复合材料加筋板低速冲击损伤及剩余压缩强度试验研究

采用落锤法对复合材料加筋板进行了低速冲击损伤（LVI）试验,根据复合材料加筋板构型,设计了冲击支持支架,研究了支持支架的间距对冲击结果的影响;用相同的冲击能量对复合材料加筋板结构中3处典型位置进行冲击,得到不同位置的损伤形貌;分别对完好件和损伤试验件进行压缩试验,将试验结果进行对比,分析不同位置的冲击损伤对结构压缩性能的影响。试验结果表明：在相同的冲击能量下,支持支架间距越小,所造成的冲击损伤越严重;在50 J冲击能量下,筋条区蒙皮处的冲击所造成的损伤不易观察,筋条间蒙皮处的冲击所造成的损伤最为明显,而筋条边缘蒙皮处的冲击可以导致筋条边缘的脱粘;冲击损伤会使加筋板屈曲载荷轻微下降,筋条间蒙皮和筋条区蒙皮冲击损伤对压缩结果影响相对较小,筋条边缘处的冲击会引起损伤处蒙皮的子层屈曲,并影响结构破坏形式,使结构压缩承载能力有较为明显的下降。     

侧边边界条件对复合材料加筋板轴压载荷下屈曲和后屈曲性能的影响

为研究侧边边界条件对复合材料加筋板压缩稳定性能的影响,首先采用有限元软件对压缩载荷作用下的复合材料加筋板进行建模数值计算,得到加筋板在侧边简支和自由2种边界条件下的屈曲载荷和形式,然后采用工程计算方法对加筋板轴压承载能力进行了估算,参考计算结果,分别对侧边有支持和侧边自由2组加筋板进行轴向压缩试验,分析侧边边界条件对试验件的屈曲形式、屈曲载荷以及后屈曲破坏过程的影响。试验结果表明：侧边支持条件会影响加筋板的屈曲形式和破坏形式。对于侧边有支持的试验件,屈曲后整体变形较小,筋条的压缩断裂是主要的破坏形式;而侧边自由的试验件屈曲后会逐渐出现整体弯曲变形,变形引起的筋条脱粘和弯曲断裂则是主要的破坏形式,且筋条脱粘会显著降低结构的承载能力。有限元计算结果与试验结果较吻合,验证了有限元模型的合理性。采用工程计算方法对侧边有支持的加筋板承载能力进行估算具有较好的精度。     

复合材料加筋板后屈曲特性研究

通过对复合材料加筋板进行轴向压缩实验和非线性有限元模拟,研究了其后屈曲阶段的损伤和破坏行为.加筋板在实验中被压缩至完全破坏,压溃的加筋板表现出复杂的后屈曲损伤,包括筋条脱粘、纤维断裂、分层、基体开裂等损伤模式.有限元模型中引入了Hashin准则和基于二次应力的胶层失效准则,失稳及破坏载荷的预测结果和实验值吻合较好.分析...     

湿热环境对航空复合材料加筋板压缩屈曲和后屈曲性能的影响

使航空复合材料加筋板在湿热环境中(70°C、水浴)达到吸湿饱和状态,对普通加筋板(A型)和吸湿饱和加筋板(B型)进行压缩实验。两类加筋板的破坏形貌相似,主要是筋条的断裂、脱粘和壁板的分层、撕裂,但破坏位置显著不同,A型加筋板的破坏位置均在加筋板中部附近,而B型分别在靠近两端的部位破坏,表明B型加筋板的破坏位置具有不确定性。两类加筋板的屈曲形式均为筋条间壁板的屈曲和中间2根筋条的屈曲,但两类加筋板相同位置的失稳壁板的弯曲方向相反,说明湿热环境对失稳壁板的弯曲方向影响较大。B型加筋板在压缩载荷下仍存在后屈曲过程,湿热环境对加筋板的屈曲载荷影响较小,对破坏载荷影响较大,较A型加筋板相比两者分别下降了3.1%和22.2%。     

