受压正交异性矩形分层的屈曲和后屈曲

 一、引言 为了给飞行器的设计提供理论依据,采用力法分析了不同材料的受压固支、简支正交异性矩形分层模型的屈曲和后屈曲,把一组非线性偏微分方程构成的边值问题化为求解一组非线性代数方程,进而用梯度法解之,最后给出有关的计算结果,并说明了支承条件的影响。     

含分层损伤复合材料层合板前后屈曲行为研究

采用基于Mindlin一阶剪切理论的四节点板单元,分析了简支和固支两种边界条件下含圆形分层复合材料层合板前后屈曲行为。结果表明,尽管浅部分层的存在使层合板的前屈曲临界载荷大幅度下降,但层合板仍能继续承受很大的后屈曲载荷,这种情况下的前屈曲是由于分层部分的局部行为造成的。同时,在相同的铺设和分层厚度及边界条件下,分层半径越大,后屈曲临界载荷越低,固支下的后屈曲临界载荷比简支下的临界载荷高。     

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。     

复合材料蜂窝夹层结构屈曲分层有限元分析

本文采用有限元法预计蜂窝夹层结构的分层破坏载荷,考虑到屈曲同时引起结构分层,假定认为屈曲临界载荷即为分层破坏载荷.在有限元模型中,为了进行有效的压扁区预先分层处理,采用双节点法模拟层压板分层现象.有限元计算结果与试验数据基本吻合,从而验证了计算方法是可行的、可靠的,也进一步论证了前提假定的正确性.     

复合材料机身壁板屈曲优化设计

针对受压加筋曲壳的后屈曲特点,提出了一个后屈曲载荷的快速计算方法。用一部分有效蒙皮代替蒙皮失稳后的承载能力,利用欧拉失稳模型估算后屈曲失稳临界载荷。以外形参数给定的机身加筋壳结构为例,基于蒙皮局部失稳的简化模型,利用二次序列法优化求解结构的最佳布局。然后按照之前提出的后屈曲载荷的快速计算方法,设计筋条的截面刚度,最终得到最轻的机身结构质量。     

一种基于有效宽度法的加筋壁板后屈曲分析方法

基于有限元与工程法相结合的思路,利用轴向压缩载荷作用下蒙皮屈曲有效宽度的刚度缩减方法,实现了采用线性迭代求解方法来解决加筋壁板的后屈曲问题。与传统结构有限元后屈曲分析方法相比,此方法直观易懂,耗费时间较少,易于工程人员掌握。算例表明：相较于对结构直接进行线性和非线性有限元分析,采用本文方法的破坏载荷预估值与试验结果更加接近。     

含圆形分层损伤复合材料层合板在弯曲载荷作用下的屈曲行为研究

分层损伤是复合材料层合板结构最主要的损伤形式,其主要由于制造缺陷以及受到外力冲击而产生。本文对含圆形分层损伤复合材料层合板在弯曲载荷作用下的屈曲行为进行研究,首先利用RayleighRitz法对含圆形分层复合材料层合板进行二维模型建立,通过此理论模型可以计算出材料屈曲临界弯矩值以及在特定弯曲载荷下中心点的离面位移值。随后,采用三维数字图像相关方法对分层材料进行实验研究,得到了分层材料在弯曲载荷作用下的屈曲形貌以及其中心点的载荷—位移曲线。通过实验验证了理论的可行性与准确性,可用于对含圆形分层材料在弯曲载荷作用下屈曲临界弯矩以及中心点离面位移大小的初步估算。     

含分层损伤的复合材料层压板轴压剩余强度分析

基于渐进损伤分析方法对含正方形分层损伤的复合材料层压板开展了剩余强度仿真分析。不同损伤尺寸大小的仿真结果表明,层压板的轴压剩余强度和失效机理与分层损伤尺度密切相关,分层损伤尺寸较小时,层压板剩余强度对损伤尺寸不敏感,降低幅度较小;损伤尺寸大于某一临界值后,层压板剩余强度较完好结构件大幅度下降,并趋于稳定;中小尺寸分层损伤层压板在屈曲后,其失效模式为结构件中部横向整体直接压溃;大尺寸分层损伤层压板出现子层屈曲诱发的界面损伤并扩展,在复合材料薄板中部压溃前达到最大剩余强度。该仿真结果对复合材料损伤容限设计、修理具有指导意义。     

