复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性/损伤容限一体化设计研究

在先进的复合材料飞机结构上大量采用复合材料加筋板这种结构形式。因此,本文着重研究了复合材料变厚度加筋板后屈曲、冲击损伤与冲击损伤对承载能力的影响,以及复合材料变厚度加筋板冲击损伤、后屈曲、耐久性/损伤容限设计一体化综合试验方法。最后,作者根据多年从事飞机型号结构设计经验,并结合本文的研究结果,总结出15项复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性/损伤容限一体化设计技术,以期对我国预研新机的复合材料飞机结构设计,对已研飞机的复合材料飞机结构改进、评定有所启示。     

复合材料低速冲击损伤有限元模拟

<正>先进复合材料以高比强度、比刚度和可设计性等特点,在飞机结构中所占的比重越来越大。然而飞机在受低速冲击后极易产生损伤,造成纤维断裂、基体开裂,分层脱粘等,而这类损伤往往很难目视且不易恢复,使复合材料的强度和寿命大幅下降,严重影响材料的使用。因此复合材料低速冲击问题的研究引起了国内外广泛的关注。考虑到复合材料冲击实验的成本和时间问题,有限元技术提供了很好的解决方案。其中常用的商用有限元软     

低速冲击作用下复合材料层合板永久凹坑数值分析

<正>纤维增强复合材料因为具有比强度、比刚度高,可设计性好等特点,在许多重要的工程结构中,得到了广泛的应用,但是由于复合材料低层间强度和脆性性能也导致复合材料对冲击作用比较敏感,使得复合材料层合板在受到外物冲击后容易出现损伤,使复合材料层合结构的承载能力大大降低[1]。高能量或中等能量冲击作用会造成结构的穿透或侵入损伤,这些损伤容易被检测并进行修补,而对于低能量下的冲击,结构表面几乎看不出损伤缺陷,但     

复合材料结构数字化设计与工艺制造一体化技术研究及应用

复合材料具有比强度高、比刚度大、可设计性强、抗疲劳损伤性能和耐腐蚀性良好、尺寸稳定性好、隐身性好、便于大面积整体成型、并可大大降低飞机机体结构重量、有效提高商用载荷等诸多优点,因此大批飞机零部件相继采用复合材料结构.     

复合材料抗冲击性能和结构压缩设计许用值

 从复合材料结构压缩设计许用值的概念和复合材料的冲击后压缩强度性能出发，讨论按NASA标准得到的CAI值与它们的关系，指出传统的CAI值不能充分反映复合材料体系的抗冲击性能，且与结构压缩设计许用值无任何联系。在对复合材料结构完整性要求和作者的试验研究，和对国外文献总结的基础上，提出复合材料抗冲击性能应包括损伤阻抗和损伤容限两方面。大量的试验数据证实复合材料层压板抗冲击性能存在拐点现象，在对拐点附近复合材料层压板的破坏机理研究基础上，建议用拐点附近的性能建立复合材料层压板抗冲击性能的评定体系，即可以用表面层在冲击下保持其完整性的最大能力(最大接触力)来表征复合材料体系的损伤阻抗(韧性)；用出现拐点后基本不变的压缩强度(破坏应变)门槛值来表征复合材料体系的损伤容限。     

复合材料飞机结构强度新规范要点评述

基于过去20多年参与复合材料结构设计的经验教训和美国最新的军用飞机设计规范,阐述了中国复合材料结构强度设计和验证要点及与金属结构的差别。其要点为:以承认性能表征多样性和材料与结构同时形成为基础的材料和工艺要求;以承认初始缺陷/损伤对结构静强度有影响为基础的设计许用值确定方法;以需要特别考虑湿热环境影响为特点的静强度设计和验证;以承认静力覆盖疲劳和考虑冲击损伤阻抗为特点的耐久性设计和验证;以冲击损伤及损伤无扩展为基础的损伤容限设计和验证;以全尺寸部件和由试样、元件(包括典型结构件)、组合件组成的多层次积木式设计验证方法相结合为基础的结构验证试验。     

飞机座椅复合材料面板抗冲击性能

复合材料由于具有较大的比强度和较高的比刚度、抗冲击性能好、材料性能可设计等特点，应用于航空结构中可以显著地减轻结构重量，改善结构的力学性能。利用MSC．Dytran有限元软件对飞机座椅复合材料面板结构进行高速冲击响应分析，并将分析结果与试验结果进行比较，结果表明：A类复合材料板具有较好的抗冲击性能。     

