共查询到20条相似文献,搜索用时 171 毫秒
1.
《中国航空学报》2020,33(10):2807-2823
This paper seeks to deal with progressive damage behaviors of woven composite laminates subjected to low-velocity impact (LVI), tension-after-impact (TAI) and compression-after-impact (CAI). The LVI, TAI and CAI tests were conducted on woven carbon fibre lamina 3238A/CF3052 and woven glass fibre lamina 3238A/EW250F, and the time-dependent LVI contact force and deflection curves, static TAI and CAI load versus displacement curves were determined and discussed. A modified progressive damage model was presented for explicit dynamic LVI and implicit static TAI and CAI analysis by using basic material properties and geometrical dimensions, and progressive damage LVI, TAI and CAI behaviors of woven composite laminates were simulated, demonstrating a good correlation between simulations and experiments. 相似文献
2.
3.
4.
层合板低速冲击后的压缩破坏研究对于复合材料结构设计具有重要意义.按照ASTM D 7136、D 7137试验标准对CCF300/5228层合板进行低速冲击和压缩试验;基于累积损伤理论,以低速冲击数值仿真得到的损伤作为初始损伤,结合应变失效准则和材料性能退化方法,建立含低速冲击损伤层合板的压缩破坏分析模型;使用该模型研究CCF300/5228层合板的损伤演化过程和剩余压缩强度.结果表明:该模型能够较好地解释试验过程中的损伤现象,预测含冲击损伤层合板的剩余压缩强度;损伤扩展和破坏模式与试验结果一致性好. 相似文献
5.
6.
为探究含冲击损伤CFRP层合板在循环交变载荷下的损伤演化规律,基于热力耦合效应研究了含损伤CFRP层合板疲劳过程中的表面红外辐射特征。以压-压疲劳试验模拟交变载荷,采用红外热成像方法分析了疲劳过程中含损伤CFRP层合板的热图序列和温度数据,结果表明:随着疲劳次数的增加,损伤沿垂直疲劳载荷方向演化,热斑颜色逐渐加深,初始冲击损伤形状逐渐演化为椭圆状,最后热斑横向端部出现"尖点";试件最大表面温差演化整体呈"快速上升-缓慢上升-快速上升"规律,最后出现跳升,其中热斑尖点、最大表面温差跳升可被视为结构疲劳破坏的前兆;含损伤CFRP层合板疲劳破坏时,其最大表面温差主要与纤维和基体种类有关,而试件铺层方式相较于纤维基体类别对最大表面温差无明显影响。研究揭示了冲击后CFRP层合板在疲劳载荷作用下的损伤演化规律,为飞行器复合材料结构的剩余疲劳寿命评估与损伤容限设计奠定了基础。 相似文献
7.
8.
9.
On the basis ofa 2D 4-node Mindlin shell element method, a novel self-adapting delamination finite element method is presented, which is developed to model the delamination damage of composite laminates. In the method, the sublaminate elements are generated automatically when the delamination damage occurs or extends. Thus, the complex process and state of delamination damage can be simulated practically with high efficiency for both analysis and modeling. Based on the self-adapting delamination method, linear dynamic finite element damage analysis is performed to simulate the low-velocity impact damage process of three types of mixed woven composite laminates. Taking the frictional force among sublaminations during delaminating and the transverse normal stress into account, the analytical results are consistent with those of the experimental data. 相似文献
10.
低速冲击与准静态压痕力下复合材料层合板的损伤等效性 总被引:3,自引:0,他引:3
低速冲击与集中准静态压痕(QSI)力对复合材料层合板所造成的损伤具有等效性。通过两类损伤方式对比试验,获得了冲击能量(或准静态压痕力)与层合板损伤面积、损伤宽度和凹坑深度3组对应关系。3组关系的对比分析表明,凹坑深度是表征损伤的最佳参数,因此将凹坑深度作为损伤参数来建立落锤冲击损伤与准静态压痕力损伤间的等效关系。发现拐点是层合板纤维和基体整体抵抗冲击(或准静态压痕力)能力的最大值,两类试验的拐点相差很小,且两类试验变化趋势相同,说明了用集中准静态压痕试验取代落锤低速冲击试验是可行的。对相同凹坑深度下的冲击能量与准静态压痕力进行了数值分析,并提出了冲击能量与准静态压痕力间的等效性公式。研究表明,文中建立的等效性公式能够很好地反映落锤冲击能量与准静态压痕力之间的关系,可为今后由集中准静态压痕试验代替落锤冲击试验提供理论支持。 相似文献
11.
