复合材料雷击防护电热耦合模型

为了研究复合材料雷击防护(lightning strike protection,LSP)系统在雷电流作用下的损伤规律,基于雷击过程中的能量守恒关系,建立复合材料层合板雷击防护的电-热耦合数学模型。在此基础上,在ABAQUS中建立铝涂层防护的碳纤维增强复合材料(carbon fiber reinforced polymer,CFRP)层合板雷击烧蚀损伤有限元模型,并对雷击烧蚀损伤进行分析,和实验结果对比验证仿真的有效性,得出复合材料层合板在不同峰值雷电流、不同组合波形和不同铝涂层厚度雷电流作用下的烧蚀损伤规律。结果表明:铝涂层厚度相同时,峰值电流从50kA 增大到100kA时,复合材料层合板损伤面积约增大 1.5 倍;10/350波形50 kA峰值雷电流作用下,基准件的损伤面积约为0.05 mm厚度铝涂层防护系统下复合材料损伤面积的4倍。     

碳纤维复合材料基体改性/铜网组合雷击防护性能的研究

传统碳纤维复合材料（CFRP）树脂基体导电性差易遭受雷击损伤,本文使用石墨烯-镀镍碳纤维粉作为导电填料,对树脂基体进行电导率改性,并在表面铺设铜网,进行模拟雷电流冲击试验,检验基体改性/铜网组合雷击防护效果。试验结果表明,树脂基体改性后CFRP层压板在0°、90°纤维方向及厚度方向电导率分别为1.1571×10⁴、1.0871×10⁴、204.2 S/m,分别提高1.54倍、1.16倍、433.47倍。200 kA模拟雷电流A波冲击下,无防护试件雷击附着后明火燃烧,次生效应持续,而单一铜网防护和组合防护则能抑制次生效应;无防护表面最大损伤直径14.62 cm,此能量下铜网被击穿,单一铜网防护表面最大损伤直径19.05 cm,而组合防护表面最大损伤直径8.93 cm,下降53.12%;相比无防护试件,单一铜网和组合防护内部损伤面积分别下降66.2%和96.7%。单一铜网击穿后,树脂烧蚀后产生汽化反冲,增大损伤铜网脱落面积;组合防护铜网击穿后,改性树脂迅速导走电流,减小铜网脱落和内部烧蚀面积。     

碳纤维复合材料电导率改性与抗雷击性能

传统碳纤维复合材料(CFRP)中的树脂基体电阻率大,在强电流下会产生大量阻性热从而造成损伤,增强其电导率能够有效提高CFRP的雷击防护性能。在树脂基体中添加银粉颗粒进行电导率改性,通过有限元仿真分析银粉含量对雷击防护性能影响,确定CFRP基体中的最佳银粉含量为38%。沿厚度方向电导率的改性效果最佳,提高了217.3倍。使用不同峰值的D波形雷电流对改性CFRP层压板进行模拟雷击实验,并对未改性以及表面铺设铜网的层压板进行相同能级的对照实验,通过目视损伤观察和透视超声扫描比较损伤特征和损伤面积,评估基体改性CFRP的抗雷击性能。结果表明:基体改性可以阻碍表面铺层被击穿,降低纤维断裂翘曲以及分层损伤;峰值电流20 kA、40 kA和60 kA下,铜网防护能使雷击透视损伤面积分别下降100%、86.61%和37.46%,基体改性整体防护能使雷击透视损伤面积分别下降84.02%、81.03%和40.91%。     

复合材料延性雷电防护金属网仿真与试验研究

延性雷电防护金属网是防护飞机复合材料雷电直接效应的重要方法,本文采用了数值仿真方法对雷电防护金属铝网和金属铜网在雷电流作用下的损伤进行了分析。并在实验室用模拟的联动的雷电流分量A、B、C*对金属铝网和金属铜网进行雷电损伤试验研究。结果表明,数值仿真与试验结果具有较好的一致性,95 gm2的金属铝网和200 gm2金属铜网能对复合材料提供很好的防护。同时,本文通过对雷电损伤机理分析,总结金属网试验损伤比仿真分析偏大的主要原因是雷电流分量B、C*除了电阻热效应外,还有等离子体热效应。     

复合材料层合板雷击烧蚀损伤模拟

 为解决复合材料层合板的雷击烧蚀问题,通过复合材料层合板雷电流烧蚀的热-电-结构耦合分析,建立复合材料层合板烧蚀的三维有限元模型。利用删除单元法模拟复合材料层合板在不同脉冲波形雷电流作用下的冲击响应,进行复合材料层合板雷击损伤机理和损伤模式分析,得出了复合材料层合板在不同脉冲波形和峰值雷电流作用下的瞬态热传递和热烧蚀规律。分析了不同雷电流参数对烧蚀结果的影响。结果表明峰值电流、放电量和比能对复合材料层合板的烧蚀尺寸和内部损伤产生很大的影响。     

