纤维铺层方式对CFRP?铝合金单搭接胶接接头拉伸性能影响

为了分析异质材料胶接接头内部典型应力分布规律与刚度退化特点,探究不同铺层方式对异质材料单搭接胶接接头内部应力分布状态影响规律,开展试验和仿真相关研究。首先,制备不同铺层方式的CFRP（carbon fiber reinforce plastic）?铝合金单搭接胶接接头试验件,使用拉伸试验机进行拉伸试验,获得基本试验数据。其次,利用连续损伤模型、3D Hashin失效判据和Cohesive Zone Model研究异质材料胶接接头不同部位典型破坏特点。结果表明,随着复合材料板中0°铺层比例增加,胶接接头极限载荷呈现增加趋势,与之相反接头拉伸位移逐渐缩短。接头铺层方式与载荷方向共同影响胶接接头力学性能,当复合材料板内部各个方向纤维铺层较为均匀时,可以有效降低接头应力集中,载荷方向与铺层纤维方向一致时,可有效提高接头连接强度。复合材料板中0°铺层占比对接头的极限载荷和刚度退化（scalar stiffness degradation,SDEG）影响较大,0°占比越小接头承载能力越弱,接头刚度退化越复杂。      

复合材料层合曲板的非线性动力稳定性

建立了复合材料圆柱曲板受外压作用的大变形动力学控制方程。在边界夹支可移的条件下借用数值方法求得曲板中面随时间的响应历程。将动力响应与Ｂ－Ｒ准则相结合,给出了对称正交铺层复合材料曲板受均布突加外压作用的动态失稳“跳跃”特性图。讨论了铺层顺序和结构参数对曲板跳跃特性的影响。     

铺层对复合材料层合板力学性能影响的研究

为了研究不同铺层角和铺层厚度对复合材料层合板力学性能影响,通过转换复合材料刚度矩阵,得到复合材料层合板等效弹性常数,利用Matlab软件将计算复合材料层合板等效为计算等厚度各向异性板,研究不同铺层角对层合板力学性能影响;基于此等效方法,利用Fortran程序计算机翼剖面刚度,研究不同铺层厚度对层合板力学性能影响.结果表...     

新型复合材料T300/KH-304层合板的屈曲特性

开展了4种铺层方式和2种边界条件下的高性能航空复合材料层合板T300/KH-304的稳定性研究.研究结果表明,层合板0°铺层的含量的高低虽然对屈曲临界载荷有很大的影响,但并不是决定因素.在层合板长度和厚度、边界条件相同的情况下,改变层合板的宽厚比对屈曲临界载荷有较为明显的影响.     

非对称铺层复合材料板室温形状的非线性有限元分析

由于一般铺层复合材料板壳存在拉伸-弯曲、拉伸-扭转等耦合效应,在温度变化时将出现垂直于中面方向的翘曲变形,给工程使用和理论分析带来了极大的不便。但另一方面,利用非对称铺层复合材料板壳可以有效地减轻结构的重量,并可能提供利用平面模具制造曲面层合壳的新工艺。     

压缩载荷下复合材料加筋板屈曲参数研究

基于复合材料加筋板的双胞单元模型和势能最小原理,运用解析算法给出了简支条件下复合材料纵向加筋板临界屈曲载荷方程,对影响复合材料加筋板临界屈曲栽荷的主要参数：加筋板各项异性比,筋条的弯曲刚度,筋条间距和加筋板的长度进行了研究。解析算法和有限元方法给出了不同参数对复合材料加筋板屈曲载荷的影响水平。研究结果表明：针对不同筋条间距的复合材料加筋板筋条弯曲刚度存在一个阀值,当筋条高度大于阀值时,屈曲载荷不会随筋条弯曲刚度的增加而增加;给出的临界屈曲载荷方程可以方便的计算出压缩载荷下简支加筋板的屈曲载荷。     

复合材料板拉/压-剪复合载荷屈曲相关方程

利用轴向拉伸/压缩和面内剪切载荷构建了一个相互作用函数,并将其通过幂级数展开成二次多项式,利用单轴试验测试的复合材料板屈曲载荷,基于数学原理和合理的假设,推导确定了多项式的各项待定系数,构建了轴向拉伸/压缩和剪切复合载荷下的复合材料板屈曲相关方程,从数学上理性地解决了传统屈曲相关方程不适用于复合材料板（尤其是非均衡铺层板）的问题。利用提出的相关方程预测了4种不同的非均衡铺层复合材料板在轴向拉伸/压缩和剪切载荷作用下的屈曲相关曲线,并与有限元特征值法的模拟结果进行了对比,两者具有很好的一致性,而对于传统相关方程,其铺层的非均衡性越大则预测误差越大。最后通过均衡铺层的复合材料加筋壁板的压剪复合试验进一步证明了提出的相关方程的有效性。     

