复合材料垂尾应变测试技术研究

应变电测法是飞机飞行载荷测试最常用的方法之一,本文研究了纤维增强层合复合材料垂尾的飞行载荷应变电测方法。首先建立复合材料垂尾有限元模型,计算了在均布载荷下垂尾表面应变分布。然后根据有限元仿真应变分布结果,避开应力集中部位选取应变片粘贴位置,设计载荷测试电桥,利用载荷标定试验可测得垂尾的飞行载荷。最后对相同层数不同铺层顺序的垂尾模型进行计算,对应变片粘贴位置的表面应变进行细观分析和比较,分析了铺层顺序对表面应变的影响。计算结果表明,表层铺层角度对应变测试结果有较大影响,复合材料结构应变测试时应考虑结构的铺层顺序,而在载荷测试时选取线性应变区则可不考虑该影响。     

复合材料加固混凝土桥梁结构有限元模拟

 复合材料胶接修复加固技术具有修复速度快、结构增重少、高效可靠等诸多优点,已成为加固修补混凝土结构的新型技术。采用有限元方法,对比分析了复合材料加固钢筋混凝土桥梁结构前后的力学性能,并研究了复合材料粘贴面积、纤维铺层角度,以及铺层材料及顺序对钢筋混凝土桥梁加固效果的影响。结果表明:与加固前相比,加固后混凝土桥梁内部的应力、应变及最大变形有明显降低,最少可分别降低60%,56%和11%。且复合材料粘贴面积和纤维铺层角度对桥梁的加固效果有显著的影响,而铺层材料及顺序对其加固效果则无明显影响。实验结果显示,最佳加固方案为:全部采用碳纤维复合材料、预浸料带数量为5、纤维铺层角度为[0]₄。该方案加固后桥梁内部的最大应力为81.7 MPa,最大应变为0.27%,最大变形为15.96 mm。     

高超声速飞行器结构热气动弹性优化设计

基于高超声速飞行器X-43外形尺寸,构建含有隔热层的全机结构有限元模型。根据分层求解思路,考虑了气动热载荷作用下结构温度的稳态特性,忽略气动热对气动力和结构弹性力的弱耦合效应。使用三阶活塞理论对其进行频域内气动力计算,采用参考焓法求得模型表面的热流密度,进而计算出经过隔热层作用后,蒙皮表面的温度分布以及相应的热应力;在对结构的刚度矩阵进行修正后,采用p-k法迭代求解其临界颤振速度。以复合材料铺层角度和铺层顺序为设计变量,在全机结构、重量保持不变的情况下,对其进行以临界颤振速度为优化目标的气动弹性优化设计,使结构的颤振特性有了较大的改善。     

非对称铺层T700复合材料层合板铺层顺序优化

为分析经过铺层顺序优化后的复合材料层合板的承载能力,基于有限元优化设计软件,构建碳纤维复合材料层合板有限元模型,施加边界条件与轴向载荷,进行力学性能分析;以碳纤维复合材料层合板铺层顺序为设计变量,以层合板主应变、连续角度铺层不超过四层等为约束条件,最大承载能力为设计目标,对层合板进行优化;并对优化后的层合板基于强度理论进行校核,结合力学试验对比分析优化前后的层合板力学性能差异.结果表明:碳纤维复合材料层合板铺层顺序经过优化后,承载能力增强,试验结果与仿真结果具有一致性,优化方法是合理可靠的.     

全尺寸叶片结构非线性对静载测试的影响

研究全尺寸叶片结构非线性对静载测试的影响,分析叶片应变、弯矩、刚度和挠度之间的关系,构建全尺寸叶片静载试验.通过三边法测试叶片的非线性变形及加载角度,在叶片截面上粘贴应变片监测局部应变.结果表明,与有限元目标值对比,在挥舞方向距离叶根4m附近的刚度最大相差48%;在摆振方向距离叶根23m至叶尖区域的刚度最大相差29%.通过实测结果修正有限元计算值,可为风机模型载荷计算提供精确刚度数据.     

