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由于变刚度复合材料具有更大的设计空间,能更充分发挥复合材料各向异性的优势,研究其优化设计方法越来越重要。本文首先考虑了工形长桁加筋壁板变刚度复合材料的可制造性,并通过自动铺丝工艺试验获得了纤维的变角度极限范围。研究了壁板面板的铺放角度对加筋结构屈曲强度的影响,然后利用Python编程,结合Abaqus有限元软件通过遗传算法对工形长桁加筋壁板的面板铺层设计进行了优化。研究发现,纤维角度变化宜控制在20°范围内,当面板与筋条同时承受压缩载荷时,面板为纯0°铺层的加筋结构的屈曲强度比纯90°铺层时要低;遗传算法稳定且收敛性好,通过优化后的结果发现,纤维角度集中在60°~65°时,加筋结构的屈曲强度最高。变刚度复合材料可提高加筋壁板屈曲性能,应用前景广阔。 相似文献
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机翼中泡沫夹芯结构的使用可以有效降低结构元件的重量,因此对复合材料泡沫夹层板的优化设计研究显得十分重要。基于遗传算法设计可以同时进行铺层角度和铺层厚度的优化算法,在该优化算法中采用分区优化技术及浮点数编码对铺层角度和铺层厚度设计变量进行设计。使用上述优化方法对复合材料机翼盒段泡沫夹芯蒙皮进行铺层优化设计,优化后的翼盒重量比优化前降低了38.2%。优化结果表明对复合材料机翼盒段夹芯蒙皮的优化设计可以有效地降低重量,为泡沫夹芯结构的使用提供一定的参考。 相似文献
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官霆%孙良新%邢丽英 《宇航材料工艺》2006,36(1):34-37
分析复合材料铺层的微观结构,研究复合材料成型过程变形特点,以此建立两类针对性的有限元模型,并采用典型复合材料叠层板固化成型温度载荷,进行叠层板翘曲变形和板内应力的计算分析。在此基础上,将计算结果与实际试验制件实测结果进行对比。结果表明,本文所提供的有限元分析计算模型可对实际情况进行简便和较为精确的模拟。 相似文献
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李庆飞 《民用飞机设计与研究》2011,(3):17-19
目前大部分文献关注于复合材料零件结构设计,但是复合材料零件在设计结构的同时也是材料设计,所以铺层的设计是复合材料零件关乎成败的细节设计。通过对某型民机复合材料中央翼上壁板的设计,详细阐述了复合材料零件的铺层优化设计过程,总结出了诸多有意义的实际工程应用经验。 相似文献
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《航空学报》2015,(6)
在给定全复合材料机翼结构几何外形尺寸条件下,以最高载荷/质量比(P/W)为目标,提出了一种复合材料机翼铺层优化设计与分析方法。主要进行了三方面优化工作:铺层厚度优化、铺层比例优化以及铺层顺序优化。首先,在初始结构方案的基础上,利用有限元分析软件ANSYS对复合材料层合板进行结构优化,得到了复合材料层合板铺层厚度与铺层比例。然后,插值拟合生成结构性能(即P/W)在设计区域的空间分布曲面,量化材料分布对结构性能的影响,得到了最佳材料分配比例,为分析复合材料铺层提供了新方法。最后,根据已经得到的铺层厚度和铺层比例方案,运用遗传算法对铺层顺序进行优化,得到最优铺层方案。根据最终优化的铺层设计方案,加工制造机翼样件并完成了试验验证。数值模拟结果与试验结果非常吻合,其中,破坏载荷的相对误差为-1.91%,结构刚度的相对误差为1.10%。与初始设计相比,载荷/质量比提高了70.23%(忽略翼梢小翼),证明本文优化工作的合理性与有效性。 相似文献
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充分发挥复合材料的利用率,降低结构重量,厚复合材料结构优化设计是非常重要的。然而优化设计空间复杂,层间应力问题突出,离散设计变量等问题使得厚复合材料结构的优化变得十分困难。针对由铺层相同的子层板叠成的厚复合材料层合板结构的复杂优化问题,本文提出一种多级优化设计方法。第一级优化采用基于径向基神经网络代理模型的优化设计方法,设计变量为子层内层数及铺层比例;第二级优化分为两个层次进行,系统层以结构重量最轻为目标,设计变量为子层数,子系统层采用遗传算法优化铺层顺序,以层间应力因子最小为目标。结合算例,通过Matlab编写遗传算法,并应用Isight集成Matlab来实现该优化设计方法。结果表明:本文提出的多级优化设计方法是有效的,能够很好地实现具有周期性铺层方式的厚复合材料层合板结构的优化设计。 相似文献
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本文对复合材料无矩对称层板的最优设计,提出了一种概念直观、方法简便、收敛迅速、效果较好的等强最优设计方法。给出了几个算例的结果,并与文献[1、2]的方法作了对比,结果表明,本文的方法具有显著的优越性。 相似文献