轴压载荷下复合材料加筋板后屈曲承载能力研究

建立了轴压载荷下复合材料加筋板后屈曲承载能力分析有限元模型,计算了航空结构中典型的工字型、T型和帽型复合材料加筋板的屈曲载荷,并采用渐进损伤分析方法对复合材料加筋板后屈曲极限破坏载荷与破坏模式进行了研究.研究了筋条截面形状、筋条铺层方式对复合材料加筋板后屈曲特性的影响,研究结果可以为复合材料加筋板的设计提供参考.     

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。     

不同冲击能量对层合板损伤及剩余强度的影响

基于三维逐渐损伤理论和全程分析方法,对复合材料层合板在冲击载荷及冲击后静载荷下的损伤过程进行分析,重点研究不同冲击能量对两种不同铺层参数、不同几何尺寸的T300/BMP-316复合材料层合板的损伤产生与扩展过程以及剩余强度的影响规律.结果表明:复合材料层合板存在可使其剩余强度急剧下降的冲击能门槛值.对于T300/BMP-316复合材料层合板而言,其冲击能量的门槛值介于5.0～5.5J之间;在冲击过程中,冲头下落速度具有一定的波动性,且不同铺层参数将影响冲击后复合材料层合板表面的凹痕深度.      

复合材料层合板壳通用单元和等网格加筋板壳的局部稳定性

 本文根据多变量拟协调罚函数法构造了15自由度三角形复合材料层合板壳厚薄通用单元。文中以各向同性和等网格加筋板壳的局部稳定性为算例,证明了该单元的有效性,并讨论了结构跨厚比α/h,弹性模量比E_1/E_2、铺设角,铺层数以及边界支承条件与剪切效应和耦合效应间的关系。     

增黏成型RFI层合板复合材料性能的实验研究

通过测试PT500粉末状环氧树脂型增黏剂的动态黏度特性，确定了在增强织物表面涂覆定量增黏剂的固态粉末涂布工艺及增黏层合预制件真空袋成型工艺。以M18型环氧树脂膜为基体，利用RFI成型工艺制备了增黏成型RFI层合板制件。实验结果表明：当增黏剂涂覆量≥10%时，随着增黏剂涂覆量的增加，RFI制件的厚度和孔隙含量逐渐增加，从而使RFI制件的弯曲强度和层间剪切强度亦相应降低，即增黏剂涂覆量的多少直接影响到RFI制件弯曲强度和层间剪切强度的高低。     

Parametric instability of twisted cross-ply laminated panels

The present paper deals with the study of the vibration, buckling and parametric instability characteristics of general laminated cross-ply pre-twisted cantilever flat and curved panels. The effects of angles of pre-twist, aspect ratio, static load factor, and the lamination parameters of the cross-ply twisted curved panels on the principal instability regions are studied using Bolotin?s approach. An eight-noded isoparametric quadratic shell element with five degrees of freedom per node is used to develop the finite element procedure. The first order shear deformation theory is used to model the twisted cross-ply curved panels considering the effects of transverse shear deformation and rotary inertia. The linear part of the strain is used to derive the elastic stiffness matrix and the non-linear part of the strain is used to derive the geometric stiffness matrix. The global matrices are obtained by assembling the corresponding element matrices using skyline technique. Subspace iteration method is used throughout to solve the eigenvalue problem. Reduced integration technique is adopted in order to avoid possible shear locking. Based on the parametric studies, it is found that the instability behavior of twisted cross-ply cantilever panels is greatly influenced by the geometry, material, angle of twist and lamination parameters. So, this can be used to advantage in tailoring during design of crossply twisted cantilever panels.     