复合材料结构设计专题学术研讨会在西安召开

中国航空学会结构设计及强度专业委员会与中航一集团 60 3所于新千年五月下旬在西安联合组织举办了“复合材料结构设计”专题学术研讨会 ,特别邀请了美国 Stanford大学航空系 Fu- kou chang教授进行讲学活动。会议主要研讨专题包括 :复合材料结构低能冲击损伤的分析方法 ;复合材料结构损伤容限设计方法 ;复合材料结构健康监控的分析设计原理以及最新研究动态。与会代表 30余人 ,主要来自我国主机研究所的结构设计工程师。研讨会上 ,还就复合材料结构设计当中的诸多细节问题进行了广泛、深入研讨。对于促进我国飞机复合材料结构设计技术交流…     

复合材料结构的修理

由于复合材料结构重量轻、强度高,所以在飞机上得到了广泛的应用。本文主要介绍飞机上复合材料结构常见损伤类型及典型的修理程序。     

复合材料飞机结构强度设计和验证的特点

结合军用飞机结构强度规范修订，概述了复合材料飞机结构设计规范的演变，并基于过去20多年参与复合材料结构设计的经验教训和美国最新的军用飞机设计规范，从材料和工艺、设计许用值、静强度、耐久性、损伤容限和结构验证试验等几方面分别阐述了复合材料结构强度设计和验证要点及与金属结构的差别。     

复合材料飞机结构损伤容限和耐久性设计初探

虽然军机和民机规范对复合材料结构的损伤容限和耐久性均提出了要求,但迄今为止尚无成熟的设计方法可用。本文试图通过对国外经验的归纳总结,并结合自己的研究成果,提出一种切实可行的方法供参考。限于篇幅,本文仅就加筋结构蒙皮遇到的几个问题进行讨论。     

飞机结构耐久性/损伤容限综合分析模型

以现有的耐久性分析模型和损伤容限分析模型为基础,综合研究裂纹萌生和扩展的全过程,建立了飞机结构耐久性/损伤容限综合分析模型,并且通过一个具体的算例证明了模型的可行性。该模型兼顾了结构的寿命、安全以及检修一体化的要求,可用于对飞机结构进行综合设计与分析。     

耐久性/损伤容限设计简介

概述了飞机结构耐久性／损伤容限设计的基本思想、设计规范及耐久性／损伤容限设计基本理论及方法，供设计人员参考。     

复合材料结构设计值和冲击损伤容限许用值

 由于复合材料的引入,应该用“设计值”和“许用值”来代替“设计许用值”。讨论了设计值与许用值的关系,并指出复合材料结构压缩设计值主要取决于冲击损伤容限许用值。提出了应把冲击损伤破坏曲线定义为初步设计阶段用冲击损伤容限许用值,论证了这一定义的合理性,并给出了由该许用值确定压缩设计值的一般原则和过程。     

飞机结构的耐久性与损伤容限设计

飞机结构设计思想随着航空技术的发展而不断进步,经历了从静强度、动强度、疲劳强度到断裂强度的变化过程,耐久性/损伤容限设计是当前飞机结构设计规范的核心方法.本文归纳了飞机结构设计思想的发展历程,重点讨论了耐久性/损伤容限设计的基本思想、基本理论和基本方法,有助于深入理解该设计思想的本质.     

以耐久性和损伤容限为中心的现役发动机寿命控制方法

本文在简述结构件和整机寿命常用控制方法的基础上,结合我国实际着重论述了以耐久性和损伤容限为中心的现役发动机寿命控制方法的基本思想。提出了非单元体结构发动机整机寿命的关注点是翻修寿命而不是总寿命的观点。希望有助于推动损伤容限在现役发动机寿命控制中的应用。      

航空装备的完整性

 简述完整性概念在航空装备上的应用情况,提出了航空装备完整性概念,并简介了航空装备的完整性原理,     

飞机结构耐久性要求的新进展

 本文回顾了国内外有关飞机结构耐久性要求的发展情况。重点综述了在新的耐久件要求下,耐久性设计的基本思想、特征、广泛的适用范围、多种设计目标和完整体系。简述了两大类耐久性分析方法和耐久性试验特点、说明了耐久性设计与安全寿命设计和损伤容限设计之间的联系与区别。