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861.
根据飞机复合材料结构损伤机理与设计原则、适航要求、维修策略的制订方法,提出飞机复合材料结构MSG-3分析和损伤与特殊事件的分析要点,阐述有关损伤容限评定的理念与要求,为国产民机复合材料结构维修策略的制定提供技术支持。 相似文献
862.
针对缠绕复合材料壳体在内压作用下的破坏问题,基于连续损伤介质力学方法,建立了一种缠绕复合材料渐进损伤破坏分析模型。模型中考虑了纤维破坏、基体损伤和纤维/基体开裂3种破坏模式,并针对缠绕复合材料面内剪切非线性的实际,建立了面内剪切非线性模型。通过子程序UMAT将模型嵌入ABAQUS/Standard中,对含缺口缠绕复合材料试件拉伸过程进行了仿真计算,验证了模型的正确性。采用该模型对缠绕复合材料壳体的水压破坏过程进行了仿真分析,结果表明:内压作用下缠绕复合材料的最终破坏是由于纤维断裂导致的,且纤维破坏主要出现在环向层,基体破坏主要出现在纵向层。 相似文献
863.
864.
用等效平均损伤模型计算剩余寿命方法的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
分析了复杂载荷下材料的损伤累积过程和疲劳寿命计自身材料疲劳损伤与其不可逆电阻变化响应的联系。疲劳寿命计自身材料疲劳损伤演变、损伤累积过程以电阻变化速率和变化量显示了其全貌。假设其等效平均损伤等一般规律与金属材料的疲劳情况相类似,结合本文给出拟合精度很好的材料应力寿命曲线,得出随机载荷下剩余寿命计算的简便方法,具有较高可信度。初步实验验证很令人满意。 相似文献
865.
利用FRANC2D/L对含MSD某型飞机增压舱蒙皮搭接接头进行了有限元分析,得到了不同损伤模式下的应力强度因子(SIF)的计算曲线,和已有的文献比较表明,数值结果精确,方法可靠,即不同长度裂纹的SIF计算可有效地通过FTRANC2D/L的裂纹扩展功能来实现。计算结果表明,在某些情况下,MSD裂纹的SIF可按单裂纹的SIF进行计算;影响MSD裂纹SIF的因素主要是临近裂纹的长度、裂纹间或裂尖与钉孔间的距离。最后给出裂纹连通前后MSD裂纹SIF随裂纹扩展历程变化的规律。 相似文献
866.
介绍了复合材料层板机械连接孔一种衬套强化工艺方法的应用性研究结果。实验分析表明,采用衬套连接技术能够有效改善和提高复合材料连接孔的原始疲劳品质及其耐久性寿命,并具有稳定的寿命增益比。通过改变衬套材料与装配方法,获得了孔的不同疲劳损伤变形对比结果。初步实现了复合材料连接强化技术的可行性尝试。 相似文献
867.
868.
869.
870.