共查询到20条相似文献,搜索用时 140 毫秒
1.
介绍了胶接结构胶层在简单加卸载情形下的损伤演化本构模型及其数值计算方法的国外研究工作,并对其在胶接结构的耐久性/损伤容限工程评估中的应用进行了分析评述,目的希望推动国内在航空胶接结构设计分析中的应用研究工作。 相似文献
2.
复合材料胶接损伤的指数监测方法 总被引:1,自引:0,他引:1
为了监测复合材料胶接损伤,基于主动Lamb波和时频分析,提出了一种复合材料损伤监测的指数法。通过对Lamb波信号进行时频分析,提取波形包络。通过计算得到损伤散射信号,选取对损伤敏感的直达波波包,将此波包在结构出现损伤后的能量变化值与损伤前的能量之比作为损伤指示。该方法不用选择特定的Lamb波模式,解决了Lamb波在复合材料结构中存在的频散、多模式及模式转换给信号分析带来的困难。同时在复合材料胶接的损伤演化试验中,对该方法进行了应用验证研究。结果表明:该方法可以用于复合材料胶接损伤的定性和定量分析。 相似文献
3.
童谷生%孙良新%刘英卫 《宇航材料工艺》2002,32(5):20-24,29
系统归纳并分析了国内外30年来在复合材料胶接修补研究中所取得的效果,以及最近10年的最新研究动态,涉及损伤修补设计,有限元精确分析,智能修补等,并指出了研究中值得注意的问题。 相似文献
4.
某飞机机翼壁板战伤的胶接修理计算 总被引:1,自引:0,他引:1
为了准确模拟损伤部位的局部位移和力边界条件,基于某飞机的全杌有限元模型,对机翼整体壁板高应力区的圆孔型损伤,采用不同搭接宽度计算了受损壁板的胶接修理.研究了飞机机翼壁板不同损伤尺寸下搭接宽度与残余强度的关系,给出了飞机满足使用要求前提下的受损壁板胶接修理所需要的搭接宽度.这些结论为整体壁板的胶接修理提供参考. 相似文献
5.
本文介绍了超声无损检测特征参数分析在胶接结构中的应用。首先分析了胶接结构缺陷类型及其产生原因,然后讨论反映胶接结构质量的超声反射信号特征参数(时域参数、频域参数、传递函数参数)的提取,应用特征参数分析和模式识别技术判断缺陷类型和预测胶接强度,最后,介绍应用超声特征参数分析预测胶接强度的应用实例。 相似文献
6.
铝蜂窝夹层结构穿孔损伤的高效、低成本修理对保障航空装备的完好性具有重要意义。针对铝蜂窝夹层结构穿孔损伤金属面板提出复合材料碳纤维湿补片胶接修理工艺,结合飞机典型铝蜂窝夹层结构形式制备完好和穿孔损伤试样,对穿孔损伤试样开展复合材料胶接修理,建立铝蜂窝夹层结构复合材料挖补胶接修理后四点弯强度分析有限元仿真分析模型,并通过仿真计算分析穿孔损伤大小对铝蜂窝夹层结构四点弯强度的影响规律及修复后强度恢复情况。结果表明:复合材料挖补胶接修理可有效恢复穿透损伤铝蜂窝夹层结构的弯曲强度;有限元仿真计算结果与试验结果基本一致,仿真模型能够较为准确地计算各类试样的极限载荷及失效模式;当损伤范围≤φ30 mm(径宽比小于40%)时,复合材料胶接修理工艺可应用于飞机铝蜂窝夹层结构损伤修理中。 相似文献
7.
航空发动机结构复材化是发动机减轻质量的主要途径。针对复合材料外涵机匣服役后的损伤特点,选用胶接修复工艺进行机匣修补。研究了不同胶接修复方法的修复效果和适用范围。基于三维渐进损伤方法,使用Abaqus软件建立了复合材料外涵机匣典型件胶接修复模型,对机匣危险区域损伤孔边和翻边处模拟了复合材料损伤的产生和演化,预测了使用填胶修复和预浸料修复的典型件模型静拉伸强度和实际机匣模型的静压缩强度。结果表明:损伤深度不超过厚度的10%时采用填胶修复以恢复气动外形,损伤深于厚度的10%至贯穿时预浸料修复能同时恢复机匣的强度和刚度。 相似文献
8.
