整体化壁板桁条末端设计及试验研究

复合材料结构整体化设计时,由于设计要求或设计限制条件,机翼壁板的长桁常常在翼肋、机翼的前后梁附近、机翼的油箱附近等部位终止,在长桁截止端处应力集中水平较高,极易引起缘条／蒙皮界面脱胶分层。设计四种不同构型的截止端试件,并开展相应的拉伸试验研究,结果表明,B组试件的截止端斜削构型最优,应力集中水平最低且损伤扩展最小的截止端构型;试验中采用A超检测损伤的发法是可行的,能够直观地呈现出损伤扩展的历程。     

复合材料加筋壁板长桁终止端失效分析

为了研究复合材料加筋壁板长桁终止端在轴压载荷作用下的破坏机制,基于ABAQUS有限元软件中的连续壳单元和cohesive单元建立了有限元模型,在该模型中,采用hashin准则预测面内损伤,而对于壁板与长桁缘条之间的脱胶损伤的起始与扩展,则采用cohesive单元进行模拟。采用该模型对复合材料加筋壁板长桁终止端在轴压载荷作用下的破坏过程进行仿真,仿真结果与试验结果相比较表明,所建立的有限元分析模型能较好地模拟加筋壁板长桁终止端在轴压载荷作用下壁板与长桁缘条间的脱胶过程,且能较好地预测该结构的承载能力与分层面积。     

复合材料加筋壁板长桁凸缘变厚度设计对长桁-蒙皮界面承载能力的影响

长桁与蒙皮之间的脱胶是复合材料加筋壁板主要的失效形式之一。本文首先对复合材料机翼结构长桁-蒙皮典型结构进行了三点弯曲试验,获得破坏载荷以及界面失效模式。然后基于ABAQUS建立三维有限元模型,采用内聚力模型模拟界面的破坏情况。有限元计算结果与试验结果吻合较好,验证了有限元模型的合理性。在此基础上,对长桁凸缘宽度方向采用渐变厚度设计,开展了其对长桁-蒙皮界面承载能力的影响分析。研究结果表明采用变厚度设计可以减缓长桁凸缘末端附近的刚度突变,降低长桁凸缘末端与蒙皮之间界面的面外载荷。凸缘变厚度设计可以有效避免长桁与蒙皮界面过早出现脱胶失效,长桁凸缘末端越薄,界面脱粘载荷越大。     

上下表面平整度对型材压损破坏载荷的影响

以应变片测量值确定"Z"型和"2"型长桁上下表面平整程度,并分析其对长桁压损破坏载荷及破坏形式的影响情况。"Z"型长桁上下表面平整度好,试件的破坏载荷最大分散性达到2.6%,而上下表面平整度差的"2"型长桁分散性达到3.5%,二者差别甚小。在破坏形式上,通过对同种类型的长桁形式进行组内对比,发现同种类型试件的破坏形式基本相同;而对于变形曲线,上下表面平整程度会起到影响作用,"Z"型长桁的所有区域(应变片区域)的变形曲线基本相当,而"2"型长桁相差较大。最后得到结论,长桁压损试验目的是在于确定长桁的压损破坏载荷,此时可以在有限范围内,无需调节上下表面的平整度,若考虑观察中间变形过程,则要对上下表面进行调平或再加工。     

纤维增强复合材料机翼长桁压缩破坏预测方法

提出了一种分析和预测在压缩载荷作用下纤维增强复合材料机翼长桁的极限承载能力以及破坏位置的方法,建立了分析其形变和渐进破坏的有限元模型,采用应力描述的二维Hashin失效准则预测材料的初始失效,并提出了一种材料受损后的刚度折减方案;由应力失效和断裂力学中的能量释放率控制材料渐进损伤的演化模式,并以损伤变量的形式表征材料的受损程度;在有限元软件ABAQUS/Standard平台上编写用户材料子程序（UMAT）,运用黏性正则化方法帮助收敛,并将其预测结果与复合材料机翼长桁的压缩实验结果加以对比.结果表明,所得极限承载能力以及破坏位置的预测结果与相应的实验结果较吻合.     

