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为了研究Z-pin增强树脂基复合材料接头的抗冲击性能,制备了Z-pin增强单搭接接头冲击试样。对比不同树脂体系Z-pin/层合板界面裂纹扩展,分别通过Z-pin拔脱试验和接头剪切试验研究Z-pin冲击后拔脱强度和单搭接接头冲击后剪切强度;结合有限元模拟和超声C扫描研究搭接面分层损伤情况。结果表明,相同冲击能量下,环氧Z-pin/环氧层合板界面抗冲击性更强,冲击能量越大,裂纹扩展越显著;Z-pin增强树脂基复合材料显著减小分层损伤面积,提高冲击后剪切强度,体积分数为1.5%、直径为0.5mm的Z-pin增强层合板分层损伤面积仅为40%,冲击后剪切强度的下降率仅为24.89%。随着Z-pin体积分数增加,搭接面损伤面积逐渐减小,冲击后剪切强度先增加后降低;随着Z-pin直径增加,层间损伤面积增加,冲击后剪切强度逐渐降低。Z-pin增强接头分层损伤模型模拟结果与试验结果基本吻合。 相似文献
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二维叠层C/SiC复合材料低能量冲击损伤实验 总被引:1,自引:0,他引:1
C/SiC复合材料是航空航天器中的耐高温材料,其服役环境存在低能量冲击源且关于此类冲击事件的研究相对较少。本文主要采用落锤冲击系统性地揭示2D叠层C/SiC复合材料平板的抗低速低能量冲击性能,通过改变冲击能量考核不同单层厚度和平板厚度的抗冲击性能变化,并利用CT技术进行冲击后无损检测,分析结构内部细观损伤。结果表明:冲击载荷下,C/SiC复合材料按冲击载荷变化可分为线性、屈服和回弹3个阶段;典型冲击损伤形式包含局部压溃、分层、纤维断裂及基体微裂纹;同等结构厚度,单层厚度越大C/SiC复合材料平板冲击变形和冲击损伤越小,冲击阻抗值越高;同等单层厚度下,结构总厚度较大的C/SiC复合材料平板冲击损伤较小,冲击阻抗较大。因此,C/SiC复合材料的预制体层数与结构厚度对低能量冲击源较为敏感,且减小单层厚度及增加结构总厚度可明显提高其抗冲击性能。 相似文献
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为获得复合材料作为风扇包容机匣时遭受叶片冲击载荷时的动态响应、损伤与失效模式,在空气炮装置上使用叶片形弹体对Kevlar织物层合板开展了弹道冲击试验,结果发现:复合材料靶板厚度提高25%,复合材料靶板吸收的能量提高约92%;随着叶片弹体速度的增加,复合材料靶板的损伤破坏逐渐严重,从轻微的压痕,转变为横向和纵向裂纹与分层损伤,再转变为矩形穿孔,同时靶板背面出现纤维断裂、纤维拔出与分层失效等现象;在叶片弹体撞击下,靶板上在与弹体接触的局部区域形成鼓胀变形,并在弹体击穿或反弹后发生变形回复;叶片弹体的横滚角将导致叶片的作用范围增大,使得靶板抗冲击性能有所提高。 相似文献
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研究了宽冲击能量范围(12.8、25.5、34.2、42.3与51 J)内T800/5228E复合材料层合板动态冲击力学响应历程.结果表明,复合材料层合板损伤历程依次为裂纹引发→分层扩展→最大损伤→二次损伤等,冲击能量基本不会对其发展演化历程产生影响;力学损伤参数研究发现,赫兹失效载荷Fh与冲击能量成线性关系,而最大作用载荷Fmax与冲击能量为特定指数函数关系.不可逆能量Lw与能量吸收率η研究表明,两者均与冲击能量保持单调递增关系,反映复合材料板的损伤程度在加重,但损伤面积基本趋于稳定,纤维断裂等二次损伤可能成为新型能量吸收方式. 相似文献
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采用试验和数值的方法对30层芳纶织物复合材料的抗冲击性能进行了研究。首先对30层芳纶织物复合材料进行了子弹打靶冲击试验,得到芳纶复合材料在子弹冲击下的鼓包、穿透、纤维断裂等信息;其次,建立复合材料冲击有限元模型,并基于Hashin断裂准则模拟了织物在冲击载荷作用下的失效和断裂行为,采用Cohesive单元模拟材料的变形和层间开裂失效,得到了材料在冲击作用下的位移场、应变场、界面分层、纤维断裂以及子弹的冲击速度变化等信息。最后,对试验测量和有限元分析结果进行对比,分析了复合材料在冲击载荷作用下的能量吸收、能量耗散等抗冲击性能,为材料的工程应用提供参考。 相似文献
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介绍了Z-pin在无人复合材料壁板中的应用及复合材料Z-pin的拉挤工艺,利用热压罐和真空袋压整体Z-pin嵌入工艺,在无人机复合材料层板、板筋结构件、复合材料胶接连接件及泡沫夹层中的应用。对于板件在保持面内抗拉强度的同时,提高无人机复合材料壁板的层间断裂韧性及损伤容限,有效改善了复合材料蒙皮的抗冲击性能。 相似文献
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为了得到流向/周向曲率对双层壁隔热屏冷却性能的影响规律,基于加力燃烧室尾部圆转方双层壁隔热屏弯曲型面的工况条件,建立了两组共6种不同流向曲率半径和5种不同周向曲率半径的双层壁隔热屏冷却模型,采用三维流热耦合数值模拟方法对流向和周向曲率半径对双层壁隔热屏冷却性能的影响进行了研究,得到了双层壁隔热屏气膜冷却表面的综合冷却效果、冲击靶面的Nusselt数Nu、气膜冷却表面的单位面积冷却气量等的变化规律。结果表明,随着正流向曲率半径的增大,综合冷却效果先增大后减小,变化幅度达3.18%,冲击靶面Nu先减小后增大,单位面积冷却气量增大,增大幅度达9.78%;随着负流向曲率半径的增大,综合冷却效果先减小后增大,变化幅度为6.56%,冲击靶面Nu先减小后增大,单位面积冷却气量减小,减小幅度达15.82%;随周向曲率半径的增大,气膜冷却表面的综合冷却效果先减小后增大,变化幅度为1.04%,冲击靶面Nu减小,单位面积冷却气量减小,减小幅度为3.48%;相比于周向曲率半径对双层壁隔热屏冷却性能的影响程度,正流向曲率半径的影响程度为3倍左右,负流向曲率半径的影响程度为6倍左右。相比于周向曲率半径,流向曲率半径的变化对双层壁隔热屏冷却性能的影响更强烈。 相似文献
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复合材料抗冲击性能和结构压缩设计许用值 总被引:5,自引:0,他引:5
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。 相似文献
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复合材料层合板结构冲击损伤数值模拟的损伤力学模型 总被引:1,自引:0,他引:1