基于Hashin失效准则的复合材料螺栓连接损伤破坏研究

本文介绍了复合材料螺栓连接二维模型的损伤破坏分析方法,Hashin失效准则和刚度降方法,考虑接触关系,剪切非线性和材料刚度降低,针对Hashin失效准则编制相应的损伤程序,然后采用有限元软件ABAQUS对复合材料层合板螺栓连接件强度进行数值计算。研究结果表明,利用损伤子程序可以较好的预测层合板的破坏载荷以及损伤初始发生的铺层及其扩展方向,损伤的发生和扩展只与铺层角有关,而与铺层顺序、铺层的厚度无关,剪切非线性分析更加合理,考虑非线性影响时,失效准则中包括剪切应力项,损伤产生较早。     

民机雷达罩的抗鸟撞非线性力学行为仿真研究

为了研究某民机雷达罩结构的抗鸟撞性能,基于ABAQUS建立了采用纤维增强非线性动力本构的雷达罩模型,综合考虑了复合材料与泡沫芯材的非线性行为与应变率效应。该文通过仿真模拟,分析了面板材料(包括复合材料和泡沫芯材)是否考虑非线性与应变率效应、夹芯结构铺层顺序与角度,以及前后面板厚度比对结构鸟撞响应失效行为的影响。结果表明：纤维增强复合材料的非线性动力本构能够很好地描述雷达罩复合材料结构在动态加载下的应变率强化效应。不同铺层角度下的雷达罩面板的破坏形式基本相同,其最主要的失效形式是基体拉伸破坏,而前后面板铺层顺序为[0/-45/45]/[45/-45/0],且前后面板层厚比接近1的模型具有较好的吸能效果。     

风力机叶片共固化层合结构阻尼抑颤分析

针对大型风力机叶片的颤振问题,将共固化粘弹复合材料层合结构应用于风力机叶片。首先,建立了共固化阻尼叶片三维有限元模型,通过计算某型1.5 MW风力机叶片关键模态的应变能分布情况,确定了阻尼层的铺敷位置。然后,基于模态应变能法参数化分析了阻尼层厚度与复合材料偏轴纤维角对结构固有频率及模态损耗因子的影响。最后,通过Newmark直接积分法对原叶片及阻尼叶片在额定风速下的动态响应进行了仿真对比,验证了共固化层合阻尼叶片的抑颤效果。     

CFRP板加固钢¬混凝土组合梁的非线性有限元分析

粘贴碳纤维增强复合材料(CFRP)板能有效的提高钢－混凝土组合梁的强度和刚度。文中采用非线性有限元方法分析了简支CFRP板加固钢¬混凝土组合梁的极限承载力和刚度,并对有限元模型中胶层和栓钉连接层的影响进行了研究。利用有限元方法与理论公式计算及实验结果进行分析和比较,结果表明：（1）非线性有限元分析得到的应力－应变曲线及CFRP板的纵向应变与试验结果吻合较好;（2）考虑连接层的有限元模型比不考虑连接层的有限元模型有更高的精度;（3）CFRP板的性能在钢梁屈服后才得到充分发挥;（4）对比其他方法,由考虑连接层有限元模型计算得到的抗弯极限承载力最接近实验结果,误差小于3%。     

基于载荷设计的电动飞机复合材料机翼结构优化方法及试验验证

基于柔度法静气弹分析方法,对电动飞机复合材料机翼考虑气动弹性载荷的结构优化方法进行研究。以考虑翼型弯度的涡格法计算机翼气动载荷,并与CFD计算结果进行对比,验证其准确性。使用遗传算法对机翼结构进行铺层优化,以铺层度及铺层角度百分比为优化变量,结构重量最低为优化目标,强度及复合材料工艺性作为设计约束,对机翼结构进行优化,计算强度时考虑气动弹性载荷。最后通过静力试验验证仿真结果的准确性。研究表明直机翼考虑气动弹性载荷后翼根弯矩、剪力及扭矩均有增加,基于该优化方法可设计合适的机翼结构刚度,在满足强度设计要求同时能达到减重目的。     