基于内聚力模型的沥青混合料劈裂试验模拟

为了深入分析沥青混合料在荷载作用下的破损机理,引入了内聚力模型.使用双线性内聚力模型模拟了沥青混合料劈裂试验过程,比较并分析了数值模拟结果和试验结果,研究了劈裂试验过程中试件纵轴上的法向应力分布、损伤规律以及裂缝的形成和扩展情况,描述了劈裂试验的全过程.结果表明:双线性内聚力模型数值模拟结果和试验结果相当吻合,因而可以用来模拟沥青混合料的损伤断裂行为;劈裂试件纵轴上两端为压应力,中间为拉应力,且试件两端产生了显著的压应力集中;试件纵轴上的损伤值和损失长度随着荷载的增加而增加;纵轴中间的损伤值达到1时,试件中就会产生一定长度的宏观裂缝,而后裂缝向两端扩展,但扩展速率逐渐减小.     

软岩巷道扩孔锚固机理及支护控制数值模拟研究

针对深部煤矿巷道应力复杂、软弱围岩变形较大的问题,提出一种端部扩孔锚固方法,通过理论模型及数值计算,分析了端部扩孔锚固界面应力分布、脱锚长度扩展及端面挤压应力分布;研究了不同锚固方式巷道围岩变形、应力集中特征.结果表明:相比于常规锚固,界面剪应力在拉拔端附近先增大后减小,且在扩孔起点处附近也存在一个峰值,整体分布形态上...     

随机谱载荷下无人机机翼外挂物悬挂挂架的损伤容限分析

机翼外挂物悬挂挂架结构的损伤容限分析是确保结构安全、实现预期目标任务的重要内容,目前针对无人机机翼外挂物悬挂挂架的损伤容限分析及研究较少.以大展弦比无人机机翼组合探头挂架为例,进行了机翼外挂物悬挂挂架损伤容限分析.根据机翼组合探头挂架的结构设计特征,建立了挂架的有限元分析模型,通过疲劳载荷工况应力分析确定了疲劳危险点,采用随机编谱方式,获得了分析部位的损伤容限载荷谱.基于断裂力学,采用Runge-Kutta方法来估算裂纹扩展行为,得到了分析部位的裂纹扩展曲线,获得了裂纹扩展特性.分析结果表明,该挂架的分析部位的裂纹扩展寿命为11 615 250次飞行起落,满足预期的剩余强度值设计要求,可根据裂纹扩展寿命制定检查间隔.     

复合材料机翼上壁板剖面形状选择研究

目前复合材料作为一种密度低、比强度和比刚度高的先进材料,已经广泛应用于飞机机翼的主承力结构中。如A350和B787外翼翼盒壁板(蒙皮+长桁)为复合材料长桁加筋壁板。复合材料外翼上壁板概念设计阶段,首要解决的问题是壁板剖面形状选择问题。本文讨论了复合材料长桁加筋壁板的稳定性、工艺性和维修性以及如何在定义壁板剖面初始尺寸时综合考虑维修性和工艺性问题,分析了壁板临界欧拉柱屈曲失稳模式,并确定上壁板剖面基本形状。     

含双裂纹试件破坏特性力学试验及数值模拟

为研究含双裂纹试件力学破坏特性,为评价底板突水危险性提供理论依据.通过在真实岩石试件中预制双裂纹,基于MTS伺服控制试验机进行单轴、三轴压缩试验,并结合RFPA数值模拟,研究含双裂纹试件损伤演化和裂纹扩展过程.结果表明:1含双裂纹试件破坏模式具有明显的围压效应,随围压增加,裂纹贯通模式由拉破坏模式向剪破坏模式过渡.当围压为0时,试件在预制的两条裂纹端部分别生成外端翼裂纹和内端翼裂纹,内端翼裂纹与另一条预制裂纹搭接,导致岩桥贯通.在有围压条件下,试件出现反翼裂纹和次生共面裂纹,翼裂纹与另一条裂纹的次生共面裂纹搭接是岩桥贯通破坏的主要形式.2当岩桥倾角为135°时,原始裂纹尖端同时产生损伤,内外尖端翼裂纹同时起裂,随加载应力增加,翼裂纹不断向另一条原始裂纹方向扩展,最终扩展至另一条原始裂纹尖端,而两条外尖端翼型裂纹则扩展至试件端面,贯通整个试件后,最终导致岩石失稳破坏.     