针对复合材料结构低速冲击损伤问题,基于连续损伤力学提出了一种动力学冲击条件下的三维损伤数值模型。模型中区分了层内损伤(纤维拉伸与压缩失效、纤维间拉伸与压缩失效)和层间分层损伤不同的失效模式。采用三维Puck失效准则与考虑压缩抑制效应的Aymerich准则对上述两类损伤进行判定,材料失效后基于连续损伤力学中线性软化模型对材料损伤进行演化。模型中考虑了复合材料层合板结构中子层的就位效应和损伤分析中的“连锁效应”。通过对Shi的冲击试验进行数值模拟,模型预测的冲击接触载荷、分层形状和尺寸与试验结果吻合较好,证明了所提出的数值模型对复合材料层合板结构低速冲击损伤预测的有效性。 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(7):62-72
Delamination represents one of the most severe failure modes in composite laminates, especially when they are subjected to uniaxial compression loads. The evaluation of the delamination damage has always been an essential issue of composite laminates for durability and damage tolerance in engineering practice. Focusing on the most typical and representative elliptical delamination issue, an analytical model simultaneously considering the conservative buckling process and non-conservative delamination propagation process is implemented. Various computational cases considering different delamination depths, directions, aspect ratios, and areas are established, and the predicted results based on the analytical model are carefully compared. Effects of these geometrical delamination parameters on the buckling, delamination propagation, and failure behaviors of composite laminates are thoroughly analyzed, and innovative evaluation principles of the delamination damage have been concluded. It is found that the delamination area is the key factor that truly affecting the failure behaviors of delaminated composites, and the local / global buckling and failure loads show clear linearity with the delamination area, whilst the delamination depth and direction only have slight effects. 相似文献
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LU Xiao-jun ZHANG Qi* School of Materials Science Engineering Bejing University of Aeronautics Astronautics Beijing China 《中国航空学报》2006,19(Z1)
In this paper, the effects of test temperatures and time on the impact damage behavior of unidirectional carbon fiber reinforced epoxy resin composites, immersed in pure water, on a pendulum impact tester, was studied. The results show that immersion in liquids has a significant effect on the impact resistance of the unidirectional composite material. It is obvious that after immersion, the mass of the material increases. The fracture initiation forces as well as the fracture initiation energy decrease as the immersion time lengthens. Moreover, the higher the temperature and the longer the time are, the more the crack propagation energy and the ductility index will be. Immersion makes the fracture mode change from the dominant fiber fracture into dominant delamination. All in all, immersion decreases the impact resistance of the composites and causes the fracture mode to change. 相似文献
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研究复合材料加筋板受冲击后的损伤演化具有较高的工程应用价值。首先,以某型无人机拟应用的复合材料加筋壁板(T300/BA9913)为研究对象,对其进行低速冲击试验;在壁板中央处和肋与壁板胶结处进行冲击,其冲击能量取6.67 J/mm,测量凹坑深度和分层损伤面积。然后,应用商业软件ABAQUS,编写相应的VUMAT子程序对冲击损伤进行模拟,软件中采用适宜的材料模型、单元种类并建立不同属性的接触,把基于应变的三维Hashin准则运用于复合材料单层板的损伤失效准则中去。最后,运用基于断裂韧度的连续的刚度退化方针对材料的刚度折减。将所建立的冲击模型的模拟结果与冲击试验数据进行对比,证明了冲击模型的有效性和准确性。 相似文献
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