初始几何缺陷时的破坏过程, 分析了结构相应失效模式的细观损伤机制; 详细讨论了轴向刚度比对结构承载能力及破坏模式的影响。结果表明: 考虑脱粘损伤的有限元模型能有效模拟加筋板的破坏过程; 在加筋板铺层设计合理的情况下, 增加筋条与壁板刚度比能有效提高加筋板截面单位面积的承载能力。      

基于点云三维重构的配合面装配间隙分析方法研究

在大型航空复合材料零部件装配过程中难免出现装配对接间隙,由于间隙较小,当构件固定之后内部间隙不可达,难以测量。因此,为了克服这一难题,完成装配体小间隙的测量,本文提出了利用逆向重建和虚拟装配的方式进行装配间隙测量的方案。本文基于大型航空复合材料零部件测量的背景,结合双目视觉测量原理,采用视觉与激光相结合的测量方式,研究从点云获取至装配仿真模型的逆向重建技术,在CATIA的虚拟环境下完成装配间隙的测量。     

Stress distribution in damaged composite laminates under transverse impact

Studies on damage in composite laminates subjected to central and normal impact are conducted by a 3-D finite element analysis. The stress analysis is carried out by developing a constitutive equation of composite laminates coupled with the damage. Effects of the damage on the stress distribution in the laminates are investigated in details. The obtained contact force history correlates well with the results reported in literatures. Stress distributions across the thickness of the elastic non-damaged laminate show a probable distribution of delamination. The simulated result for delamination is coincided with the observation of experiments. Stress distributions for the damaged laminates show that the damage releases strain energy and lessens stress concentration.     

含分层损伤大层数复合材料层合板层间热效应分析

在机械载荷和热载下对含分层损伤大层数复合材料层合板采用三维有限元法分析其后屈曲行为。这种有限元的特点是每个单元可包含多个具有不同铺设角、不同组分材料的铺层。在分析中引入接触元来防止层间的闭合接触效应,并进一步分析了分层前缘的能量释放率。结果表明温度对于复合材料层合板的层间破坏有重要影响。     

准静态压痕力作用下复合材料层压板的损伤阻抗分析

建立了一种复合材料层压板在准静态压痕力作用下的损伤阻抗的预测方法。首先分别针对基体破坏、分层、 纤维断裂等失效模式引入相应的失效变量 , 并建立不同失效模式下的刚度折减方法 , 然后采用基于应变描述的 Hashin和 Yeh失效准则并结合有限元方法 , 对复合材料层压板在准静态压痕力作用下的破坏过程进行渐进损伤分析 , 在此基础上进一步预测了层压板的损伤阻抗。采用商用有限元软件 ABAQUS/ Standard 的 UMAT用户子程序实现数值模拟。计算结果表明 , 分层起始与扩展是导致载荷2位移曲线发生第 1 次卸载的主要原因 , 当接触力达到其最大值时出现较明显的纤维断裂。分层起始载荷和最大接触力的预测结果与实验数据吻合良好。     

吸湿后复合材料层合板快速加热分层扩展数值模拟

为研究复合材料层合板吸湿后的分层现象,首先建立了吸湿后复合材料层合板快速加热导致分层损伤的有限元模型,并对ABAQUS有限元软件进行二次开发,通过UAMP子程序模拟吸湿后复合材料快速加热时水分汽化引起的局部高压载荷作用下层合板分层扩展与载荷施加过程;然后,采用该模型预测了饱和吸湿T650-35/HFPE-II-52碳纤维聚酰亚胺复合材料层合板快速加热至310 ℃时产生的分层现象,并将数值模拟与文献实验结果对比;最后,运用该模型分析了树脂吸湿量和富脂区树脂聚集体积对层合板分层损伤面积的影响。结果表明:建立的有限元模型有效;快速加热后,层合板的分层损伤面积随树脂吸湿量的增加而增加;当富脂区树脂聚集体积较小时,其对层合板快速加热后分层损伤面积影响较小,但当富脂区树脂聚集体积增加到一定值后,层合板分层损伤面积随富脂区树脂聚集体积的增加而显著增加。所得结论表明,使用ABAQUS的UAMP子程序建立的有限元模型可以有效分析吸湿后复合材料层合板快速加热导致的分层现象。      

