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。      

基于层合参数的工字型加筋壁板稳定性设计

根据复合材料工字型加筋壁板的工艺铺设特点,建立了一种特殊的有限元模型,将工字型筋条按照凸缘顶板、[形腹板、凸缘底板、以及蒙皮四个层合板进行建模。针对工字型加筋壁板的铺层特征,本研究采用二级优化策略对工字型加筋壁板进行以静强度、刚度和稳定性为约束条件的轻量化设计,与一级优化(铺层厚度和弯曲刚度系数的调整)相比,二级优化采用改进的自适应遗传算法优化层合板的铺层顺序,优化设计结果可以直接用于工程应用,有限元模型和优化方法对复合材料工字型加筋壁板的设计具有指导意义。     

复合材料帽形加筋壁板轴压屈曲与后屈曲性能

针对2种边界条件和3种板元宽度情况,采用几种屈曲方法对轴压载荷作用下的复合材料帽形加筋壁板进行了计算,得到了不同情况下的屈曲载荷,通过对复合材料加筋壁板几种计算方法的计算结果与试验结果的对比,得到一种更简单有效计算复合材料帽形加筋壁板轴压屈曲载荷的方法;依据帽形加筋壁板的结构特点和试验后的破坏模式,提出一种估算复合材料帽形加筋壁板轴压破坏载荷的方法,用该方法在几个项目上的计算结果与试验结果进行比较,发现两者较吻合,验证了复合材料帽形加筋壁板轴压承载能力估算方法的合理性,为结构设计人员在初始设计阶段对复合材料帽形加筋壁板轴压强度评估提供了一种简洁的途径。     

热压釜成型复合材料波纹梁工艺工时估算

成本估算是目前复合材料领域开发研究的关键问题之一,而工艺工时估算又是制造成本估算的核心。本文中建立复合材料制造工艺工时估算模型,以热压釜成型复合材料波纹梁为研究对象进行理论分析和实验研究,给出此估算模型中估算变量和方程参数的确定方法并应用最小二乘法将所得数据进行拟合,其结果与实验结果基本一致。介绍了估算模型中参数随制件曲度变化的修正方法,为实现不同结构设计的工时估算提供指导。     

复合材料帽型加筋壁板的失效机制分析与改进设计

为了准确预测复合材料帽型加筋壁板的后屈曲承载能力,针对压缩载荷下筋条端头斜削的复合材料帽型加筋壁板结构的失效机制及失效载荷进行了研究。首先利用物理试验,研究了端头斜削的复合材料帽型加筋壁板失效过程,然后构建了考虑蒙皮/缘条胶接界面以及复合材料层板失效的非线性损伤分析模型,详细地研究了损伤起始、扩展和失效的全过程。在此基础上,提出了包覆层对蒙皮/缘条界面进行增强的设计方案,并基于数值仿真和试验研究了包覆层对复合材料帽型壁板的破坏模式和承载能力的影响。数值分析和试验结果表明,包覆层设计能够明显提高结构的屈曲载荷和后屈曲承载能力,分析结果与试验值吻合良好,且预测的破坏模式也与试验结果一致。     

整体化复合材料结构分阶段固化变形预报方法及其实验验证

通过测试分析了T800/环氧预浸料固化过程中性能参数的变化规律; 针对热压罐工艺条件下复合材料整体化结构分阶段成型的特点,提出了一种基于应力传递的分阶段固化变形的有限元模拟方法; 对于不同成型工艺的工型加筋壁板结构,将分阶段模拟得出的变形结果与测试结果进行了对比,并分析了成型工艺与变形量之间的关系。结果表明,本文中提出的模拟方法能够准确预报整体化结构的固化变形,变形与成型工艺密切相关,针对特定的结构与铺层,采用合理的工艺过程能够有效减小构件的固化变形。     

车用CFRP油底壳的结构与制造工艺并行优化设计

为实现碳纤维增强复合材料（carbon fiber reinforced polymer,CFRP）油底壳的替代与制造,结合复合材料铺层可制造性分析软件FiberSim与铺层结构优化模块Optistruct,对CFRP油底壳开展了结构与制造工艺并行优化设计。参照CFRP壳体类零件的成型过程,采用FiberSim软件制定了满足制造工艺要求的CFRP油底壳铺覆方案。并在此基础上,分别以CFRP油底壳刚度最大、质量最小为优化目标,以振动模态、制造工艺要求为约束,采用Optistruct模块对CFRP油底壳的铺层结构进行优化设计。经仿真分析验证,制造工艺调整后的CFRP油底壳满足各项替代要求,且CFRP油底壳的质量较原金属油底壳减小了56.7%。所提出的结构与制造工艺并行优化设计方法可较好地兼顾结构特征、复合材料设计及制造工艺要求,为复合材料产品的优化设计提供了参考。     