含紧固件层合板雷击烧蚀损伤分析

为了研究含紧固件复合材料层合板在雷击电流作用下的烧蚀损伤规律,基于热电耦合建立含紧固件层合板的雷击有限元分析模型,并对雷击烧蚀损伤结果进行分析,与参考结果对比验证模型的合理性,并分析得到含紧固件层合板在不同峰值电流、紧固件尺寸、层合板宽度比条件下的烧蚀损伤结果,总结不同因素影响下烧蚀损伤面积的变化规律。结果表明:雷击峰值电流、紧固件的尺寸、层合板的宽度对含紧固件层合板烧蚀损伤面积具有极大的影响,相同的雷击电流波形,峰值150 kA雷击电流导致的烧蚀损伤面积是峰值50 kA的15.39倍;紧固件越小,烧蚀损伤面积越大,分层损伤面积越大,其中,当紧固件直径减小至1/2时,烧蚀损伤面积最大可增加4.97倍,分层损伤面积最大可增加1.91倍;层合板损伤面积随宽度的增加先增大后减小,最后趋于平稳,其中最大损伤面积与最小损伤面积的比值可达1.81倍,且比值随着紧固件直径的增加而增大。     

不同喷铝参数对复合材料雷击防护性能模拟

为了研究复合材料不同的雷击防护(lightning strike protection,LSP)系统在雷电流作用下的损伤规律,对雷击损伤过程和烧蚀机理进行分析,建立复合材料层合板雷击防护的能量平衡数学模型。在此基础上,在ABAQUS中建立复合材料基准件、全喷铝和局部喷铝防护系统的碳纤维增强复合材料(carbon fiber reinforced polymer,CFRP)层合板电-热耦合有限元模型,和实验结果对比验证模型的有效性,对雷击烧蚀损伤特征进行分析,并引入雷击烧蚀损伤指数DI,得出三种不同模型在不同铝涂层厚度、不同峰值雷电流作用下的烧蚀损伤规律,并对两种不同的局部喷铝防护系统下复合材料的损伤特征进行对比分析。结果表明:雷击防护系统下复合材料的烧蚀损伤面积和铝涂层厚度关系进行函数拟合,两者均满足幂函数关系。     

碳纤维复合材料雷电防护特性仿真及试验研究

为了研究不同防护方式下的碳纤维增强型复合材料(CFRP)层合板雷电损伤特性,针对无防护、喷铝涂层防护以及铜网防护的三种CFRP层合板注入D+B+C*雷电流组合波形,通过观察损伤区域、C扫描探测并结合电热耦合与电流密度分布仿真,研究不同防护方式下CFRP损伤特性.研究表明,CFRP损伤类型有树脂烧蚀、纤维断裂、分层等损伤...     

基于热力耦合层合板雷击损伤特性分析

为研究复合材料层合板在雷电流作用下的烧蚀损伤力学特性,建立复合材料雷击热力耦合有限元分析模型,与文献实验结果对比验证模型的有效性。根据Hashin三维失效准则编写用户材料子程序,分别得出层合板雷击烧蚀区域周围出现的力学损伤、各层力学损伤分布以及首层在不同方向上的应力分布,分析得出层合板的烧蚀损伤随雷电流持续时间的变化规律。结果表明:由于存在较高的温度梯度,导致层合板出现较大的热膨胀应力,进而导致层合板内部产生各种力学损伤,即基体开裂、分层及纤维断裂;雷击电流施加时间、峰值电流与温度场均对层合板烧蚀面积产生较大的影响。     

碳纤维复合材料雷击损伤的瞬态红外热成像检测

通过雷电模拟,对复合材料层合板试样进行雷击损伤试验。基于热扩散原理,针对不同的雷击试验件,采用波形为长脉冲形式的瞬态热激励方式对雷击损伤进行红外热成像检测,并对不同时刻的检测结果进行分析、比较,对缺陷轮廓进行界定,对结果进行定量测量。检测结果表明,无论是否对碳纤维复合材料表面进行防护,瞬态红外热成像方法均能够有效检测出雷击后的内部分层损伤,可对损伤的严重程度进行有效区分,能够对缺陷尺寸、面积进行准确测量。     