复合材料加筋板低速冲击损伤的数值模拟

建立了复合材料加筋板在横向低速冲击载荷作用下的渐进损伤有限元模型.该模型考虑了复合材料加筋板受低速冲击时的纤维断裂、基体开裂及分层脱粘等五种典型的损伤形式,在层内采用应变描述的失效判据,结合相应的材料性能退化方案,通过编写VUMAT用户自定义子程序以实现相应损伤类型的判断和演化.在层间以及筋条与层板间加入界面元,模拟层间区域的情况,结合传统的应力失效判据和断裂力学中的能量释放率准则来判断分层损伤的起始和演化规律.通过对数值模拟结果与实验数据的比较,验证了模型的合理性和有效性.同时探讨了不同位置、不同冲击能量以及含初始损伤(脱粘)等因素对复合材料加筋板低速冲击性能的影响.     

复合材料加筋板低速冲击损伤的数值模拟

建立了复合材料加筋板在横向低速冲击载荷作用下的渐进损伤有限元模型。该模型考虑了复合材料加筋板受低速冲击时的纤维断裂、基体开裂及分层脱粘等五种典型的损伤形式, 在层内采用应变描述的失效判据, 结合相应的材料性能退化方案, 通过编写VUMAT用户自定义子程序以实现相应损伤类型的判断和演化。在层间以及筋条与层板间加入界面元, 模拟层间区域的情况, 结合传统的应力失效判据和断裂力学中的能量释放率准则来判断分层损伤的起始和演化规律。通过对数值模拟结果与实验数据的比较, 验证了模型的合理性和有效性。同时探讨了不同位置、不同冲击能量以及含初始损伤(脱粘)等因素对复合材料加筋板低速冲击性能的影响。     

翼肋支撑对复合材料加筋板轴压性能的影响

为确定翼肋支撑对复合材料加筋板轴压性能的影响,对施加翼肋支撑前后的复合材料工型加筋板和帽型加筋板进行压缩试验和数值模拟研究。轴压试验中,通过应变计和影像云纹法实时监测试验件的失稳载荷及失稳模态,通过断面观测分析结构损伤破坏机制。基于ABAQUS软件建立有限元模型模拟加筋板屈曲及后屈曲过程,通过失稳节线及反节线上的应力分布变化分析加筋板破坏机制。计算结果与试验结果相吻合,表明翼肋支撑对不同筋条加筋板失稳模态有影响但均不改变结构失稳载荷,位于节线上的翼肋支撑对工型加筋板破坏载荷影响较小,但位于反节线上的翼肋支撑使帽型加筋板的承载能力提高了26.2%。试验件失稳后应力向反节线上筋条蒙皮界面集中,过高的应力导致界面脱粘,使得结构集中在反节线上破坏。      

考虑脱粘的复合材料加筋板屈曲后屈曲及承载能力数值分析

建立了复合材料层合加筋壁板的屈曲后屈曲有限元分析模型。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, 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前后屈曲平衡路径及破坏过程。数值分析结果与实验结果吻合良好, 证明了该方法的合理有效性。详细探讨了筋条尺寸及界面单元强度等参数对加筋壁板屈曲后屈曲行为及承载能力的影响规律, 研究表明增加筋条截面惯性矩及筋条密度在一定程度上能有效提高加筋板的屈曲载荷与极限强度, 筋条密度增加到一定程度会引起结构破坏形式由失稳破坏?湮顾跗苹? 界面强度与铺层方式对极限强度有重要影响, 界面脱粘是引起加筋板最终破坏的重要因素。      

多损伤复合材料加筋壁板高周疲劳特性及剩余压缩强度

为研究常用于飞机垂尾的复合材料加筋壁板的冲击疲劳特性,设计了该型加筋壁板多点冲击试验、高周疲劳试验及剩余压缩强度试验。讨论了不同冲击能量对筋条边缘冲击损伤的影响,及施加低应力水平的疲劳载荷后各冲击损伤区域的扩展情况,对比分析了疲劳对冲击后剩余压缩强度的影响。结果表明:40J能量冲击后的损伤面积和凹坑深度较大,C扫描损伤形貌很不规则。100万次低应力疲劳后主损伤区附近衍生出新损伤,导致压缩破坏时产生向上、下夹具扩展的裂痕。该型加筋壁板疲劳后破坏载荷保持率为95.6%,有较好的抗冲击疲劳能力,为加筋壁板耐久性及后屈曲设计提供了思路。     

