螺栓连接的复合材料层板在弯曲载荷下的破坏形式与承载能力

对螺栓连接的复合材料层板在弯曲载荷作用下的接头区破坏形式及其对整体破坏和承载能力的影响进行了试验研究,对不同材料、不同铺层、不同厚度及接头区几何参数对破坏形式和承载能力的影响进行了研究,发现了特有破坏形式——端边分层和主要的影响因素。     

复合材料径向和轴向螺栓连接失效预测方法及失效模式分析

大型火箭舱段间的复合材料端框连接主要由径向螺栓连接和轴向螺栓连接组成，设计了不同铺层和几何尺寸的连接试验件，并通过试验获得了失效载荷和失效形式。然后，选择了3种渐进损伤方法进行了连接结构的失效预测，并将预测结果与试验结果进行比较，结果表明：采用基于细观力学的复合材料渐进损伤方法，15组径向连接试验件失效载荷计算误差最大为17.3％；4组轴向连接失效载荷计算误差最大7.4％；预测的失效形式与试验结果接近，为连接结构确定了合适的失效预测方法。采用数值分析结果揭示了复合材料单向层的主要失效模式。为复合材料端框连接的设计研究提供了可用的失效预测方法及详细的失效模式分析结果。     

铌铪合金喷管搭接结构激光点焊技术研究

某型号铌铪合金喷管加强筋原采用电阻点焊,但存在接头强度低、劳动强度大和焊接效率低等问题。为实现铌铪合金喷管加强筋高质量高效连接,开展了激光点焊工艺试验研究。基于铌铪合金试板激光点焊试验,重点研究了焊点结构设计、焊接工艺参数设计、焊点熔合特征、接头力学性能和接头断裂行为。研究结果表明:7 mm的环形焊点是较为理想的焊点结构,熔合面宽度是决定接头性能和断裂模式的关键因素,而焊接工艺参数直接影响接头熔合面宽度。选择合理的焊接工艺参数,控制焊点熔合面宽度大于0.7 mm,接头断裂模式为母材撕裂或热影响区撕裂,该种断裂模式接头强度较高,接头承载能力不小于8 000 N。最后采用激光点焊工艺实现了铌铪合金喷管高强度的连接,并通过了试车考核。     

航天器复合材料结构的渐进损伤分析

复合材料结构渐进损伤分析是获取复合材料结构极限承载能力、实现基于可靠性的结构定量设计、评估长寿命航天器损伤容限和耐久性的有效方法。文章介绍了复合材料渐进损伤分析的基本原理与方法、用于分层分析的内聚力模型及相应的强度判据和断裂判据,通过典型的用于表征损伤容限的开孔压缩算例,实现了复合材料层内失效和层间分层失效的渐进损伤分析,分析得到的破坏形貌和极限承载能力与试验值吻合良好。     

包带式星箭连接结构轴向刚度研究

包带锁紧装置广泛用于卫星和运载火箭之间的连接。在发射过程中,它起到连接星箭和传递载荷的作用,合理地确定包带连接结构的强度和刚度对卫星的成功发射至关重要。给出包带连接结构轴向刚度与包带结构参数、预紧力以及轴向拉力之间的关系,提高包带连接结构刚度预测的精确性。首先对包带连接结构各组件的受力情况进行分析;根据各组件受力特点,应用弹性力学理论推导了一定轴向拉力范围内包带连接结构的变形及刚度的解析表达式;最后,针对某型包带锁紧装置与有限元仿真结果进行对比,验证了分析方法和解析表达式的正确性。
     

碳纤维复合材料壳体轴压稳定性分析与试验验证

针对碳纤维复合材料壳体轴压稳定性问题,提出了理论推导、数值模拟和试验验证相结合工程计算方法,获得了铺层相关参数对轴压稳定性的影响规律。基于层合板理论,计算了碳纤维复合材料壳体的等效弹性常数;以150 mm碳纤维复合材料圆筒为研究对象,通过壳体破坏性轴压试验,验证了理论计算和有限元数值模拟的正确性;计算了碳纤维缠绕角及增加0°铺层对复合材料弹性常数的影响规律。研究结果表明,通过引入修正系数k=0.4,理论计算结果与实际轴压破坏载荷较为接近;通过增加0°铺层数,能够大幅度地提高壳体刚度,且对刚度提升的贡献远大于所引起的重量增加。复合材料刚度是决定壳体临界轴压载荷的关键因素,固体发动机设计过程中增加材料刚度可有效提升其轴压稳定性。     