基于气动弹性载荷的电动飞机复合材料机翼结构优化及试验验证

基于柔度法静气弹分析方法,对电动飞机复合材料机翼考虑气动弹性载荷的结构优化方法进行研究。以考虑翼型弯度的涡格法计算机翼气动载荷,并与计算流体力学(CFD)计算结果进行对比,验证其准确性。使用遗传算法对机翼结构进行铺层优化,以铺层度及铺层角度百分比为优化变量,结构质量最低为优化目标,强度及复合材料工艺性作为设计约束,对机翼结构进行优化,计算强度时考虑气动弹性载荷。最后通过静力试验验证仿真结果的准确性。研究表明直机翼考虑气动弹性载荷后翼根弯矩、剪力及扭矩均有增加,基于该优化方法可设计合适的机翼结构刚度,在满足强度设计要求同时能达到减重目的。     

复合材料薄壁轴转子系统动力学特性的有限元分析

采用有限元软件ANSYS建立了复合材料薄壁轴的有限元模型,通过模态分析得到系统的固有频率和临界转速,将结果与相关文献的结果进行比较,说明了模型的正确性。然后建立了包含轴承、转盘在内的复合材料薄壁轴转子系统的有限元模型,研究了转子系统的动力学特性。讨论了复合材料铺层角度、铺层顺序、长径比、轴承刚度和转盘安装位置等因素对转子系统固有频率和临界转速的影响,随后分析了转盘质量、转盘安装位置、轴承刚度和轴承阻尼对转子系统不平衡响应的影响。该分析方法为复合材料薄壁轴转子系统的动力学研究与设计,提供一种可供选择的分析方法。     

考虑双模量影响的复合材料销钉连接失效分析

摘要： 针对复合材料层压板销钉连接结构连接特性,提出一种考虑双模量影响的破坏载荷的数值模拟方法.考虑复合材料在拉伸和压缩应力状态下弹性模量的不同,根据材料所处应力条件选择适当的刚度矩阵,以三维Hashin准则作为单向复合材料层压板的失效判据,采用Camanho的刚度折减模型,将3组不同厚度和铺层的复合材料层压板破坏载荷的试验结果与考虑双模量影响和仅用拉伸模量的有限元模拟结果进行对比.结果表明,考虑双模量影响的有限元模型能够更加准确地预测最终层压板销钉连接结构的破坏载荷.     

薄铺层复合材料薄壁管轴压屈曲行为研究

在薄壁结构的应用中,屈曲稳定性是影响其承载性能的关键因素,为研究减薄铺层厚度对复合材料薄壁结构局部屈曲行为的影响,本文采用不同厚度(0.125、0.055和0.020 mm)的预浸料制备复合材料薄壁管,实验测试了其在轴压下的局部屈曲行为.实验结果表明,随着铺层厚度减薄,实验采用的正交和均衡两种铺层方式的复合材料薄壁管局部屈曲载荷均随之提高,而屈曲失效模式没有发生改变.力学分析表明,铺层厚度减薄后,管壁弯曲刚度的改变和层间剪切应力分布对薄壁管局部屈曲载荷提高有重要影响.采用薄铺层制备复合材料薄壁结构件能够有效提高其局部屈曲能力.     

含单个分层复合材料层合板后屈曲性态研究

基于Mindlin假定下大变形的板／壳理论,采用参考面单元和虚拟杆单元相结合的非线性有限元方法,建立了分层损伤层合板后屈曲分析的有限元计算模型,并研究了考虑层间接触效应的单分层层合板的后屈曲性态．着重研究了分层深度、铺层次序和分层尺寸对含单个穿透分层层合板后屈曲性态的影响,如随分层位置沿厚度方向由表面向中心靠近,层合板后屈曲载荷呈下降趋势;当分层尺寸确定时,层合板的铺层次序及分层深度对后屈曲载荷的影响呈现明显的规律性;不同分层尺寸对后屈曲模态有显著影响等．所得结论对层合板结构设计和评估有指导意义。     