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通过对无损、含损(不同长度的裂口损伤)的碳纤维复合材料层合板进行拉伸试验,研究了裂口损伤形式对碳纤维复合材料层合板拉伸性能的影响。经试验研究,碳纤维复合材料无损层合板的拉伸强度为517.37MPa;且裂口损伤使碳纤维复合材料层合板的拉伸性能显著降低。相比无损层合板的拉伸性能,裂口为5mm的层合板拉伸强度降低26.3%,裂口为15mm的层合板拉伸强度降低23.4%。采用基于三维渐进损伤失效准则编写的子程序对碳纤维复合材料层合板进行拉伸数值模拟分析,模拟了含损层合板的损伤起始过程。通过与试验结果进行比较,验证了模型的合理性。 相似文献
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贴补复合材料层合板在压缩载荷作用下的屈曲破坏强度及其损伤演化过程对于复合材料结构修理具有重要意义。本文基于应变和黏聚区模型(CZM)建立了贴补复合材料层合板的渐进损伤分析模型,引入复合材料与胶层的损伤判据和刚度退化方案,计算了结构屈曲强度。数值仿真结果和实验数据吻合较好,验证了模型的有效性。基于该模型,采用非线性有限元方法研究了压缩载荷下双面贴补复合材料层合板的屈曲损伤演化过程,并讨论了补片参数对结构屈曲强度的影响。研究结果表明:双面贴补复合材料层合板屈曲后,处于拉伸和压缩状态下的铺层中的损伤程度存在差异;增大补片直径与厚度可以在一定程度上提高双面贴补复合材料层合板的屈曲强度。 相似文献
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本文引伸了受均匀拉伸复合材料层板自由边界效应问题的准三维有限元理论,分析了受弯曲(±45)s角交层板与正交对称层板中的应力响应。着重讨论了层板自由边附近及层间界面上的应力分布。与受均匀应变拉伸下的应力分布相比,受弯曲对称复合材料层板中的层间应力分布有许多不同的特点。本文的分析结果将有助于理解在复合载荷下复合材料层板的破坏模式与破坏过程。 相似文献
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复合材料层合结构在生产和使用过程中经常会出现分层损伤,为研究分层损伤对复合材料层合结构压缩强度的影响,对含预制分层缺陷的复合材料层合板进行了静强度压缩试验研究,主要研究了沿层合板厚度方向2种不同位置的分层缺陷对复合材料层合板压缩强度的影响.试验结果表明:2类试验件断裂位置均主要集中在预制分层缺陷的边缘,断裂部位呈现不同程度的分层扩展;2类试验件的压缩强度较无初始缺陷的试验件分别降低9.04%和8.60%,说明分层缺陷的位置对复合材料层合板压缩强度的影响程度略有不同,分层缺陷位于层合板厚度方向中间位置时对压缩强度影响较大. 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(12):227-237
A study of composite laminates under tension–torsion biaxial loading is presented. The focus is placed on fatigue lives of composite laminates under different tension–torsion biaxial fatigue loading paths. A macro-meso model used to predict multiaxial fatigue life of composite laminates is also presented in this paper. Firstly, a macro-scale 3D RVE corresponding to composite laminates is established to determine strain components in the material principal direction of each layer for each biaxial stress ratio. Secondly, a meso-scale 3D RVE corresponding to each layer with fibers distributed randomly is established, with progressive damage prediction method, biaxial strength of composite laminates can be predicted, and the final failure layer can be confirmed. Thirdly, select any one of fatigue loading path at which the final failure of composite laminates is fiber failure (matrix failure) to establish the reference curve for fiber (matrix). Finally, with reference curve, fatigue life of composite laminates under any biaxial loading path can be predicted. And numerical results show good agreements with experimental data. 相似文献