钉头对复合材料单搭接结构破坏模式影响研究

为了研究单搭接螺栓连接结构的承载特性及钉头形式对其影响,进行了单搭接连接件的拉伸试验与数值模拟仿真,试验结果表明:钉头形式对连接结构失效模式影响较大,凸头螺栓连接件的层合板只有挤压破坏,沉头螺栓连接件主要为净截面拉伸破坏;数值分析采用面内失效和层间分层失效的渐进失效方法建立三维模型,计算结果显示凸头螺栓连接件在层合板孔边附近出现了严重的纤维损伤和挤压分层损伤,而沉头螺栓连接件层合板的净截面应变明显偏大导致拉伸破坏,计算结果与试验结果吻合良好。     

含离散源损伤复合材料加筋板剩余强度及其修理技术研究

飞机复合材料结构在使用过程中难免遭受离散源损伤,这种损伤会严重降低结构的承载能力。针对含穿透性切口的复合材料加筋板,采用试验和数值分析方法研究其拉伸载荷作用下的剩余强度,并根据设计应变设计了金属补片机械连接修理方案,提出了一种评估复合材料机械连接修理结构剩余强度的数值分析方法。分析方法以有限元模拟为主,用壳元模拟层压板,用梁元模拟紧固件,用多点约束模拟紧固件与孔的接触,用0°层点应力准则预估复合材料破坏载荷。通过试验验证了评估方法,得到了修理结构强度恢复率。本文的研究对于飞机复合材料结构修理技术研究有一定的借鉴意义。     

Nomex蜂窝复合材料冲击损伤及剩余剪切强度试验

Nomex蜂窝复合材料在航空航天中的应用越来越广泛,但其对低速冲击损坏较为敏感,针对Nomex蜂窝复合材料冲击损伤问题,研究了蜂窝材料在冲击作用下的损伤行为,并进行了剩余剪切强度试验,观察试验件应变值变化,得出试验结构件破坏载荷和最大破坏应变,并与未进行冲击试验的试验件进行对比。结果表明:冲击损伤后,破坏载荷的保持率为69.0%左右,破坏最大应变的保持率为78.8%,即冲击损伤使蜂窝复合材料的力学性能恶化,且影响较大。     

复合材料机械连接件的三维累积损伤研究

利用ABAQUS中的UMAT模块计算螺栓连接的三维累积损伤问题。采用最大应力准则、Hashin准则以及它们的混合准则三种损伤失效准则,并结合Tan提出的刚度降模型,对复合材料层合板机械连接件进行三维累积损伤模拟,同时考虑连接件是否受刚性的影响,最后将预测结果与试验值进行对比。结果表明,最大应力准则适用于拉伸破坏为主的连接结构,Hashin准则适用于剪切破坏占主导的连接结构。紧固件的刚度大小只影响连接结构的刚度,对失效强度的影响可以忽略不计。     

含分层复合材料层合板剪切屈曲的实验研究

对含分层损伤的复合材料层合板在纯剪切条件下进行屈曲试验,并通过对试验载荷-应变曲线及损伤形貌的分析以及试验结果和有限元模拟结果的比较,得出复合材料层合板预制分层损伤面积对其剪切屈曲性能的影响.结果表明,试验件含分层损伤面积越大,其破坏载荷越大,而对应的破坏应变越大,因此分层损伤会降低复合材料层合板的承载力和刚度.含分层损伤的层合板试验件其屈曲临界载荷随着分层损伤面积的增加而减小,抗屈曲性能也随之降低.     

静力拉伸载荷下复合材料单向板刚度衰减规律研究

复合材料单向板在静力拉伸载荷作用下产生损伤后刚度会衰减下降。通过分析单向板静力拉伸破坏过程,研究了纵向、横向及剪切向应力分量对材料刚度衰减的影响,建立了考虑载荷大小和铺角变化的刚度渐进退化模型。为验证模型的合理性,对一系列不同铺角的T700/YPX3001复合材料单向板进行了静力拉伸试验,并且基于所提出的模型采用数值仿真方法模拟复合材料单向板在静力拉伸载荷作用下的损伤过程,数值仿真结果与试验结果相吻合。     

累积损伤方法估算复合材料多钉连接强度

建立了分析复合材料多钉连接结构的三维有限元模型,针对多钉连接计算过程中接触状态非线性和累积损伤过程非线性造成的计算成本大和难收敛的问题,本文提出利用显式算法对多钉连接件的拉伸过程进行求解,分析多钉连接件在拉力载荷作用下的损伤演化过程,实现了对复合材料层合板机械连接结构整个承载过程的数值仿真模拟,同时进行了复合材料层合板多钉连接件的双剪拉伸试验。对比数值计算与试验结果发现,利用子程序结合显式算法计算得到的复合材料多钉连接强度值与试验相比,误差最大不超过7%。     

受载复合材料曲板结构的失效特征研究

为研究飞机复合材料曲板的失效过程与失效模式,对一组复合材料弯角试验件进行了准静态拉伸试验.同时基于ABAQUS软件及其USDFLD子程序,考虑复合材料的渐进损伤特征,建立了受载曲板的有限元模型,分析弯角区的应力分布特征.研究发现：数值仿真能够较准确的模拟弯角结构的受载过程,模拟结果与试验结果吻合较好;结构受载过程中,在弯角区域发生分层破坏,随着载荷的增大,分层沿着周向和径向都有扩展;随着外加载荷的增大,弯角区域的最大法向应力的位置逐渐移向加载端.     