固体火箭发动机复合材料壳体破坏分析及优化

利用有限元计算软件ANSYS对轴向压力和弯矩联合作用下某型号固体火箭发动机复合材料壳体组合结构进行数值模拟。数值计算与实验结果对比分析表明:由于原结构的复合材料铺层设计不够合理,造成部分复合材料铺层局部应力过大,而导致结构未达到设计载荷即发生局部失效破坏。本文在结合实验分析和实物模型数值模拟计算的基础上,提出两种措施对原结构进行优化改进:增加局部补强纵向铺层数目以提高局部承载能力,从而提高整体承载能力;改变个别铺层材料以增强该层材料本身承载能力,最终提高整体承载能力。数值计算结果显示,两种改进结构均能提高整体结构承载能力15%～20%,实物实验表明改进结构可达到原结构设计承载能力的115%以上。     

含孔复合材料层合板孔口缝合补强的层间应力分析

使用有限元模拟计算了含孔复合材料层合板开口缝合补强结构。研究了含孔复合材料层合板在轴向拉伸载荷作用下孔边各个铺层的层间应力分布情况,并将缝合后的层间应力值与缝合前的相关数值进行了比较,主要研究了不同缝合参数对孔边层间应力的影响。通过有限元模拟计算可得,层合板缝合补强后,孔边的层间应力比未缝合前显著减小,孔边附近层间应力的分布与相邻铺层的铺层角有关,不同铺层之间的层间应力沿孔边区域存在应力的转换点,并且存在显著差别。     

计及剪切变形的复合材料薄壁梁的阻尼分析模型

为精确描述阻尼对复合材料薄壁结构动力学特性的影响,提出一个计及剪切变形的复合材料薄壁梁的结构阻尼分析模型。基于改进的变分渐进法(VAM)描述复合材料薄壁梁的位移和应变,采用Hamilton原理导出Timoshenko梁的自由振动偏微分方程,采用Galerkin法将偏微分方程化为常微分方程,通过求解复特征值问题得到梁的模态阻尼。将阻尼计算结果与现有文献的有限元阻尼计算结果进行比对,验证了本文模型的有效性。通过算例分析得到圆截面薄壁复合材料梁的阻尼数值计算结果。研究表明,不考虑剪切变形将会得到偏高的阻尼预测结果。此外,采用的铺层方式不同,产生最大阻尼的纤维铺层角也将有所不同。     

大展弦比飞机机翼弯曲变形分析和测试方法

将大展弦比飞机机翼简化为变截面悬臂梁结构。基于线性叠加原理,将变截面梁划分为n段,推导出梁挠度的计算方程。根据机翼实际尺寸,并考虑机翼自重和外挂载荷建立变截面梁模型,将梁划分为5段、10段、20段计算梁的挠度。利用ANSYS有限元软件中几何非线性迭代方法,分析变截面梁受均布载荷时的变形。理论计算结果和有限元仿真结果吻合,验证了该计算方法的有效性。为计算大展弦比飞机实际飞行过程中机翼实时弯曲变形,在机翼上布置应变计并进行地面标定试验,得到载荷与应变之间的关系方程和机翼各段的弯曲刚度。通过采集飞行实测应变数据,结合标定方程将机翼各测试切面应变-时间历程转化为载荷-时间历程,再利用挠度计算方程计算机翼的实时弯曲变形情况。为大展弦比飞机飞行过程中机翼变形测试提供了一种工程测试途径。     

复合材料层合板双面贴补结构渐进损伤分析

提出了一种分析和预测在拉伸载荷作用下复合材料层合板双面贴补结构的极限承载能力的方法,建立了分析复合材料双面贴补结构渐进损伤的三维有限元模型.胶层用各向同性模型描述,提出了基于3个方向剪切应变描述的二次剪切失效判据来预测胶层的损伤起始,定义了与材料应力应变相关的刚度折减函数来模拟损伤后胶层刚度的连续退化.层合板用正交各向异性三维模型描述,采用基于应变描述的三维Hashin准则和Ye分层准则来预测其损伤起始,引入损伤变量来考虑层合板的损伤扩展.计算结果与试验数据吻合较好,说明该方法和模型可以有效地预测复合材料双面贴补结构的拉伸极限强度.