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李庆飞吴承思 《民用飞机设计与研究》2013,(1):76-80
现代民用飞机结构中大量采用复合材料长桁,而其材料性能和工艺特殊性会导致在使用过程中经常出现长桁和蒙皮分离现象。为了提高脱胶起始载荷,通过有限元方法分别对长桁末端腹板斜削设计和增加长桁末端附近缘条面积设计进行研究分析,总结出了复合材料结构长桁端头细节设计诸多有意义的结论。 相似文献
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由于帽型长桁的截面尺寸较大,其两边突缘与蒙皮相连形成一个闭合截面,具有很高的受压稳定性,因此被广泛应用于复合材料机身壁板。在局部屈曲和压损载荷下,用MATLAB线性优化帽型长桁截面尺寸,并得出帽型长桁局部屈曲载荷与帽底宽度,帽腰和帽底夹角的关系曲线;压损载荷与帽底宽度,帽腰和帽底夹角的关系曲线,为设计师在初步尺寸设计时提供参考。 相似文献
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复合材料自动化成型技术在提高复合材料生产效率、降低复合材料制造成本等方面都具有明显优势,为了改进传统生产效率低、质量稳定性差的缺点,利用设计的长桁机械成型设备制备预成型制件,研究了预成型速率以及预成型温度等工艺参数对于成型制件质量的影响,通过尺寸测量、金相分析等方法表征制件拐角厚度、纤维体积分数、孔隙率、纤维偏转变形等参数。结果表明:97℃预成型温度、1~3 mm/min预成型速率、[90°/45°/0°/-45°]2s铺层方式、2. 99 mm成型间距是较优的成型工艺参数,采用此工艺参数制造的制件厚度均匀、孔隙缺陷少、纤维偏转变形小、质量良好,在铺层表面添加聚四氟乙烯布保护层可以有效改善45°方向铺层出现的纤维偏转变形问题。 相似文献
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在飞机复合材料蒙皮类构件的设计制造过程中,早期设计阶段,对不同长桁结构进行工艺对比分析研究,有助于提高加筋壁板的结构性能、便于工艺优选、节约制造成本,实现面向制造的低成本最优化设计。针对飞机复合材料蒙皮与Ω长桁、T长桁共固化的典型结构,阐述二者的制造流程及工艺特点;从制造工艺、工时、花费、产品重量和抗冲击性能等方面,对比Ω长桁和T长桁的优缺点;提出在飞机设计制造的并行工程中进行不同结构工艺分析的方法。结果表明:Ω长桁相对T长桁,具有重量轻、抗冲击性能好等优点,但其制造工艺更为复杂,报废率高,制造成本较高。 相似文献
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大型客机机身壁板材料现已广泛采用碳纤维复合材料,研究壁板的屈曲及失效特性对提高结构设计效率具有重要的意义。采用工程分析、有限元分析和试验三种方法研究压缩载荷下复合材料机身帽型加筋壁板的屈曲载荷、失效载荷和失效模式;通过工程方法和有限元方法研究压缩载荷下壁板的屈曲形式和载荷,采用 Von Karman 法修正的柱失稳方法研究壁板在压缩载荷下的承载能力;依靠先进的机身壁板多轴载荷试验系统完成 3 m×2 m 机身壁板的压缩载荷试验、压缩充压复合载荷试验,验证并完善工程和有限元分析方法。结果表明:屈曲分析时需要对工程分析和有限元方法进行修正,失效分析时采用修正的柱失稳方法的分析结果比试验结果略保守。 相似文献
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作为一种重要的连接及承载形式,复合材料螺栓的连接性能直接影响到结构组件的承载可靠性.本文针对复合材料各向异性及渐进损伤特点,建立了包含复合材料螺栓及复合材料板的有限元模型.通过编制U-Mat程序,利用ABAQUS商用软件对复合材科螺栓连接的失效过程进行了数值模拟,得到了连接件的载荷-位移曲线,并对连接件的失效模式进行了分析. 相似文献
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民用航空含Ω型长桁复合材料加筋壁板制造技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
