复合材料加筋板剪切稳定性研究

对三种尺寸的复合材料薄壁加筋板在剪切载荷作用下的稳定性及承载能力进行了试验研究,得到结构的屈曲形式以及屈曲失稳、破坏载荷。试验结果表明复合材料加筋板在屈曲失稳后仍有较大的承载能力;蒙皮厚度及筋条数目对板的屈曲及破坏载荷有较大影响。     

低速冲击损伤对复材加筋板压缩性能的影响

对无损伤及含低速冲击损伤的复合材料加筋板进行了压缩试验,分别采用数字图像相关方法（DIC）、电测法对加筋板屈曲后屈曲行为进行了实时测量。试验结果表明：冲击损伤对屈曲载荷、屈曲模态影响不明显,对破坏载荷及破坏模式影响较大;相比于完好加筋板,含冲击损伤加筋板蒙皮纤维损伤沿着横向扩展,导致结构提前破坏,强度降幅达30%。随后,采用软化夹杂法对冲击损伤进行了等效简化,并基于改进的Tsai-Wu准则、二次应力准则建立了复合材料加筋板渐进损伤有限元分析模型,分别对完好及含冲击损伤加筋板压缩后屈曲失效过程进行了模拟。与试验结果相比,预测的屈曲载荷误差小于1%,破坏载荷误差小于6%,屈曲模态、失效过程及破坏模式均与试验结果一致。最后,基于有限元分析方法讨论了蒙皮上冲击损伤位置对加筋板压缩性能的影响,分析得出：冲击损伤位置对屈曲载荷、屈曲模态影响较小,对破坏载荷和破坏模式影响较大,特别是当冲击损伤位于长桁帽底蒙皮波谷时引起的强度降幅最为显著。     

复合材料曲板缺陷及安装误差对屈曲性能的影响

复合材料曲板的屈曲行为对缺陷十分敏感,研究数值模拟及试验中缺陷对屈曲性能的影响对复合材料曲板的工程应用具有重要意义。应用数值模拟方法研究了常见典型缺陷及缺陷所引起的安装误差对复合材料曲板屈曲性能的影响。建立了理想曲板模型和考虑安装误差的含缺陷曲板模型,缺陷类型包括复合材料曲板在制造过程中易产生的缺陷,如倾斜、厚度不均、翘曲。计算了模型在轴压载荷下的屈曲载荷及应变分布情况,并将含缺陷模型计算结果与理想模型进行比较。研究表明：倾斜对受载曲板的应变分布改变较大,会使试验件屈曲载荷大幅下降;翘曲对受载曲板的应变分布影响不大但会使试验件屈曲载荷大幅下降;厚度不均的缺陷对曲板屈曲性能影响较小。与含典型缺陷的曲板轴压试验结果对比,试验结果与理论研究结果一致。     

复合材料开孔薄壁加筋板剪切屈曲及后屈曲研究

薄壁加筋结构是飞机尤其是直升机结构的典型构型,随着复合材料在直升机上的大量使用,研究复合材料加筋薄壁结构在开孔后的剪切屈曲和后屈曲问题的分析方法,提高分析进度,是直升机结构强度设计的技术关键。以复合材料开孔薄壁加筋板试验为基础,测试了加筋板剪切屈曲和后屈曲应变及载荷历程,仿真分析了试验结果,建立了一种以risk算法、Hashin失效准则的有限元分析模型,提供了一种复合材料开孔薄壁加筋板剪切屈曲和后屈曲分析的设计方法。     

分层缺陷对复合材料加筋层压板压缩强度的影响

针对飞机复合材料加筋层压板结构,设计了含有预埋分层缺陷的复合材料加筋层压板的典型试验件以及压缩试验装置,研究了分层缺陷位置和大小对加筋板压缩强度的影响。研究结果表明:分层缺陷会改变加筋板的破坏模式,浅表分层在压缩过程中表现为局部屈曲模态,局部屈曲强度只有其破坏强度的30%~60%,分层直径增加,局部屈曲强度降低。局部屈曲发生后,加筋板尚可进一步承载,直至层板失稳破坏。本文给出的数据和结论对实际飞机结构设计的参数确定和生产过程中的超差问题处理具有重要参考价值。     

复合材料无矩叠层板铺层优化设计——按静力破坏条件

 飞机翼面结构受力盒段的上下壁板若采用纤维增强复合材料叠层板则经常可简化为无矩叠层板;本文介绍这种叠层板按静力破坏条件的一种铺层优化设计方法。本法所用的数学工具为拉格朗日乘子法,采用的静力破坏条件为Hill-Tsai判据或Norris判据。对于铺层优化设计要用的公式进行了推导并且为了便于应用电子计算机对所得的公式进行了相应的改造。 关于叠层板极限强度的确定,文中也作了较仔细的探讨。为了具体说明本法的解题步骤以及如何选出铺层设计的优化方案举出了一个数例。文章的最后对几个技术问题进行了简要的讨论。 在结构打样设计阶段,对于翼面结构中处于拉伸或压缩受载（在不发生屈曲失稳破坏的条件下）情况下的复合材料壁板,本法可作为其铺层优化设计的一种工程方法。     