固体火箭发动机纤维缠绕壳体承载能力研究

为解决某型固体火箭发动机复合材料壳体承载轴压与弯矩能力不足问题,依据原壳体实体及其在轴压与弯矩联合载荷作用下的静力试验,建立了该壳体的有限元数学模型,并进行了静力计算和稳定性分析。计算分析表明,原壳体破坏的原因是层间剪切强度失效,复合材料基体开裂,局部屈曲和后屈曲破坏发生在铝裙尖端部位。提出用S-2玻璃纤维代替F12纤维做为裙外铺层改进原壳体结构,有效地约束了屈曲波形,提高了结构承载能力,解决了工程难题。     

复合材料层合板热-力作用下的失效研究

碳纤维复合材料力学性能优异,在航空航天等领域广泛使用,其在热-力联合作用下的损伤失效研究对于结构的损伤破坏和强度预测具有重要意义。发展了热力耦合条件下复合材料结构渐进损伤分析方法,建立了三维有限元热烧蚀模型,并验证了计算模型的可靠性;采用三维Hashin失效准则,结合材料刚度突然退化模式,建立了失效分析模型,仿真分析了热-力联合作用下复合材料层合板损伤演化全过程。结果表明,该方法不仅能够较好地模拟复合材料层合板从局部失效的萌生、扩展直至结构完全失效的全过程,而且可以直观地显示结构的损伤失效模式,预测结构在不同条件下的承载能力。     

炭纤维层合板和铝合金板阶梯形胶接接头拉伸失效实验

对炭纤维层合板和铝合金板阶梯形胶接接头的拉伸失效损伤进行了实验研究,分析了搭接长度、粘接体厚度、胶层缺陷、层合板铺层方式对失效载荷、接头强度和失效模式的影响。实验结果表明,失效载荷随着搭接长度的增加而增大,接头强度随着搭接长度的增加而减小;粘接体厚度增大2倍时,接头强度与粘接体厚度并不成正比关系。在胶层内设置微小缺陷对接头强度影响较小,随着搭接长度的增加,影响变得越来越小;增加层合板单向纤维的铺层数,可提高接头的失效载荷和接头强度;各类型试件主要的失效模式为分层失效,有时并伴随有胶层失效和纤维撕裂现象。     

燃气发生器固定连接结构可靠性改进设计

为满足某火箭发动机燃气发生器固定连接结构长期贮存和长时间高温环境下可靠工作的要求,在保证原固定连接结构形式不变的前提条件下提出了改进设计方案。新的方案采用不锈耐酸钢和高温合金钢替换原普通碳钢,同时采用了新的焊接工艺方法。为了验证新卡箍连接强度和动态特性,进行了模态分析和动应力/动应变理论计算、强度破坏和振动试验。最后通过地面热试车和飞行试验对改进设计方案进行了验证,结果表明新的卡箍提高了结构连接可靠性,完全满足发动机使用要求。     

纺丝工艺对炭纤维缠绕复合材料强度转化率的影响

通过不同纺丝工艺的聚丙烯腈基炭纤维表面状态、NOL环及Φ150 mm容器的实验研究,分析了不同纺丝工艺对湿法缠绕复合材料聚丙烯腈基炭纤维强度转化率的影响。结果表明,干喷湿纺炭纤维比湿法纺丝Φ150 mm容器环向纤维强度转化率要高出11.9%~15.4%,湿法纺丝的炭纤维复合材料NOL环层间剪切强度要比干喷湿纺炭纤维复合材料高7.4~34.1 MPa。因此,干喷湿纺的炭纤维可应用于固体火箭发动机缠绕壳体、压力容器等主要承受拉伸应力的领域,可充分发挥其纤维强度;而湿法纺丝工艺制成的炭纤维与树脂基体结合紧密,利于载荷的传递,可应用于承受压缩剪切等复杂载荷的领域,从而发挥这两种纤维各自不同优势。     

液体火箭发动机复合材料机架初步设计研究

针对液体火箭发动机承力机架,开展复合材料机架的初步设计及探索应用研究。通过对原金属机架结构设计特点分析,提出了一种碳纤维增强复合材料机架的设计方案,并对其进行了力学性能预测及设计参数影响分析等方面研究工作;最后,采用有限元软件ANSYS的APDL语言开发了复合材料机架的计算程序,该程序基于损伤累积理论,包含结构应力分析、材料的失效判断及材料的性能退化3个主要循环过程,通过仿真手段模拟了在载荷增加过程中结构内部产生损伤,并逐渐累积直至破坏的整个过程。仿真分析结果表明:复合材料的应用可在满足原机架强度、刚度和稳定性等设计要求基础上,相对于原结构实现了50%的减重。     