含Ω型长桁的复合材料加筋壁板由于其结构上的优势,在民用大飞机上被越来越多地采用。然而,此种类型的加筋壁板在共固化成型过程中存在Ω型长桁如何加压的问题,特别是在有严格的适航符合性审查要求的民用航空产品制造领域,进一步提高了制造难度。经过多次试验,最终采用薄壁橡胶气囊成型法制造出符合设计要求和适航要求的含Ω型长桁加筋壁板。 相似文献
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匡国强叶聪杰 《民用飞机设计与研究》2015,(1):32
针对复合材料厚板连接件,建立三维累积损伤有限元模型预测复合材料厚板连接件的挤压性能。对复合材料层板中的纤维失效、基体失效和分层等损伤类型进行分析模拟,预测厚板连接件的破坏模式及损伤扩展过程,并分析尺寸参数与复材厚层合板连接强度的关系。 相似文献
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复合材料加筋结构承受后屈曲载荷时,蒙皮局部屈曲会导致筋条承受面外弯曲载荷,极易引起蒙皮与筋条的界面脱粘,最终导致结构破坏.通过四点弯曲试验模拟加筋结构受后屈曲载荷时的蒙皮/筋条界面性能,建立渐进损伤模型,分别考虑筋条与蒙皮胶接界面以及复合材料层板的失效,并引入材料刚度退化模型,详细分析蒙皮/筋条界面的脱粘机理和失效过程.分析结果与试验结果一致,表明加载跨距对于结构的失效形式影响较大,90 mm加载时,胶层均首先失效于筋条与蒙皮内角处的胶接界面,且主要受Ⅱ型剪切模式影响;而150 mm加载情况下胶层均首先失效于翼缘自由端与蒙皮交界处.正向加载时胶层失效主要受Ⅰ型和Ⅱ型混合模式影响,反向加载胶层主要受Ⅱ型剪切模式影响.界面脱粘以后,随着载荷增加,筋条腹板与缘条转角外侧出现分层破坏,损伤模型预测结果与超声扫描检测结果一致. 相似文献
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复合材料层合板低速冲击损伤方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在试验的基础上,分析了冲击能量与凹坑深度之间的关系,拟合出了冲击能量与凹坑深度曲线方程。曲线方程表明,凹坑深度的变化是与冲击能量的变化过程相适应的,从而在凹坑深度已知的情况下可以计算得到层合板所受的外载,有此外载从便对层合板进行相应的模拟。利用AN-SYS有限元程序对复合材料层合板横向低速冲击进行了模拟,模拟采用瞬态分析方法。对冲击后的试件进行了C扫描,在此基础上对损伤的分布形式及大小做了详细的分析。计算结果和试验结果表明,方法是可行的,拟合曲线是正确的,且适合于层合板冲击后的损伤评估。 相似文献
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杨慧 《燃气涡轮试验与研究》2006,19(4):38-42
建立了一种基于实体单元的损伤计算模型,利用该模型可以对基体失效、纤维断裂和层间分层三种基本损伤形式进行分析。对复合材料层合板三点弯曲失效过程进行数值研究,通过与相关试验结果进行对比,证明该损伤计算方法是合理的。通过分析网格密度和计算步长对最终载荷-位移响应的影响,可以发现网格密度在达到一定水平后。继续细化网格对最终载荷位移曲线不会产生影响;而迭代步长对最终载荷位移响应的影响比较大。 相似文献
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为了研究复合材料层合壳在冲击荷载作用下的破坏始因、扩展机理及破坏模式,对一组20层对称正交铺设s的航空用复合材料UIN125B石墨/环氧树脂圆柱壳段进行了低速落重实验。试件按层合壳的曲率半径R不同分为4组,每组尺寸相同的试件7件,共完成28件试件在冲击荷载作用下的试验研究。观察并分析其破坏的发生和发展过程,通过热揭层对脱层损伤及其模式进行测试和测量,了解破坏的扩展机理及最后模式。讨论曲率半径不同对破坏区域的分布及破坏尺寸大小的影响。最后将实验测得的破坏域与计算模拟的结果作以比较,可以看到实测破坏模式与分析结果吻合较好,实测破坏面积略小于计算分析结果。 相似文献