含分层缺陷复合材料层合板分层扩展研究

采用基于粘聚区模型(CZM)的粘接元方法对含分层缺陷复合材料层合板进行了分层扩展研究。在缺少材料层间试验数据的情形下,应用了一种参数估算法确定粘接元的界面强度和刚度,并计算得到了含分层缺陷复合材料层合板的分层起始及扩展载荷,计算结果与试验值吻合良好,验证了所用方法的有效性。在此基础上,分析了不同分层位置对分层屈曲载荷、分层起始及扩展载荷的影响,并讨论了铺层角度对分层扩展方向的影响。     

整体复合材料结构分层特性研究进展(三)

整体复合材料件越来越多地被用作现代航空航天器的主承力结构,而分层是其最易出现的破坏形式。本文作为整体复合材料结构分层特性综述的第三部分,重点介绍了分层试验、屈曲分层、扩展准则和疲劳分层研究。首先总结了各种复合材料分层试验方式和能量释放率计算公式;其次,总结了不同研究者提出的分层扩展准则、疲劳分层裂纹扩展速率计算公式及近些年的研究成果;同时,对近几年屈曲分层研究进行了简要概括。     

帽型复合材料加筋叠层板轴压稳定性分析与试验研究

 本文对飞机翼面复合材料帽型加筋平板的轴压稳定性及后屈曲特性进行了试验研究和分析计算。指出了两种从试验上确定蒙皮失稳载荷的方法。用“有限条元素法”计算了失稳载荷,计算值与试验结果符合良好。     

复合材料圆柱壳非线性稳定性分析中的几个基本问题

本文讨论复合材料圆柱壳在非线性失稳下的几个基本问题,即失稳时几何非线性影响、初始缺陷影响、材料物理非线性影响、横向剪切变形影响以及前屈曲变形和各种边界条件的影响等。这些因素的交互作用对失稳性能是重要而且复杂的。本文是对于这些问题的一系列研究结果的一篇综合性分析报告。     

复合材料加筋圆柱壳稳定性的非线性有限元分析

 本文应用全拉格朗日列式法,对具有纵、横向加筋的叠层圆柱壳进行了非线性有限元稳定性理论公式的推导及求解过程的探讨。文中应用Sander's壳体理论的几何非线性及横向剪切,推导了矩形壳元及与该壳元变形相协调的直梁元与曲梁元的刚度矩阵,编制了FORTRAN计算程序。计算了柱、曲拱、曲壳拱,碳纤维加筋圆柱壳均匀轴压下的前后屈曲。也可用于计算加筋筒壳的弯曲、压-弯及外压等情况。     

Quality analysis of nonlinear elasticity theory for the stability problems of planar laminated curved beams. Problem statement

The one-dimensional equations that describe the geometrically nonlinear deformation with arbitrary displacements and small strains are constructed for the planar laminated curved beams based on the Timoshenko model taking into account transverse compression. The equations are based on the relations of the classical nonlinear theory of elasticity for the case of realizing plane stressed state in a beam and also on the similar relations previously proposed in the consistent variant. Based on the equations constructed, we form the linearized equations of the neutral equilibrium of beams that enables investigating all possible buckling modes under the action of conservative forces and a stationary temperature field.     