复合材料电导率对雷击烧蚀损伤程度的影响

根据雷击过程中能量转换关系,建立基于热-电耦合的复合材料雷击烧蚀损伤分析模型,该模型考虑了复合材料电导率随热解度的变化。通过该模型,对比复合材料三个方向电导率多个数量级变化后的雷击烧蚀损伤。结果表明:在相同雷电流参数下,复合材料沿不同方向的电导率变化对雷击烧蚀损伤影响程度不同;沿纤维方向电导率提升,表观损伤面积和损伤深度均下降;垂直于纤维方向电导率提升,表观损伤面积增加,损伤深度下降;沿厚度方向电导率提升,表观损伤面积下降,损伤深度增加;三个方向任一电导率提升,复合材料总体的损伤体积均下降,当各方向上的电导率分别提高1、2、3个数量级,损伤体积影响程度最大的是沿纤维方向变化,分别降低47.83%、75.08%和97.82%,沿厚度方向变化影响程度次之,分别降低36.25%、53.44%、65.54%,垂直于纤维方向影响程度最小,分别降低8.72%、12.58%和24.76%;提高复合材料电导率,能够对雷击防护起到明显作用,对于防雷击效果的全面评估需要二维损伤和三维损伤相结合。     

飞机复合材料表面导电层的雷击仿真研究

复合材料在飞机上的应用越来越广泛,与金属相比复合材料导电性较差,因此处于雷击区域的复合材料部件表面要设计导电防护层以承受雷击时的瞬间放电,避免复合材料部件的烧蚀损伤。本研究利用数值仿真的方法建立了数学模型,计算了复合材料表面导电层通过雷击电流脉冲后的电场和温度场分布,并对该导电层的雷击防护能力及可靠性进行了评价。模拟结果表明,厚度为0.20 mm的铝导电层最适宜做飞机表面的雷击防护层。     

高韧性防雷击复合材料表面膜研究

为增加防雷击复合材料表面膜韧性,本文采用双羟基聚苯醚增韧环氧树脂制备了一种高韧性防雷击复合材料表面膜,通过简支梁冲击试验机、电子拉力试验机和扫描电镜等对表面膜树脂固化物的力学性能和微观结构进行表征,通过模拟雷电流注入试验对铺贴该防雷击表面膜的复合材料层压板进行了雷击测试。结果表明,双羟基聚苯醚用量为10份时,表面膜树脂固化物缺口冲击强度为17.5kJ/m2,韧性提高73.3%。模拟雷击测试结果表明防雷击表面膜能有效降低雷电流对复合材料的雷击损伤。     

直升机雷电电磁环境仿真分析

为了提高直升机对雷电的防护能力,根据标准SAE-ARP5416A规定的试验方法,使用COMSOL软件中对某直升机简化模型注入雷电流A波,由此来分析其遭受雷击时机舱内外的电磁环境.分析了直升机机体上的开孔对舱室内部电磁场分布的影响.仿真结果表明,雷电电流在机身上存在不均匀分布现象.电场强度和磁场强度随着空间位置与雷电路径...     

2D-C/SiC复合材料开孔试件拉伸特性和失效分析

通过对2D-C/SiC复合材料4mm和6mm开孔试件进行拉伸试验,研究了开孔试件的拉伸特性和失效模式,与标准试件拉伸试验结果比较获得了开孔尺寸对试件强度的影响。相比于标准拉伸试件,4mm和6mm开孔试件的拉伸强度分别减小了1.0%和6.6%。通过在开孔试件不同位置粘贴应变片,获得了试件在拉伸过程中最小净截面上的应变变化规律,直观地体现了试件拉伸过程中的应变集中现象,并通过有限元对开孔试件的应变分布进行模拟,模拟结果与试验值吻合较好;通过在试件表面粘贴声发射探头,获得了拉伸过程中试件材料的损伤参量变化规律,反映了试件的宏观损伤演化规律,并结合试件断口照片分析了开孔试件的失效行为。     

复合材料层压板抗冲击行为及表征方法的实验研究

对14种复合材料体系约800个试样进行了冲击阻抗和含损伤层压板压缩强度试验研究,研究发现对于同一种复合材料层压板的冲击能量．凹坑深度曲线和凹坑深度．压缩破坏应变曲线均存在拐点,在出现拐点后内部的分层损伤叠加面积基本上不再增加,压缩剩余强度基本上不再降低,表面冲击部位开始出现纤维断裂。研究表明采用传统CAI来表征损伤容限性能的方法可能得到与实际结构损伤容限特性相反的结论,因此,提出了利用拐点附近特性来表征复合材料层压板的抗冲击行为（包括损伤阻抗和损伤容限）的建议,即分别采用QSI方法得到的准各向同性层压板的最大接触力Fmux和压缩破坏强度（应变）的门槛值CAIT来表征复合材料层压板的损伤阻抗和损伤容限行为。     