混凝土Ⅲ型裂缝的损伤断裂准则

把损伤理论引入到混凝土的断裂分析中去,推导出了混凝土Ⅲ型裂缝在静动力荷载下缝端附近损伤长度的计算公式,提出了基于允许尺度概念的损伤断裂准则;用圆柱体试件测定了混凝土断裂韧度KⅢc.     

不同角度充填节理花岗岩剪切裂纹扩展规律及断裂机制研究

增强型地热系统储层中岩体节理通常含有充填物,充填节理的剪切力学行为直接影响储层渗透性及连通性。基于不同角度充填节理花岗岩直剪试验,研究了充填节理花岗岩剪切破坏的力学特性、损伤变量演化及裂纹扩展规律。结果表明：充填物及节理角度影响花岗岩抗剪强度,表现为充填物改变裂纹扩展介质,节理角度影响花岗岩剪切时节理面的受力状态;充填节理花岗岩损伤破坏过程分为裂纹闭合、裂纹萌生发育、裂纹扩展破坏3个阶段,损伤变量随着损伤过程进行呈不断增大趋势;节理花岗岩剪切裂纹扩展方向可分为水平方向及平行节理方向,0°与90°节理试件剪切裂纹沿水平方向扩展直至贯通试件,30°、45°与60°节理试件剪切裂纹扩展方向与自身节理角度一致。     

含缺陷材料冲击断裂的动态焦散线试验研究

采用新型数字激光动态焦散线试验系统,对固定倾斜角度不同离心率缺陷的PMMA试件进行了重锤冲击试验,研究含缺陷材料的动态断裂行为。研究结果表明:不同离心率的缺陷试件断裂形态基本相似;裂纹从试件下边界起裂,扩展至缺陷中部,发生停滞后由缺陷椭圆长轴上端点B继续起裂,直至贯穿整个试件。缺陷离心率的变化对裂纹的前期扩展没有明显的影响,对裂纹停滞时长及B点起裂时应力强度因子影响较大,缺陷离心率越大,停滞期时长越短。缺陷离心率的增大对缺陷端部的应力集中具有促进作用。     

新型PEC柱——钢梁端板连接组合框架抗震机理数值模拟

为了研究新型卷边PEC柱—钢梁组合框架的抗震机理,本文针对1榀两层单跨设置预拉对穿螺栓短端板连接新型卷边PEC-钢梁组合框架结构试验试件,采用商业有限元软件ABAQUS对其进行水平循环往复荷载下的抗震性能数值模拟。基于模拟结果,对试件结构滞回性能、水平抗侧刚度、耗能能力、节点连接力学性能、层间传力机理和破坏机构等方面抗震性能进行分析。研究表明:试件结构具有较高承载力和较大的抗侧刚度,且加载初期两层初始抗侧刚度差异明显,随着加载损伤进程的发展其差异不断减小;试件结构水平力作用引起的倾覆弯矩受压侧下层PEC柱承担层间水平总剪力58%,而上层PEC柱平均分担层间剪力,且试件层间侧移变形表现为剪切型变形模式;试件耗能能力由梁端端板附近截面屈服和PEC柱脚钢构架屈服与混凝土压溃提供,且上下层耗能分布基本均匀;PEC柱与钢梁端板预拉对穿螺栓连接具有较强的转动能力,且端板预拉对穿螺栓形成了节点区混凝土斜压带传力模式和提供了节点连接部分自复位功效;试件最终破坏模式为梁端附近截面充分屈服和PEC柱脚部位钢构架屈服与混凝土压溃形成塑性铰的塑性破坏机构,对上下层层间侧移和节点连接转角分别为0.051 rad、0.042 rad和0.045 5 rad,均超过大震对应层间侧移限值1/30的要求,即该试件结构具有良好的抗震延性。     

铜片在循环拉伸载荷下裂纹扩展的试验

为了对宏观多缺陷问题疲劳损伤演化过程的研究,利用一组含夹角为22.5°的两条穿透裂纹的铜片试件,在循环拉伸载荷作用下裂纹扩展的试验,发现一个新的现象:裂纹的扩展总是发生在左侧或右侧裂纹的外侧;这个现象超出了经典的疲劳裂纹萌生的基本理论,也无法用经典的应力集中理论来解释.     

