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建立了复合材料层合板胶接贴补修理构型渐进损伤分析的三维有限元模型, 其中层合板和胶层分别采用正交各向异性损伤和各向同性损伤的连续介质损伤力学模型, 整个分析过程中同时考虑层合板和胶层的损伤形成和扩展以及它们之间的相互影响, 单向压缩载荷作用下的层合板贴补修理构型的试验数据验证了该模型的有效性, 采用该模型分析了不同的贴补修理参数对修补强度的影响。 结果表明: 当层合板补片较薄时, 补片损伤是导致修补结构失效的主要原因; 当补片较厚时, 胶层失效是导致修补结构失效的主要原因, 此时补片厚度增加并不能显著增大修补结构的极限强度。在复合材料贴补修理时需要对补片和胶层进行详细优化设计。 相似文献
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为了研究不确定性陶瓷热防护系统(thermal protection system,简称TPS)的动态响应概率分布,提出了外部随机激励作用下的不确定性TPS双随机动态理论模型,其将防热瓦简化为质量点,将应变隔离垫(strain isolation pad,简称SIP)简化为线性弹簧和阻尼单元,且以上质量点、弹簧刚度和阻尼均服从正态分布。采用摄动法研究了防热瓦加速度以及SIP动态应力的概率分布,其关键是进行响应均值对TPS随机参数的灵敏度分析。利用本研究理论方法和Monte Carlo数值方法进行了响应概率分布的计算,结果表明,理论方法与Monte Carlo数值方法计算获得的响应均值及标准差吻合得很好,验证了该动态理论模型的正确性和分析精度,为防热瓦不确定性加速度响应、SIP不确定性动强度和TPS不确定性动态完整性分析提供了理论基础。 相似文献
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在机翼方案设计阶段需要快速对复合材料机翼的制造成本进行评估。基于制造工艺成本模型开发了复合材料机翼成本估算模型。应用CATIA 二次开发技术编制了模型生成器,实现了参数化建模过程自动化,并为成本模型提供计算所需几何特征信息。实现了机翼设计方案CAD模型与成本分析模型无缝连接的自动化计算过程,给出了实现该过程的流程和主要步骤。以某型无人机复合材料机翼为例,验证了该方法的确能对不同结构布置形式和不同外形的复合材料机翼设计方案进行快速成本评估。估算结果表明,在外形相同的情况下,梁的个数增加1个,肋的个数减少4个的复合材料机翼,其总成本增加了约2.5%;在结构布置相同的情况下,展弦比和梢根比的变化对该复合材料机翼总成本的影响不大。
相似文献
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加筋板总体失稳分析的等效层合板模型 总被引:3,自引:1,他引:2
基于等效刚度的思想,通过设定层合板的属性参数模拟了加筋板结构的力学特性,提出了一种适用于不同截面形状以及布局形式的加筋板总体失稳分析的等效层合板建模方法。利用PATRAN/NASTRAN 软件比较了反映实际壁板形状的高精度有限元模型与对应的赋有层合板属性的等效刚度简化模型。对于工程中常见形状的加强筋以及不同布局形式的壁板,2种模型的一阶线性失稳因子基本一致,从而验证了将等效层合板模型用于加筋壁板结构的稳定性分析可以满足工程精度要求,并显著提高了计算效率。 相似文献
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采用等效刚度方法,研究了一种适用于机翼初步设计阶段的动力学和颤振分析的结构有限元模型。该方法首先计算不同布局形式的加筋壁板的刚度矩阵,然后将其赋予与加筋壁板平面形状相同的光板(等效板)上,使加筋壁板和等效板具相同的力学性能。该方法的优点是避免了加强筋的有限元建模,从而使有限元模型的复杂程度大大降低,但同时等效刚度结构有限元模型仍能反映机翼加筋壁板的结构特性。以某客机概念方案的机翼为例,建立了反映实际结构详细有限元及其等效刚度有限元模型。计算结果和对比分析表明,两种模型的固有频率、振动模态和颤振分析结果吻合得很好,从而验证了等效刚度方法在机翼结构动力学和颤振分析方面的准确性。由于该方法具有简单快速和准确的优点,可用于机翼初步设计阶段对颤振特性的评估。 相似文献
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飞机的刹车装置是利用摩擦产生制动将高速运动的动能转换成热能,产生的高温使摩擦材料的物理、化学性质发生变化,由于较大的温度梯度的出现使刹车盘上存在非常大的热应力,使刹车系统的安全性能受到威胁,所以对刹车盘瞬态温度场和由此产生的热应力进行计算就显得非常必要。针对飞机刹车盘瞬态温度场和热应力仿真建立了有限元模型,有限元网格划分采用六面体结构。对刹车过程进行了理论分析与计算,并运用MSC PATRAN/MARC软件对其进行了仿真计算。刹车副的最高温度为1 020℃,与刹车副温度场的经验值基本吻合,在以温度场和刹车副的位移约束为边界条件计算得到刹车副的热应力。热应力的分布特点和温度梯度是一致的,所以热应力的计算结果是合理可行的,可以应用于飞机刹车盘设计过程中。 相似文献