基于临界刚度的复合材料筋材多变量优化设计方法

以船舶结构优化设计为背景,针对目前结构安全余量过高导致加筋板板筋刚度过匹配现状,提出板筋刚度匹配临界刚度的概念,推导了板筋刚度比关系式。以T型复合材料筋材为对象,建立优化模型,基于Isight软件平台对设计变量进行灵敏度分析,简化设计变量。采用多岛遗传算法对筋材开展多变量优化设计,结合工程实际在筋材优化结果基础上确定设计方案,并开展复合材料加筋板力学性能试验研究,验证了多变量优化设计方法的可行性。研究表明:利用提出的加筋板板筋刚度比关系式,可以指导板筋刚度匹配设计;对T型复合材料筋材进行优化设计时,提升腹板高度对优化目标影响最明显;在等刚度约束前提下,提出的T型筋材优化设计方案能够较好地实现优化目标,同时保证了较优的经济性。      

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。     

先进复合材料可制造性中的成本估算理论框架

飞行器复合材料构件的可制造性评价是其结构制造工艺方案决策的重要依据,成本是评价体系中的一个重要指标。本文概述了先进复合材料可制造性中的成本概念及组成,应用过程估算方法建立了成本指标的估算理论框架及初步模型。通过对工时估算理论的分析,提出了适合于过程估算方法的工时概念关系式。应用本文所提出的先进复合材料可制造性成本估算理论,能够有效地建立较为实用的可制造性成本评价估算模型。     

Study on the Effect of Cure Cycle on the Process Induced Deformation of Cap Shaped Stiffened Composite Panels

Cap-shaped stiffened composite panels offer many excellent properties such as low density, high strength, high stiffness to weight ratio, and design flexibility. During their manufacturing processes, however, thermo-curing inherently produces the undesired residual stresses and cure deformations, which limits the applications of composite structures in a certain degree. In order to reduce the cure deformation, in this paper, the effect of cure cycle (curing temperature, curing pressure, cooling rate) on the process-induced deformation of cap-shaped stiffened composite panels was presented. A simple mathematical model based on the curing dynamics was established to predict the deformation of the cap-shaped stiffened composite panels. The deformation calculated by the mathematical model and experimental studies were compared, and an Error Correction Model was established. The Error Correction Model showed a good agreement with the experimental results.     

Manufacture of Composite Panels with J-Shape Stiffeners

The use of composite materials in primary structure of aircraft is becoming more common. Stiffened composite panels have been designed for a variety of load carrying conditions in aircraft. In this, study, manufacturing techniques for stiffened composite panels were reviewed and discussed. Co-curing and secondary bonding manufacturing techniques were used to produce four stiffened composite panels. Experience gained with these techniques is discussed. Ultrasonic C-scan inspection was carried out to detect any defects in the panels. These panels were tested in compression to verify their structural capability in the post-buckled state. This paper presents the details of the tool design concepts and manufacturing techniques, and identifies and discusses the advantages and disadvantages of each manufacturing technique.     

复合材料整体加筋板轴压后屈曲失效评估方法

在飞机结构设计中,为高效完成复合材料加筋板结构设计,亟需一种快速有效的复合材料整体加筋板后屈曲失效评估方法。采用商业有限元软件ABAQUS建立了加筋板有限元模型,研究了复合材料整体加筋板的轴压后屈曲失效评估方法,即“整体-局部”法。通过对单筋条壁板后屈曲的失效分析发现,“整体-局部”法可得到初始脱胶时的位移和载荷值以及较准确的破坏载荷值,是一种能有效确定加筋板后屈曲失效情况的快速评估方法,对提高结构设计效率和减轻飞机结构质量具有重要的工程意义。     

Buckling of open-section bead-stiffened composite panels

Stiffened panels are structures that can be designed to efficiently support in-plane compression, bending, and shear loads. Although the stiffeners are usually discrete elements which are fastened or bonded to a flat or continuously curved plate, manufacturing methods such as thermoforming allow integral formation of the stiffeners in a panel. Such a configuration offers potential advantages in terms of a reduced number of parts and manufacturing operations. For thermoplastic composite panels stiffened by integrally formed open-section beads, the effects of bead spacing and bend cross-section geometry on the initiation of buckling under uniaxial compression and uniform shear loading were investigated. Finite elements results for a range of stiffened panel sizes and bead geometries are presented and compared with approximate closed-form solutions based on an effective flat plate size. Experimental verification of analytical predictions for one of the shear panels and one of the compression panels is described. Compensation of the forming tool to reduce the degree of initial curvature of the panels was found to be necessary.     

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.     

复合材料加筋板屈曲/后屈曲分析的应用

研究了复合材料加筋板翼面结构稳定性问题,分析了加筋板在压缩和剪切等载荷作用下的稳定性安全裕度。利用计算复合材料加筋板屈曲及后屈曲承载能力的方法,验证复杂受载情况下结构的稳定性。验证对象是一个优化后的满足强度、刚度和工艺制造要求的复合材料机翼。该机翼在各种载荷工况下的内力分布情况由MSC.NASTRAN分析得到,通过本文提出的方法得到每块蒙皮的稳定性承载能力。然后给出复合材料层合板在复杂载荷下的屈曲及后屈曲安全裕度的计算准则,验证优化后的机翼加筋板是否满足稳定性设计要求。该方法可作为约束集成到结构优化系统平台中。     

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。      

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。     

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。