加筋增强泡沫夹芯结构面内压缩与界面断裂性能试验

为解决复合材料泡沫夹芯结构面板局部屈曲与面芯脱粘的突出问题,提出了一种由筋条增强的玻璃纤维增强树脂基复合材料（GFRP）面板与泡沫芯层组合而成的新型夹芯结构。采用真空辅助树脂导入技术制备试验件,通过面内压缩与双悬臂梁试验,对比分析了加筋增强夹芯板与未加筋夹芯板的受力特性、失效模式和面芯粘结性能。面内压缩试验显示,与未加筋夹芯板相比,加筋增强夹芯板的失效模式由面板局部屈曲转化为面板压缩剪切破坏或整体屈曲,在GFRP材料使用量相同的情况下,试件长度为130 mm的加筋增强夹芯板平均失效荷载提高了40.87%,长度为190 mm试件提高了35.63%。双悬臂梁试验显示,加筋增强夹芯板的裂缝在发展过程中受到筋条与面板之间纤维丝搭接约束,改善了界面粘结性能,与未加筋夹芯板相比,其平均能量释放率提高了57.35%。     

考虑屈曲的复合材料加筋壁板铺层顺序优化

提出了一种考虑屈曲的复合材料加筋壁板铺层顺序优化方法。基于复合材料加筋壁板屈曲载荷求解的能量法,系统推导了轴压载荷作用下复合材料加筋壁板蒙皮、筋条局部屈曲载荷的显示表达式,考虑了加筋壁板各板元之间的弹性支持作用及筋条下缘条的影响,引入工程法求解了加筋壁板整体屈曲载荷。基于国产自主结构分析软件HAJIF中的复合材料铺层工程数据库,以铺层参数为中间变量,利用本文提出的复合材料加筋壁板屈曲载荷求解方法,构建了考虑屈曲的复合材料加筋壁板铺层顺序优化设计流程并完成程序实现,将最小二乘法用于最优铺层顺序与工程铺层数据库的匹配。相比于传统有限元计算方法,本文提出的复合材料加筋壁板屈曲载荷求解方法具备较好的求解精度及求解效率。复合材料加筋壁板优化算例表明,采用本文提出的加筋壁板屈曲载荷分析及其优化方法,在结构重量不变的前提下,屈曲载荷提高约17%,且铺层顺序优化结果可直接从铺层工程数据库中提取并用于工程实际。      

脱胶缺陷尺寸对复合材料加筋板屈曲及后屈曲特性的影响

为确定脱胶缺陷对复合材料加筋板屈曲及后屈曲特性的影响,对含不同脱胶缺陷工型筋条的复合材料加筋板进行了压缩试验研究。结果表明,30 mm和50 mm的缺陷对试验件承载能力影响很小,当缺陷尺寸增至80 mm时,试验件后屈曲承载能力明显下降。借助超声检测技术对缺陷的扩展行为进行了监测,结果表明,当压缩载荷达到破坏载荷的85.3%时,预制缺陷的对角位置处出现扩展迹象。通过影像云纹法获得两半波和三半波失稳模态的形成过程。对失稳模态的监测结果还表明,随缺陷长度增加,该型加筋板的失稳模态从三半波向两半波转换。在试验基础上,利用ABAQUS软件建立有限元（FE）模型,依次进行了屈曲及后屈曲过程的数值模拟。屈曲分析用于获得试验件的失稳载荷及模态,在后屈曲分析中将失稳波形以几何扰动的形式引入FE模型,最终计算结果与试验结果基本吻合,表明该模型可以用于复合材料加筋板屈曲及后屈曲性能的预测。     