纤维增强复合材料层合板缺口尺寸及形状效应数值模拟

通过考虑基体裂纹、纤维断裂、层内劈裂和层间脱层等破坏形式,建立三维有限元模型研究含中心圆孔和中心裂缝的准各向同性复合材料层合板([45/0/-45/90]_(2S))在拉伸载荷下的缺口尺寸效应及缺口形状效应。模拟结果显示:随着缺口尺寸的增大,层合板的破坏强度逐渐降低,然而,在本文研究范围内含中心裂缝的层合板破坏强度始终高于对应的含中心圆孔的层合板破坏强度。进一步分析有限元模拟结果表明,含中心裂缝的层合板亚临界损伤发生得更早,并且亚临界损伤范围更大,亚临界损伤会大大缓解缺口尖端的应力集中,从而使含中心裂缝层合板表现出更高的破坏强度。     

带表面防护层复合材料层板的低速冲击及冲击后压缩性能试验研究

对增加了表面防护层的国产碳纤维/增韧环氧树脂CCF300/5228A层板的低速冲击及冲击后压缩性能进行了试验研究。通过落锤式低速冲击试验,得到了各组层板的冲击接触力历程、凹坑深度和内部分层面积等特征,而冲击后压缩试验结果可用来对各组层板的损伤容限性能进行评估。结果表明,同裸板相比,加了表面防护层的层板其分层起始载荷变化不大,但形成同样的1.0 mm凹坑所需的冲击能量增大了24%~46%。而对于内部分层,在一定的冲击能量范围下,加表面防护层的层板的C扫分层面积比裸板减小了20%~50%,而在同样凹坑深度的情况下,层板在加了表面防护层之后分层面积变化不大。冲击后压缩性能与内部分层情况具有较大的关联性,同样冲击能量下分层面积较小的各组带表面防护层板,其冲击后压缩强度和破坏应变相对于裸板的提高在15%~50%之间,而在凹坑深度相同的情况下,二者的冲击后压缩强度和破坏应变相差不大。     

带脱层复合材料层板的低速冲击响应

研究了含脱层损伤的复合材料层板在低速冲击下的瞬态响应问题。首先,用基于Mindlin板理论的有限元法来描述层板的运动和变形,并同时考虑了层板大变形的影响。另外,用一种修正的Hertzian压痕法则来计算层板和刚球间的冲击力。同时为了有效地处理脱层间的动态接触问题,采用了由笔者以前提出的一种修正的Lagrange multiplier乘子法来提高计算精度和效率;为了研究脱层的扩展机理,提出了一种基于Mindlin板模型的应变能释放率的计算方法,用于计算脱层前沿的应变能释放率的分布。最后,算例研究了刚球的初始冲击速度、脱层面积和脱层位置对计算结果的影响,算例中提供的信息为人们更好地理解脱层损伤的扩展机理和它对复合材料层板的低速冲击响应的影响提供了依据。     

基于连续介质损伤力学的复合材料层合板低速冲击损伤模型

基于连续介质损伤力学（CDM）方法,建立了分析复合材料层合板低速冲击问题的三维数值模型。该模型考虑了层内损伤（纤维和基体损伤）、层间分层损伤和剪切非线性行为,采用最大应变失效准则预测纤维损伤的萌生,双线性损伤本构模型表征纤维损伤演化,基于物理失效机制的三维Puck准则判断基体损伤的起始,根据断裂面内等效应变建立混合模式下基体损伤扩展准则。横向基体拉伸强度和面内剪切强度采用基于断裂力学假设的就地强度（in-situ strength）。纤维和基体损伤本构关系中引入单元特征长度,有效降低模型对网格密度的依赖性。层间分层损伤情况由内聚力单元（cohesive element）预测,以二次应力准则为分层损伤的起始准则,B-K准则表征分层损伤演化。分别通过数值分析方法和试验研究方法对复合材料典型铺层层合板四级能量低速冲击下的冲击损伤和冲击响应规律进行分析,数值计算和试验测量的接触力-时间曲线、分层损伤的形状和面积较好吻合,表明该模型能够准确地预测层合板低速冲击损伤和冲击响应。     

Prediction of Delamination Onset and Critical Force in Carbon/Epoxy Panels Impacted by Ice Spheres

Polymer matrix composite structures are exposed to a variety of impact threats including hail ice. Internal delamination damage created by these impacts can exist in a form that is visually undetectable. This paper establishes an analysis methodology for predicting the onset of delamination damage in toughened carbon/epoxy composite laminates when impacted by high velocity ice spheres (hailstones). Experiments and analytical work focused on ice sphere impact onto composite panels have determined the failure threshold energy as a function of varying ice diameter and panel thickness, and have established the ability to predict the onset of delamination using cohesive elements in explicit dynamic finite element analysis. A critical force associated with damage onset was found to be independent of the ice diameter and thus can be expressed as a function of basic panel-describing parameters, namely bending rigidity and interlaminar fracture energy. Critical force can be used as a failure criterion in simpler models (e.g., shell elements) when predicting the onset of delamination by high speed spherical ice impact.