钢纤维对超高性能混凝土徐变损伤与失效行为的影响

为探明钢纤维对超高性能混凝土（UHPC）在高持久应力作用下的损伤与失效的影响，采用28天龄期的UHPC与普通混凝土试件开展了徐变损伤与失效试验。测试了各个试件加载全过程的轴向与环向应力应变，分析了其破坏模式、残余应变、徐变应变与名义泊松比。结合超声波无损检测与扫描电子显微镜手段，分析了UHPC内部微裂缝扩展与钢纤维与水泥基体的黏结损伤。结果表明：高持久应力的作用会导致UHPC与普通混凝土试件内部微裂缝扩展，引发构件横向膨胀，并最终导致构件破坏。UHPC中钢纤维的桥接约束效应可以很好地控制内部微裂缝扩展，从而限制了构件的横向膨胀。在持荷加载前，UHPC与普通混凝土具有类似的泊松比（0.18～0.19）；在持荷破坏时，UHPC的最大泊松比为0.28，而普通混凝土的最大泊松比达到0.6。当持久应力水平超过0.70 fc时，徐变损伤开始出现，具体表现为循环加载的强度与弹性模量下降。随着持久应力水平的提升，钢纤维与水泥基体的黏结出现损伤，钢纤维无法约束试件内部微裂缝的扩展，从而进一步加剧了试件损伤，甚至导致了试件的破坏。     

轻型无人机构型元件设计与选材研究

轻型无人机采用薄蒙皮梁式结构具有较高的结构效率,抗弯材料集中在翼梁缘条上,受压缘条的失稳临街应力接近于材料的极限应力。轻型小翼展无人机机翼设计时可采用多种材料：轻木、金属和复合材料。不同构型的设计特点各不相同,各种材料的适用的部件亦有差别。本文通过计算四种材料在同种机翼参数下的翼面各构型元件质量和全机翼结构质量,对比总结出轻型无人机各元件较为合理的材料选择。     

CFRP板加固钢梁界面应力的理论与试验研究

在碳纤维增强复合材料(CFRP)板加固钢梁中,CFRP板端部的应力集中往往会导致板的剥离破坏.文中首先对CFRP板加固钢梁的界面应力进行了研究,推导了外荷载作用下CFRP板加固钢梁的界面应力计算公式;然后,通过改变CFRP板的长度、厚度以及加载方式,探讨了静载作用下8个试件的承载力及刚度变化.理论分析及试验结果表明:(1)试件的主要破坏模式是CFRP板的剥离破坏;(2)增加板长能减小加固梁的界面应力集中,但不能提高梁的截面承载力和刚度;增加板厚虽然增加了界面应力集中,却能进一步提高梁的截面承载力和刚度;(3)由界面应力的理论计算公式求出的各个试件发生剥离破坏时的最大界面应力基本一致.     

机翼载荷传递结构的质量估算

为了在机翼设计的初始阶段,给出比较准确的结构质量估算,在承载因子的基础上,结合变满应力理论与有限元技术,提出了一种采用承载因子系数进行质量估算的方法,并给出了其在桁条蒙皮式机翼结构中的应用方案.以5种外形相同但内部载荷传递结构不同的三角机翼为例,质量估算结果表明:在机翼设计的初始阶段,此方法不仅可以估算和比较不同承载结构方案的效率,同时也能预测出其相对更为准确的结构质量.     

轻型无人机翼面元件尺寸设计与选材研究

无人机采用薄蒙皮梁式结构具有较高的结构效率,抗弯材料集中在翼梁缘条上,受压缘条的失稳临界应力接近于材料的极限应力.轻型小翼展无人机机翼设计时可采用多种材料:轻木、金属和复合材料.不同构型的设计特点各不相同,各种材料的适用的部件亦有差别.通过计算四种材料在同种机翼参数下的翼面各构型元件质量和全机翼结构质量,对比总结出轻型无人机各元件较为合理的材料选择.