《中国航空学报》2023,36(8):101-114
Full impact damage tolerance assessment requires the ability to properly mimic the repeated impact response and damage behaviour of composite materials using quasi-static approximations. To this aim, this paper reports an experimental investigation evaluating two quasi-static methods for mimicking repeated impact response and damage behaviour of Carbon Fibre Reinforced Polymer (CFRP) composite laminates. In this study, an 8.45-J single impact was repeated 225 times and mimicked with 225 times 6.51-J quasi-static (energy equivalent) indentations and with 225 quasi-static (force equivalent) indentations following the recorded impact peak force variation. Results show that the loading rate and the inertial effect are the two major factors affecting the responses of the composite laminates under out-of-plane concentrated loading. Both the energy- and force-equivalent quasi-static indentations failed to reproduce the impact responses greatly associated with high loading rate and inertial effect. The force-equivalent quasi-static indentations were performed in a semi-automatic way and induced damage states more similar to those of the repeated impacts than those of the energy-equivalent quasi-static indentations, whereas the latter can be better automated and has better reproducibility compared to that of the repeated impact responses, as it is less dependent on high loading rate and inertial effect. 相似文献
12.
复合材料层压板低速冲击和准静态压痕损伤等效性的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
通过对低速冲击试验和准静态压痕试验进行对比,获得了冲击能量(准静态压痕力)与层压板损伤面积、损伤宽度和凹坑深度的三组对应关系.分析表明,损伤面积、损伤宽度和凹坑深度均可作为损伤参数来建立低速冲击和准静态压痕损伤的等效性.当冲击能量或准静态压痕力达到一定值后,三组对应关系曲线上出现拐点,两类试验的拐点相差很小,且两类试验的变化趋势相同,初步说明了用准静态压痕试验替代低速冲击试验是可行的,同时在较低冲击能量(拐点值之前)下准静态压痕力近似等于相对应的冲击能量下冲击过程的最大接触力.对两类试验过程进行分析,准静态压痕试验的初始分层载荷较冲击试验稍低,但两类试验过程中载荷的变化趋势相同,进一步说明了低速冲击试验和准静态压痕试验损伤的等效性. 相似文献
13.
14.
为了研究纤维混杂对三维机织复合材料低速冲击性能的影响,本文基于同一种浅交弯联三维机织结构制备成型了全碳纤维(T700)和玻璃/碳纤维(E-glass/T700)纬向混杂两种不同的复合材料。以上述两种复合材料为研究对象进行低速冲击实验,试验时设定冲击能量分别为10、23和40 J。结果表明:在不超过40 J的冲击能量下,两种复合材料均未被冲破;在三种冲击能量下,混杂材料的峰值力均小于全碳材料,其吸收能量、最大位移均大于全碳材料。在10和23 J的冲击能量下,混杂材料的损伤程度小于全碳材料;但当冲击能量达到40 J时,混杂材料的损伤程度大于全碳材料。 相似文献
15.
16.
不同冲击能量对层合板损伤及剩余强度的影响 总被引:1,自引:1,他引:0
基于三维逐渐损伤理论和全程分析方法,对复合材料层合板在冲击载荷及冲击后静载荷下的损伤过程进行分析,重点研究不同冲击能量对两种不同铺层参数、不同几何尺寸的T300/BMP-316复合材料层合板的损伤产生与扩展过程以及剩余强度的影响规律.结果表明:复合材料层合板存在可使其剩余强度急剧下降的冲击能门槛值.对于T300/BMP-316复合材料层合板而言,其冲击能量的门槛值介于5.0~5.5J之间;在冲击过程中,冲头下落速度具有一定的波动性,且不同铺层参数将影响冲击后复合材料层合板表面的凹痕深度. 相似文献
17.
18.
复合材料层合板雷击烧蚀损伤模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
为解决复合材料层合板的雷击烧蚀问题,通过复合材料层合板雷电流烧蚀的热-电-结构耦合分析,建立复合材料层合板烧蚀的三维有限元模型。利用删除单元法模拟复合材料层合板在不同脉冲波形雷电流作用下的冲击响应,进行复合材料层合板雷击损伤机理和损伤模式分析,得出了复合材料层合板在不同脉冲波形和峰值雷电流作用下的瞬态热传递和热烧蚀规律。分析了不同雷电流参数对烧蚀结果的影响。结果表明峰值电流、放电量和比能对复合材料层合板的烧蚀尺寸和内部损伤产生很大的影响。 相似文献
19.
20.
选取芯材高度分别为5、6、7 mm 的三维中空夹芯复合材料为研究对象,采用落锤式低速冲击试
验装置分别对上述材料进行8 J 能量的低速冲击测试,研究材料的低速冲击性能;利用Instron 3385H 型万能材
料试验机分别测试上述材料受到低速冲击载荷前后的压缩强度,研究材料受到低速冲击载荷后的压缩损伤容
限。结果表明:三维中空夹芯复合材料对低速冲击载荷比较敏感;随着芯材高度的增加,材料抗低速冲击性能
有所增加;低速冲击载荷使材料的剩余压缩强度大幅下降。
相似文献