不同夹芯复合材料夹层结构的剪切破坏行为

对蜂窝和泡沫夹芯的复合材料夹层结构通过夹具用拉伸试验模拟剪切破坏行为,分析了试验载荷-应变曲线及失效模式,得出应变场分布情况及失效原因,并分别对不同夹层结构的剪切行为进行了有限元模拟。结果表明:夹层结构的失效模式均为沿加载方向的屈曲破坏,并且在中间区域与边界区域之间的区属于纯剪应力区;夹芯材料的横向剪切模量直接影响了复合材料夹层结构的屈曲破坏载荷和失效模式:有限元分析的屈曲模态与试验失效模式较为吻合。     

含圆孔复合材料层合板在拉伸载荷下的破坏机理

综合考虑了基体开裂、基纤剪切、分层及纤维断裂等四种复合材料层合板的主要破坏模式,同时在通用有限元分析软件ANSYS基础上进行二次开发,编制了参数化的分析模拟程序,应用此三维逐渐累积损伤理论和有限元模拟方法,对两种不同铺层参数的含圆孔复合材料层合板在拉伸载荷作用下的逐渐破坏过程进行了分析。结果表明:该程序可以预测任意材料体系和任意铺层参数的层合板在拉伸载荷作用下的逐渐损伤破坏过程及最终失效载荷;与参考文献中的试验结果比较发现,该方法的预测精度较高,验证了其正确性。     

T700/QY8911缝合复合材料层合板的拉伸与疲劳性能

对T700/QY8911缝合复合材料层合板进行了静载拉伸试验和拉-拉疲劳试验,研究了不同缝合方向[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s铺层层合板的拉伸和疲劳性能;建立了T700/QY8911缝合复合材料层合板有限元模型并对其弹性模量进行了模拟。结果表明:缝合能明显提高复合材料层合板抵抗分层破坏的能力;缝合层合板在静拉伸载荷下呈线弹性材料的特点,当载荷达到峰值时,缝合层合板具有后续承载能力,而未缝合层合板在峰值后承载能力出现连续下滑,并发生最终破坏;缝合层合板在拉-拉载荷下的疲劳刚度衰减曲线呈三阶段函数特征;缝合层合板的纵向弹性模量的有限元计算结果与试验结果吻合较好,证实了模型的有效性。     

复合材料两钉斜削搭接接头钉载分配与连接强度研究

针对复合材料层合板与斜削金属材料板双搭两钉连接接头,基于有限元分析软件ANSYS技术平台,对7种不同几何参数的连接接头钉载比例进行计算分析,探讨螺栓直径配置及金属板厚度对钉载分配的影响。结果表明,降低靠近层合板加载端螺栓直径有助于改善钉载分配,而提高或降低远离加载端的螺栓直径均无益改善钉载分配,降低接头金属连接板非斜削端厚度有助于优化钉载分配;另对上述接头中等直径螺栓连接的斜削形式和等厚度搭接形式接头进行的损伤累积仿真模拟及静拉伸极限强度计算表明,斜削搭接形式下层合板各角度铺层初始损伤载荷及接头整体最终失效载荷值均高于等厚度搭接,且计算发现,在极限载荷水平下,斜削接头持续保持较等厚度搭接接头钉载分配方面的优势,得出其连接强度的提高与它载荷分配优势从加载初持续到最终失效是分不开的结论。     

钉/孔摩擦对复合材料机械连接强度的影响研究

建立了复合材料层合板单钉连接强度分析的三维模型,模型考虑了螺栓-孔接触面的摩擦效应。研究结果表明,在各个铺层中,随着摩擦系数的增大,周向应力和径向应力减小。螺栓-孔接触面摩擦系数对复合材料的拉压强度和剪切强度有较大影响,在一定范围内增加摩擦系数将会提高接头的极限破坏载荷。     