碳纤维树脂基复合材料电热损伤温度场研究

为了研究碳纤维树脂基复合材料(CFRP)电热损伤过程中的温度场分布问题,使用电热损伤测试系统测试了碳纤维树脂基复合材料通电后的表面温度分布并使用ABAQUS软件对碳纤维树脂基复合材料直接通电过程进行了模拟。结果表明,实验值与模拟结果吻合性较好,在4A、6A、8A电流作用下,CFRP表面温度随时间基本呈线性增加,在160 s左右达到稳定状态,稳定温度分别为162℃、17 7℃和195℃并且不随通电时间而变化。说明该测试系统和计算模型可以正确处理CFRP通电后温度场问题,为复合材料电热损伤合理选取通电参数提供理论依据。     

30cm离子推力器空心阴极发射体区等离子体特性研究

为了获得30cm口径离子推力器20A额定发射电流空心阴极的稳态工作性能参数并验证现有发射体结构设计的合理性,采用数值模拟及有限元分析方法研究了空心阴极发射体区的等离子体特性参数。结果显示:空心阴极发射体区的压强基本在115~150Pa内,并且中间区域的Xe气压强较高;当阴极发射体温度为1570℃时,根据一维热传导方程得到发射体热损为10.26W;发射电流为15A时,电子温度在1.5~1.7e V内,且沿轴线方向靠近阴极顶小孔的电子温度较高,而将15A发射电流作为空心阴极的工作点是较为合适的选择;数值计算得到发射体区平均电子电流密度约为1.3×105A/m2,发射体内表面面积预估为1.5cm~2,内径建议在?2~2.5mm内,采用该尺寸发射体的空心阴极通过电流发射能力试验证明其最大发射电流在19~20A内,现有发射体尺寸设计满足20A发射电流需求;发射体区中间区域离子电流密度峰值约为8.5×10~5A/m~2,应重点关注发射体中间区域的厚度设计以及离子溅射腐蚀速率。     

电-热耦合对航空复合材料拉伸及疲劳性能的影响

为研究碳纤维增强树脂基复合材料(CFRP)层合板的导电性能和电-热耦合效应及其对拉伸和疲劳性能的影响,主要针对2种不同铺层的试件(单向层合板(UD)[0]8和准各向异性层合板(QI)[45/90/-45/0]s)进行导电及电-热耦合实验和通电状态下的拉伸及疲劳实验。在电-热耦合实验中分别对试件通以1~8A的直流电和交流电,测量其温度场的分布及最高温度,以确定温度对电阻的影响。依据实验现象建立了简化后的电-热耦合分析模型,并与实验结果进行对比,发现两者吻合很好。简化后的电-热耦合模型能够很好地预测试件在达到稳态平衡时的最高温度值。在通电情况下对不同初始状态时的QI试件进行拉伸和疲劳实验,通过实验发现,在疲劳加载过程中无论是通以直流电、交流电或者是改变电流强度和电流频率,对试件的疲劳寿命影响不大,没有发现明显差异,但在实验过程中试件表面的温度会随着电流强度的增加而升高。同时,在监测试件沿着纤维方向的电阻变化时发现,在一定的疲劳载荷下,随着循环次数的增加,试件的电阻会不断增加,这表明试件内部出现了损伤,累积后直至试件断裂。依据实验现象分别建立了电阻模型-1和电阻模型-2,分析计算后发现模型-1能够较好地模拟试件变形的线性阶段(εxx≤0.4%),而模型-2能较好地模拟非线性阶段直至试件断裂(εxx0.4%)。     

固体火箭发动机装药粘接界面Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型反演研究

针对以人工试算的方式获取粘接界面所采用的张开型-剪切型(Ⅰ-Ⅱ)混合型内聚力模型存在精度低且工作量大等问题，采用分步反演与Hooke-Jeeves优化算法相结合的识别方法，基于矩形粘接试件多角度拉伸载荷-位移实测数据，对装药粘接界面所采用的Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型开展反演研究。反演结果表明：拉伸速率为5mm/min时，界面刚度、最大名义应变、临界断裂能的法向值分别为0.17MPa,3.85,6.14kJ/m²，切向值分别为0.09MPa,1.66,2.66kJ/m²;0°，22.5°，45°拉伸的仿真与实测载荷-位移曲线的相对误差分别为7.2%,5.1%,5.2%；基于反演获取的Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型的界面损伤系数分布图定量分析粘接界面的破坏情况，与实验结果吻合良好。以上均表明所采用的反演方法可有效修正粘接界面Ⅰ-Ⅱ混合型内聚力模型的相关参数。