一种准确预测层合梁结构层间剪应力的新锯齿理论

层合梁是航空航天领域典型的承力构件,而过大的层间剪应力（层间处的横向剪应力）是导致其分层失效的主要原因。针对常见的层数较多的复合材料层合梁以及材料属性差异较大的三明治夹层梁,现有的理论模型仍然无法准确预测其横向剪应力。通过构造一个新的线性分段锯齿函数,提出了一种能够准确预测层合梁结构横向剪应力的新锯齿理论模型。几个典型的数值算例表明,本文提出的新锯齿理论模型在计算层数较多和材料属性差异较大的层合梁时,具有较高的计算精度,能够准确预测层合梁的分层。另外,该模型预先满足横向剪应力层间连续条件,无需三维平衡方程后处理就能够准确预测层合梁的横向剪应力。位移场中未知量个数少,不含横向位移的一阶导,便于C⁰梁单元的构造。     

反对称正交铺层层板的热稳定

1.导言 复合材料结构在外载作用下力学响应由于温度的变化,层板的稳定问题的研究才刚开始涉及。热失稳问题在层板结构的应用中可能会产生,比如当宇航器在外层空间飞行时,由于受到太阳的幅射,温度改变而使层板失稳。国外有不少学者已开始这方面的研究,然而大都还限于经典理论范畴。本文提供的层板临界失稳温度控制方程是在Kirchhoff假设基础上考虑横向剪切变形影响后得来的,对于反对称正交铺设层板,可以找到解析解,并将结果与对称正交层板、经典理论结果作了比较,本文的结论对层板热稳定设计有一定     

纤维增强复合材料圆柱壳的屈曲计算

本文利用各向异性多层扁壳的大挠度方程,探讨了正交各向异性多层圆柱壳,在考虑偶合效应和沿厚度方向剪切变形时的轴压,外压及其联合作用下的稳定性问题.用逆解法,给出正交各向异性多层圆柱壳在薄膜力作用下的临界载荷算式.进行了实例计算,并与国内、外实例的实验值比较,符合得相当好.     

复合材料叠层板壳有限元的渐近解

 本文针对复合材料叠层板壳结构建立了一个分层计算的有限元模型,此模型的特点是以参考面的位移和各层横向剪应变作为独立的自变量,导出了叠层板壳的有限元模式,这是和原有分层模型的本质区别,从而具有以下优点:(1)刚度矩阵具有良好特性,可采用渐近法求解,大大提高了计算效率,克服了分层模型中的最大困难;(2)完全避免了较薄的板壳在有限元计算中常发生的“剪切自锁”现象;(3)较精确地考虑了各层的剪切效应,无须再引入剪切修正系数。还采用此模型较好地解决了任意铺层的叠层板弯曲、叠层板脱层屈曲和承受任意载荷的轴对称叠层壳的弯曲等问题,证明了此模型的优点和可靠性。此模型还极易推广应用于叠层板壳的动力、稳定和层间应力等问题。     

纤维铺设角对Beck型层合梁柱临界值的影响

引言 随着复合材料愈来愈广泛的应用,各种各样的力学问题被提了出来。非保守结构系统的稳定性是航空航天工程中的重要问题,复合材料的应用在该领域尤为受到重视。因此,研究复合材料结构在非保守载荷作用下的稳定性已为设计部门所要求,值得引起人们重视。     

SNAP－THROUGH OF LAMINATED ORTHOTROPIC SHALLOW SPHERICAL IMPERFECT SHELLS WITH TRANSVERSE SHEAR

ＳＮＡＰ－ＴＨＲＯＵＧＨ　ＯＦ　ＬＡＭＩＮＡＴＥＤ　ＯＲＴＨＯＴＲＯＰＩＣ　ＳＨＡＬＬＯＷ　ＳＰＨＥＲＩＣＡＬ　ＩＭＰＥＲＦＥＣＴ　ＳＨＥＬＬＳ　ＷＩＴＨ　ＴＲＡＮＳＶＥＲＳＥ　ＳＨＥＡＲＹａｎｇＹｉｑｉａｎ；ＭａＨｅｚｈｏｎｇ；ＷａｎｇＴｓｕｎｋｕ...     

复合材料层板结构在冲击载荷作用下非线性动力分析

 <正> 复合材料结构非线性动力分析具有一定难度,本文在这方面作了些探索,以期为复合材料结构在冲击载荷作用下非线性动力分析提供一种途径。本文方法所编制的计算程序计算两个算例。第二个算例,是某飞机水平尾翼在特殊飞行中,承受瞬态冲击分布外压载荷,其作用时间只有几毫秒。用此法计算得到的响应与试验结果比较吻合。