飞机典型盒段结构静力破坏预估方法研究

为了避免飞机结构试验的灾难性破坏,在试验前要对试件的破坏载荷与部位进行预估。基于积木式虚拟试验验证思想,从小部件着手对结构破坏进行预估和试验仿真,以求对大试件的破坏预估提供方法和经验。通过工程半经验法和有限元屈曲分析这两种方法对一模拟直机翼盒段进行了破坏预估分析。     

飞机典型壁板结构剪切屈曲疲劳试验与分析方法

依据疲劳分析中的细节疲劳额定值法，提出了一种针对纯剪状态下飞机典型壁板结构的屈曲疲劳分析方法。采用整体垫板形式设计典型壁板试验件，避免“对角拉”方式施加剪切载荷时的非关键区破坏；建立剪切屈曲疲劳状态下细节疲劳额定值的分析模型，并给以试验验证；分析结构屈曲疲劳破坏模式，给出结构破坏及裂纹扩展特征，为结构抗屈曲疲劳设计提供技术支持。结果表明：屈曲疲劳的破坏多由于铆钉处受弯曲应力和剪切应力双重影响造成；起裂裂纹沿着垂直于屈曲波的方向扩展，当裂尖靠近屈曲波中心时，扩展速率急速增长；结构屈曲临界载荷随循环次数的增加而减少；提出的屈曲疲劳分析模型是合理可行的，这为结构后屈曲状态下的疲劳评估提供一种便利的工程算法。     

航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲性能

开展了航空复合材料加筋板压缩试验,得到了加筋板的屈曲载荷、破坏载荷及破坏模式.加筋板平均屈曲载荷和平均破坏载荷分别为587.5,968.25kN,后者是前者的1.65倍,表明加筋板在压缩载荷下存在较强的后屈曲承载能力,其破坏模式主要是筋条的脱黏、断裂以及壁板的撕裂,破坏位置通常在加筋板中部.应用有限元软件得到了加筋板的屈曲载荷、破坏载荷及后屈曲损伤过程,其中屈曲载荷、破坏载荷与试验结果较吻合,误差分别为-9.97%和8.45%,验证了有限元模型的有效性.研究了加筋板纤维和基体出现损伤的先后顺序,结果表明在后屈曲过程中加筋板纤维先于基体出现损伤,尤其是筋条中部纤维的损伤最为严重,加筋板破坏之前基体基本不存在损伤.      

航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲力学性能

航空复合材料加筋板由于具有良好的力学性能,广泛地应用于航空结构中。本工作研究了航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲力学性能,首先应用工程方法对复合材料加筋板进行压缩稳定性计算,得到加筋板的屈曲载荷和破坏载荷的预估值;其次,开展复合材料加筋板压缩稳定性实验,得到实验件的屈曲及破坏形式、实验件的载荷-应变及载荷-位移关系和实验件的屈曲载荷和破坏载荷。结果表明:采用工程方法得到的计算结果与实验结果较为吻合,屈曲载荷和破坏载荷的误差分别为6.12%和9.31%,合理应用工程方法可以为实验提供较好的指导;加筋板的破坏形式为壁板的分层、鼓包和撕裂、筋条的断裂以及筋条-壁板的脱粘;屈曲比为1.65的复合材料加筋板具有较强的后屈曲承载能力;工程中可充分应用加筋板的后屈曲承载能力提高结构的利用效率。     

复合材料波纹板剪切载荷作用下的屈曲试验与分析

复合材料波纹板稳定性是飞机机翼结构设计需要考虑的重要方面,是目前飞机结构设计中的一大难点.为了建立波纹板屈曲的数值分析方法,对复合材料波纹板在剪切载荷作用下的屈曲进行试验、工程算法和有限元方法研究.通过试验,探索了3种不同波长的复合材料波纹板的屈曲载荷和破坏载荷;采用工程算法和有限元方法计算了8种不同波长的复合材料波纹...     