基于三维有限元模型的弹翼胶接结构胶层应力分析

目前对复合材料胶接修理结构中胶层的模拟多采用二维平面单元,不能有效模拟胶层在外载荷作用下的真实应力状态。考虑某飞行器弹翼修理时形成的复合材料双面胶接结构承受载荷后处于三维应力状态的情况,建立了该修理结构的三维有限元模型,计算出单向拉伸条件下胶层的剪应力,并与Hart-Smith解析解进行对比。分析结果表明三维有限元模型正确、合理。利用所建立的模型分析胶层的剪应力和剥离应力的分布特点,得出胶层破坏的失效顺序,为胶接修理结构的承载能力分析以及结构改进提供参考依据。     

超低温处理对T700碳纤维/环氧复合材料拉—压疲劳性能的影响

对T700碳纤维/环氧复合材料在超低温处理前后的拉—压疲劳性能进行了的研究。采用真空袋—热压罐成型工艺,制备了T700碳纤维/环氧复合材料单向板,在液氮中对试样进行超低温浸泡和超低温/室温循环处理,利用光学显微镜观测了试样在超低温处理过程中产生的微裂纹情况,并测试了超低温处理后试样的静强度和拉—压疲劳1000次、10000次及130000次后的剩余强度。对T700碳纤维/环氧复合材料超低温损伤机理进行了分析,并讨论了超低温处理和拉—压疲劳对复合材料剩余强度的影响。结果表明,超低温处理和拉—压疲劳处理都会使试样产生微裂纹,并引起试样内的残余应力释放和试样的剩余强度降低;经历不同的超低温处理之后,试样的剩余强度达到最高值时所对应的拉—压疲劳次数不同;随着超低温处理和拉—压疲劳的作用,试样的剩余强度会经历先升高—再降低的过程。     

复合固体推进剂双折线脱湿损伤模型参数影响分析

为分析双折线损伤模型参数对复合固体推进剂细观损伤及宏观非线性力学性能的影响,采用分子动力学方法建立复合固体推进剂颗粒夹杂模型,根据Surface-based cohesive方法,在高氯酸铵(AP)颗粒与基体之间的界面处设置接触损伤。利用有限元方法对具有不同损伤参数的颗粒夹杂模型进行计算,并对比数值仿真结果。结果表明,损伤起始应力对复合固体推进剂抗拉强度、最大延伸率有较大的影响;界面初始刚度在一定程度内的变化,对复合固体推进剂宏观力学性能及细观损伤形貌影响较小;界面失效距离主要影响复合固体推进剂的最大延伸率。     

索—拱杂交结构线性稳定性初探

本文应用有限单元法对索-拱杂交结构平面内线性稳定性研究。利用Lanczos向量的直接叠加法对索-拱杂交结构的特征值分析研究，考虑不同荷载、不同索拱截面比值、不同边界条件下索-拱杂交结构的线性稳定性分析，从中获得对索-拱杂交结构设计有参考价值的结论。     

基于ABAQUS的复合材料网格筒分层破坏分析

复合材料网格筒结构由于极优的高比强度及比刚度特性,在运载火箭、飞机、卫星等航空航天结构中得到广泛应用。采用ABAQUS对复合材料网格筒结构进行精细化建模,详细分析了复合材料网格筒中的应力分布、分层破坏形式,研究了网格分层破坏出现的位置及对其整体刚度的影响。对网格筒桁条交界处的应力进行详细分析,研究了工艺缺陷对其破坏模式的影响。根据整体分析结果及局部分析结果,设计了承载能力为3500kN,质量为30kg的复合材料网格筒结构。研究成果将为复合材料结构网格筒的分析及设计提供参考。     

复合材料(结构)粘接质量检测的错位散斑技术

系统地分析了错位散斑条纹的形成机制,并在多种条件(真空荷载、热流荷载、音频扫描荷载等)下对各种复合材料结构粘接质量进行了检测及评估,可检测出厚1mm层合板内直径>5mm的缺陷,夹芯结构内直径>10mm的缺陷;对于包覆层结构可检测出深度在12mm以内、直径>5mm的空隙脱粘缺陷,而零粘接力缺陷也能检测出厚度为2mm、直径>30mm的缺陷。同时引入相移技术使错位散斑检测方法不仅具备非接触、高精度和全场实时观测等特点,而且也实现了复合材料结构粘接质量的定量无损检测。     

复合材料层合板激光烧蚀后的三维逐渐损伤分析

基于ANSYS平台,针对复合材料层合板经激光烧蚀后造成损伤,建立参数化三维逐渐损伤模型对其进行强度分析.采用宏观应力的三维Hashin失效准则,判定层合板材料的损伤模式;对层合板材料性能进行逐步退化,运用总体破坏准则判定其失效.分析过程中,综合考虑了不同损伤模式及其相互关联性.结果表明,该方法能较好预测含损伤复合材料层合板的强度及破坏模式.