A new analysis model for the effective stiffness of stiffened metallic panels under combined compression and shear stress

The paper deals with the analysis of the effective stiffness of stiffened metallic panels under combined compression and shear stress as used, e.g. in aircraft fuselages. An important criterion for sizing and certification of aircraft fuselages is the local and global buckling behaviour. For optimisation of stiffened metallic panels it is necessary to know the buckling and postbuckling behaviour as accurately as possible. Due to the fact that nonlinear FE analyses of a whole aircraft fuselage are too time consuming, a very fast quasi nonlinear FE analysis with a coarse mesh under consideration of semi-empirical methods for the effective skin-stiffness are used. At this point the effective stiffness method derived in this paper is used. Admittedly previous semi-empirical methods like the effective width method [J. Wiedemann, Leichtbau 1: Elemente, second ed., 1996; M.C.Y. Niu, Airframe Stress Analysis and Sizing, second ed., Commilit. Press Ltd., 1999] (only for pure compression load) or the method of Kuhn [P. Kuhn, J.P. Peterson, L.R. Levin, A summary of diagonal tension part I – methods of analysis, Technical Note 2661, NACA, 1952] (only for pure shear load) have disadvantages for the general combined compression and shear load case. This is improved in the current method.The first part of the paper deals with the realisation of the compression and shear test facility in a finite element model. The verification of the finite element model is important for subsequent parameter variations. The second part of the paper presents the approach of how to assess the effective skin-stiffness. In comparison to the paper in [M. Heitmann, P. Horst, D. Fitzsimmons, Effective stiffness of postbuckled stiffened metallic panels under combined compression and shear stress, J. Strain Anal. 38 (6) (2003) 534–555] many new parameters have been analysed. Therefore the new approach for the geometrically nonlinear analysis derived from the finite element results for combined compression and shear stress is considerably improved. At the end of the paper the great benefit of the new approach is shown. The results of very fast quasi nonlinear FE analyses under consideration of the new approach for the effective skin-stiffness on a coarse panel mesh agree well with the results of time expensive nonlinear FE analysis on a very fine panel mesh. Further studies are necessary to expand the new method to the influence of plasticity.     

复合材料层合扁曲板的轴压屈曲和初始后屈曲分析

本文分析具有正交模量特性的复合材料层合扁曲板在轴压下的屈曲和初始后屈曲问题。作为应用的例子,分析了两种不同铺层形式的长扁曲板的轴压屈曲和初始后屈曲问题,并得出了一些对工程结构设计有参考价值的结论。     

复合材料层合板的二次失稳和破坏研究

 本文采用考虑横向剪切效应的三角形拟协调罚函数单元,推导了带有初始挠度的复合材料层合板在后屈曲阶段的增量平衡方程和相应的切线刚度矩阵,以及非线性特征方程,并以数值计算研究了单元的精度和收敛性,二次分支点的存在性和边界条件、加载方式及铺层次序对二次失稳和破坏载荷的影响。     

加筋壁板结构非线性屈曲数值分析研究

应用非线性有限元分析技术采用ANSYS10.0有限元计算软件细致研究了飞机加筋壁板结构在受压状态下的非线性变形及稳定性特性,考虑了不同边界条件、不同加载方式以及不同筋条厚度对特征值屈曲分析临界栽荷的影响.并比较了非线性分析下结构的临界屈曲载荷与线性屈曲分析下的临界屈曲载荷.同时提取板上不同位置上节点的位移/加载曲线,面外挠度/加载曲线,等效应力/加载曲线,对结构非线性特性进行了细致分析和讨论.并以面外挠度为纵坐标得出了长截面与短截面的屈曲波形图,细致表现了加筋板的非线性屈曲形态与规律.     

大展弦比复合材料机翼结构后屈曲分析

大展弦比复合材料机翼结构的稳定性问题突出,需对结构进行屈曲和后屈曲分析。由于后屈曲分析需要考虑几何非线性对结构的影响,计算量大、收敛难,因此在飞机结构工程应用中受到限制。文中介绍了Msc．Marc所采用的两种计算非线性屈曲方法的计算原理,并分别运用这两种方法对机翼模型进行后屈曲分析,最后将两种计算结果作比较,得到的结果对类似的分析有一定的指导意义。以某机翼为实例的计算表明,本分析方法在今后飞机结构设计中有一定的应用价值。