基于Box-Behnken Design响应面法开展胶接点焊工艺试验,分别采集了胶接点焊、点焊、粘接三种接头拉伸过程的声发射信号,采用小波包对信号进行分解重构,分析了三种接头的信号特征,同时结合撞击计数历程图对焊核失效断口进行了分析,并通过累计撞击计数建立了试件的损伤模型。结果表明:三种接头在屈服阶段和断裂阶段的声发射信号较为丰富;胶层失效和焊核拔出失效可以通过声发射信号特征进行区分,其中胶层失效时其声发射信号频率主要集中在0~62.5 kHz,焊核拔出失效时其声发射信号频率主要集中在31.25~281.25 kHz;声发射撞击计数历程图可以从总体上反映焊核失效过程;建立的损伤模型可以较好地表征试件损伤状态。 相似文献
9.
复合材料补片的胶接修理决策 总被引:2,自引:0,他引:2
简要地介绍了复合材料补片胶接修理过程中的所涉及到的可修性、修理方案、修理效率和耐久性寿命等问题,可为损伤金属飞机结构的胶接修理提供评定依据。 相似文献
10.
11.
精确分析和预测连接耳片结构的疲劳寿命对保证飞机安全具有重要意义。采用损伤力学—有限元全耦合方法对飞机上典型连接耳片结构进行分析,得到该结构的疲劳损伤演化过程和疲劳寿命;将分析结果与疲劳寿命工程估算方法——名义应力法进行比较,证明损伤力学—有限元全耦合方法应用于结构寿命预测的可行性,并将损伤力学—有限元全耦合方法与线性Miner准则、损伤全解耦方法进行对比分析。结果表明:损伤力学有限元全耦合方法,其计算结果是唯一的、确定的,比运用线性Miner准则和损伤全解耦方法所得的结果更准确,弥补了名义应力法的不足。 相似文献
12.
碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)具有层间结合强度低、各向异性等特点,切削过程中易产生层间损伤。为了对CFRP铣削加工过程中的层间应力、层间损伤进行研究,建立了复合材料三维铣削仿真模型。该模型在结构上采用等效均质建模,层内单元利用VUMAT子程序建立了三维Hashin起始失效准则以及损伤演化过程模型,层间采用Cohesive单元连接以模拟层间损伤的产生及扩展。通过与实验切削力数值的比较,验证了仿真模型的准确性。利用该模型分析了切削力、层间应力及层间损伤随纤维方向角(0°、45°、90°、135°)的变化规律。结果表明:铣削过程加工损伤主要集中在近工件表面。铣削力、层间应力、层间损伤受纤维方向角的影响,纤维方向角为90°与135°时,轴向铣削力较大,层间应力与层间损伤均随纤维方向角的增加而增大,纤维方向角为135°时,层间应力最大,层间损伤最严重。 相似文献
13.
14.
基于振动分析的结构损伤检测方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对近年来结构基于振动的损伤识别方法的发展概况和最新进展进行了总结:主要介绍基于固有频率、位移振型、曲率模态振型、应变模态振型的损伤识别技术和BEE法,分析其各自的优缺点。在此基础上,展开基于模态参数识别的航空发动机零部件结构损伤检测的研究,提出综合运用有限元法、实验模态分析和神经网络法对结构损伤进行检测的方法.并取得初步结论。最后对该研究领域的未来发展进行了展望。 相似文献
15.
16.
为了研究复合材料层合壳在冲击荷载作用下的破坏始因、扩展机理及破坏模式,对一组20层对称正交铺设s的航空用复合材料UIN125B石墨/环氧树脂圆柱壳段进行了低速落重实验。试件按层合壳的曲率半径R不同分为4组,每组尺寸相同的试件7件,共完成28件试件在冲击荷载作用下的试验研究。观察并分析其破坏的发生和发展过程,通过热揭层对脱层损伤及其模式进行测试和测量,了解破坏的扩展机理及最后模式。讨论曲率半径不同对破坏区域的分布及破坏尺寸大小的影响。最后将实验测得的破坏域与计算模拟的结果作以比较,可以看到实测破坏模式与分析结果吻合较好,实测破坏面积略小于计算分析结果。 相似文献
17.
18.
19.
针对传统复合材料损伤分析方法未考虑界面层的损伤问题,基于三维累积损伤分析方法和内聚力模型方法,建立一套能够综合考虑面内损伤和层间损伤的复合材料螺栓连接数值分析模型。通过对两种典型复合材料单钉接头进行强度分析,表明该计算方法比传统有限元方法具有更高的精度。基于该模型,对接头层合板的分层扩展以及拧紧力矩对接头强度和分层扩展的影响进行研究。结果表明:分层扩展方向和层合板断裂方向是一致的;拧紧力矩对连接强度有明显提高作用,并且对孔边分层扩展有抑制作用。 相似文献