Analysis of the effect of stiffener profile on buckling strength in composite isogrid stiffened shell under axial loading

In this paper, the buckling behavior of thin-walled GFRP cylindrical shells with triangular lattice patterned reinforcements formed by helical and circumferential ribs under axial force is analyzed. In this analysis, various models of composite isogrid stiffened cylindrical shells with outer diameter of 150 millimeters, shell thickness of 0.5 millimeters and height of 280 millimeters, stiffened with 6 helical and 2 circumferential ribs and all with the same material properties of shell and ribs are used. Ribs have constant section areas but different shapes and cross section profiles. The effects of these differences on buckling strengths of structures under axial load are studied. For analysis and modeling of structures, Finite Element Analysis method and ANSYS software were used. The results (elastic buckling load) for each model were derived and based on these results, ratio of buckling strengths to weight parameters were calculated for each model and were compared to results obtained from other models. The effect of profile of the ribs on the buckling of shells under axial loading can be concluded from the results. Results showed that stiffening the shells increased the buckling load from 10% up to 36% while decreased the buckling load to weight ratio to 42% up to 52% of an unstiffened shell.     

Nonlinear deformation and stability of supported oval cylindrical shells under torsion and bending with internal pressure

A problem of geometrically nonlinear deformation and stability of supported cylindrical shells with the oval cross-section contour is solved by the finite element method. The nonlinear deformation and stability of shells under combined loading by bending, torsion moments, transverse force and internal pressure are analyzed. The critical loads and buckling modes of shells are determined. The influence of deformation nonlinearity and shell ovality on critical loads is clarified.     

Analysis of nonlinear deformation and stability of oval cylindrical shells under combined loading by bending and torsion moments

A problem of geometrically nonlinear deformation and stability of cylindrical shells with noncircular cross-section contour is solved by the finite element method. The nonlinear system of algebraic equations to determine the nodal unknowns of finite elements is obtained with the use of the variational Lagrange principle. The system is solved by the method of successive loadings with the use of the Newton-Kantorovich method of linearization, the method of solving linear Craut’s equations and Sylvestor’s stability criterion. The nonlinear deformation and stability of shells with the oval and elliptical cross-sections under combined loading by bending and torsion moments are analyzed. The critical loads and buckling modes of shells are determined. The influence of deformation nonlinearity, shell ovality and ellipticity on the critical loads is clarified.     

全各向异性圆柱形叠层长曲板在联合载荷下的稳定性

本文给出了全各向异性圆柱形叠层长曲板在轴压、侧压和剪切载荷联合作用下稳定性的准确解。每个直边的边界条件可以是任意的。两直边边界条件可以不同。作为算例,研究了边界条件对各向同性圆柱长曲板剪切稳定性的影响。     

铝锂合金加筋壁板剪切屈曲性能

为研究剪切载荷下2A97铝锂合金加筋壁板的屈曲与后屈曲行为,设计了加筋壁板和夹具,完成了壁板的剪切试验;得到了加筋壁板的失稳载荷、破坏载荷以及破坏模式;采用受剪板屈曲与张力场理论计算了加筋壁板的剪切屈曲失稳载荷;建立有限元数值计算模型对加筋壁板屈曲行为进行计算分析,并将数值结果与试验结果对比。结果表明：加筋壁板的屈曲模式为筋条间蒙皮的局部屈曲;加筋壁板的破坏模式为沿加载对角线方向蒙皮的凸起,破坏原因为蒙皮的塑性变形、撕裂以及筋条的扭转变形;利用张力场理论可以得到较准确的屈曲失稳载荷,与试验误差为6.56%;数值模拟得到的屈曲与破坏模式与试验吻合,失稳载荷和极限载荷与试验结果误差分别为1.22%和11.52%。     

含孔复合材料圆柱壳冲击破坏试验与有限元分析

 为了揭示轴向压缩载荷与径向冲击载荷共同作用下复合材料壳体开孔处裂纹的产生机理,开展了含圆孔复合材料圆柱壳冲击试验,并对冲击试验进行了有限元仿真分析。提出复杂冲击载荷作用下的动态响应分析方法,运用LS-DYNA对冲击载荷作用下含圆孔复合材料圆柱壳动态响应过程进行了模拟,采用含刚度退化的Chang-Chang失效准则预测复合材料圆柱壳破坏过程,得到的冲击加速度响应曲线及破坏区域与试验结果一致,验证了本文方法的正确性。对有限元模型进行动力学及静力学破坏分析,结果表明,径向冲击引起的环向拉应力是圆孔边缘破坏区域90°铺层纤维断裂与基体开裂的主要原因,而拉应力只引起0°铺层基体开裂。由破坏起始分析可知,将复合材料圆柱壳90°铺层含量由20%提高至50%,可使结构承载能力增加56%。     

基于ABAQUS的加筋球壳参数化建模及屈曲分析

加筋球壳结构由于良好的承载能力和可设计性,其加筋设计及屈曲分析一直是经典且具有挑战性的问题。本文给出基于ABAQUS 的加筋球壳的参数化有限元建模方法,建立加筋球壳的参数化有限元模型;通过与文献数据进行比较对模型的准确性进行验证;以临界屈曲压力和临界屈曲压力与重量的比值为主要指标,研究球壳厚度,加强筋布局,加强筋截面尺...