切向加载下螺栓连接复合板的失效分析*

极限载荷和孔周应力是导致螺栓连接复合板失效的主要因素。基于Hashin失效准则和有限元模型建立螺栓连接复合板的渐进损伤有限元模型,通过位移载荷响应讨论预紧力、界面摩擦因数和孔隙变化对极限载荷的影响,分析不同铺层角下孔周应力分布规律。结果表明：随预紧力增大,螺栓连接复合板极限载荷先增大后减小,随摩擦因数增大,螺栓连接复合板极限载荷逐渐增大;不同孔隙下准线性阶段位移载荷响应基本一致,孔隙对极限载荷的影响主要体现在滑移阶段及剪切变形阶段;孔隙增大会减小螺栓与螺孔间的有效接触面积,影响螺栓连接的压力分布和强度;纤维铺层方向与应力分量同向时可有效减少外载荷导致的该方向应力分量的变化,且主应力分量皆在承压区域达到其最小值;应力分量方向与纤维铺层方向相同且该方向无外载荷作用时,应力分量随着角度从承压区到非承压区递增变化。     

基于三维CDM的复合材料开口层合板失效分析

建立了复合材料层合板三维连续介质损伤力学模型,并将该模型应用于复合材料开口层合板的损伤破坏分析中。与相关试验中开口层合板强度和损伤破坏情况对比分析表明:本文模型能够有效地模拟开口层合板从初始损伤到完全破坏的全过程,具有较高的计算精度和良好的数值模拟收敛性。基于该模型,详细分析了在单向拉伸载荷作用下开口层合板不同铺层的损伤破坏情况。     

复合材料太阳帆板连接架强度的有限元分析

采用三维等效法计算复合材料的等效刚度常数,建立复合材料太阳帆板连接架的均衡三维有限元模型,分析其应变分布情况;根据霍夫曼失效准则,得到太阳帆板连接架不同部位的强度包线,并与有限元模拟得到的应变进行对比,以对连接架结构强度进行校核;对复合材料太阳帆板连接架进行静力试验,对有限元分析结果进行试验验证。结果表明:采用有限元模拟得到太阳帆板连接架在外加载荷作用下的应变分布结果与试验结果较接近,主梁与套筒连接处0°方向应变的相对误差小于9.00%,90°方向应变的相对误差比0°方向的略大,最大相对误差为13.30%;太阳帆板连接架结构强度的校核结果与静力试验结果相吻合,接头端部和套筒拐角位置为薄弱环节。     

碳纤维层压板复合材料拉伸性能的有限元分析

利用有限元软件Abaqus分别对[0°]8和[0°/45°/90°/-45°]S两种铺层结构的碳纤维层压板复合材料建模,模拟得到层压板拉伸时的应力-应变曲线,并与试验结果进行了比较;同时,基于Cohesive界面单元模拟了层压板在拉伸载荷作用下的层间力学性能及失效模式。结果表明:模拟得到的应力-应变曲线与试样结果具有较好的一致性;[0°/45°/90°/-45°]S结构层压板因纤维铺层方向的差异而具有明显的界面破坏现象,而[0°]8结构层压板的分层现象不明显。     

复合材料连接结构挤压强度试验

复合材料广泛应用于航空航天领域,彼此之间的连接主要通过铆钉或螺栓实现。连接时需要在复合材料上开孔,这会导致孔周围应力集中,也会破坏纤维的连续性,从而削弱结构的承载能力,直接影响飞行安全与使用寿命。以碳纤维增强树脂基层合板单钉单剪和双钉单剪两类连接件为试验对象,依据ASTM D 5961试验标准,完成挤压响应试验,获得极限挤压强度分别为384 MPa和364 MPa,并绘制载荷-位移曲线,为明确材料实际性能和后续应用于飞机结构提供支撑。     

碳纤维复合材料单钉连接拉伸性能仿真分析和试验研究

针对某体系碳纤维复合材料单钉连接拉伸性能开展了仿真试验研究。首先利用三维有限元方法对不同参数的单钉连接进行了累积损伤分析,预测了连接的拉伸性能和破坏模式,然后通过标准试件的拉伸试验,得到了连接的相关性能参数,仿真结果和试验结果吻合良好,证明了仿真分析的合理性和准确性。文中仿真分析和试验的结论可作为后续设计工作的基础。     

纤维环向缠绕复合材料气瓶冲击损伤容限研究

为研究纤维缠绕复合材料层CNG气瓶冲击后损伤容限问题,采用疲劳应变比率作为损伤变量,建立疲劳累积损伤模型;对气瓶缠绕层的冲击损伤剩余强度采用开孔等效计算方法,应用Nuismer—Whitney平均应力准则,关联疲劳累积损伤函数中的最大应力与拉伸载荷下的含孔层合板剩余强度的关系,建立适用于在疲劳载荷下的含孔层合板结构剩余强度的估算方法,用于复合材料CNG气瓶冲击剩余强度的预测。结果表明,文中提出的分析模型预测结果与专家提出的复合材料气瓶冲击损伤评定标准基本吻合。