Optimum buckling design of composite stiffened panels using ant colony algorithm

Optimal design of laminated composite stiffened panels of symmetric and balanced layup with different number of T-shape stiffeners is investigated and presented. The stiffened panels are simply supported and subjected to uniform biaxial compressive load. In the optimization for the maximum buckling load without weight penalty, the panel skin and the stiffened laminate stacking sequence, thickness and the height of the stiffeners are chosen as design variables. The optimization is carried out by applying an ant colony algorithm (ACA) with the ply contiguous constraint taken into account. The finite strip method is employed in the buckling analysis of the stiffened panels. The results shows that the buckling load increases dramatically with the number of stiffeners at first, and then has only a small improvement after the number of stiffeners reaches a certain value. An optimal layup of the skin and stiffener laminate has also been obtained by using the ACA. The methods presented in this paper should be applicable to the design of stiffened composite panels in similar loading conditions.     

Compression after impact test (CAI) on NOMEX™ honeycomb sandwich panels with thin aluminum skins

Sandwich panels are used in industrial fields where lightness and energy absorption capabilities are required. In order to increase their exploitation, a wide knowledge of their mechanical behavior also in severe loading conditions is crucial. Light structures such as the one studied in the present work, sandwich panels with aluminum skins and Nomex^™ honeycomb core, are exposed to a possible decrease of their structural integrity, resulting from a low velocity impact. In order to quantitatively describe the decrease of the sandwich mechanical performance after an impact, an experimental program of compression after impact tests (CAI) has been performed. Sandwich panel specimens have been damaged during a low velocity impact test phase, using an experimental apparatus based on a free fall mass tower. Different experimental impact energies have been tested. Damaged and undamaged specimens have been consequently tested adopting a compression after impact procedure. The relation between the residual strength of the panel and the possible relevant parameters has been statistically investigated. The results show a clear reduction of the residual strength of the damaged panels compared with undamaged ones. Nevertheless, a reduced dependency between the impact energy and the residual strength is found above a certain impact energy threshold.     

复合材料帽型加筋板轴压试验及承载能力预测

随着复合材料的广泛使用,复合材料帽型加筋板在飞机结构上的使用也越来越多。为研究复合材料帽型加筋板承受轴向压缩的能力,首先对不同蒙皮半径、蒙皮厚度及长桁间距的复合材料帽型加筋板进行了轴压试验,得到了局部屈曲载荷、破坏载荷与加筋板曲率系数、长桁间距的关系,然后,通过引入曲率修正系数,修正了现有加筋板屈曲载荷的工程估算公式;最后,利用分段处理法结合有效宽度概念改进了加筋板轴压极限承载的工程算法。结果表明:帽型复合材料加筋板局部屈曲载荷及最终破坏载荷与曲率系数正相关;改进的方法能对复合材料加筋板的极限承载进行准确预测。所得结果表明该方法为复合材料加筋板结构设计及载荷估算提供了一种新方法,具有一定的工程应用价值。      

Compressive Behavior of 3D Woven Composite Stiffened Panels: Experimental and Numerical Study

The structural behavior and damage propagation of 3D woven composite stiffened panels with different woven patterns under axial-compression are here investigated. The panel is 2.5D interlock woven composites (2.5DIWC), while the straight-stiffeners are 3D woven orthogonal composites (3DWOC). They are coupled together with the Z-fibers from the stiffener passing straight thought the thickness of the panel. A “T-shape” model, in which the fiber bundle structure and resin matrix are drawn out to simulate the real situation of the connection area, is established to predict elastic constants and strength of the connection region. Based on Hashin failure criterion, a progressive damage model is carried out to simulate the compressive behavior of the stiffened panel. The 3D woven composite stiffened panels are manufactured using RTM process and then tested. A good agreement between experimental results and numerical predicted values for the compressive failure load is obtained. From initial damage to final collapse, the panel and stiffeners will not separate each other in the connection region. The main failure mode of 3D woven composite stiffened panels is compressive failure of fiber near the loading end corner.