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621.
单向纤维增强复合材料的压缩弹塑性微屈曲 总被引:2,自引:0,他引:2
本文讨论单向纤维增强复合材料在沿纤维纵向承压时的贯穿型细观失稳。文中提出纤维弹塑性微屈曲的观点,并由弹塑性稳定理论导出层状周期排列的纤维复合材料的临界失稳载荷参数式。结合压缩应力应变关系可进一步确定弹塑性失稳点的位置,从而导出压缩强度的理论公式。所得理论预测值与4种主要纤维增强复合材料的实验结果均能定量符合。借助该理论公式,可分别对由脆性和由韧性纤维增强的压缩折带破坏模式作出定性解释。 相似文献
622.
适航取证是所有民用飞机走向市场投入使用的必经环节。根据适航条例,测试机完成模拟冰型试飞是必须进行的Ⅰ类风险试飞课目,以考察飞机综合的气动以及操作稳定性能。由于真实结冰飞行测试难度大风险高,因此开展模拟冰型的研究设计格外重要。以某民用飞机机翼自然结冰过程为研究对象,首先,确定研究飞机的临界冰型,设计模拟冰型结构以及采用3D打印夹芯材料制作复合材料模拟冰型;其次,通过CFD仿真得到带冰模型在极端工况下所承受的气动载荷,利用有限元分析得到模拟冰型的破坏强度以及破坏形式;最后,通过静力试验验证仿真结果的有效性,继而验证3D打印夹芯复合材料模拟冰型设计方案的可行性。 相似文献
623.
外物损伤对不锈钢疲劳强度的影响 总被引:1,自引:2,他引:1
基于空气炮法,针对不锈钢平板试样开展了外物损伤(FOD)模拟试验,使用三维体式显微镜观测了损伤的宏观特征,并用扫描电子显微镜观测了损伤的微观特征,模拟外物损伤具有挤压变形、材料的剪切丢失、塑性变形等宏观特征和微小裂纹、塑性变形、微小缺口、片层结构等微观特征.采用步进法对FOD试样进行了高周疲劳试验,试验结果表明FOD使试样的疲劳强度相对未损伤试样下降超过14%,并且随损伤尺寸的增大,试样的疲劳强度基本呈降低的趋势.疲劳源区多为损伤处的微小缺口或微小裂纹,说明FOD为疲劳裂纹的萌生和扩展提供了有利条件. 相似文献
624.
在细观尺度下,基于逐渐损伤理论,建立了一种三维四向C/C复合材料高温强度预测模型。模型考虑了纤维束挤压后的截面形状、单胞的周期性以及纤维束和基体的脱黏等因素,引入考虑温度的三维Hashin失效准则进行单元的失效判定,预测了三维四向C/C复合材料室温和有防氧化保护700 ℃的拉伸强度。为了将模型发展到高温氧化环境,建立了考虑氧化速率的纤维束高温氧化环境力学性能退化模型,结合纤维束和单向板力学性能等价性原理,实现了无防氧化保护下三维四向C/C复合材料700 ℃拉伸强度的预测。研究了切边加工对三维四向复合材料强度的影响,建立了考虑切边宽度的切边三维四向复合材料强度预测模型,预测了有、无防氧化保护切边宽度为18 mm的三维四向C/C复合材料拉伸强度。结果表明:对非切边试验件在室温、有防氧化涂层700 ℃和无防氧化涂层700 ℃的预测误差分别为5.51%、7.20%和7.13%,拉伸过程的应力-应变曲线与试验结果吻合度较好;对切边试验件在室温和有防氧化涂层700 ℃的预测误差分别为0.88%和4.53%。多种类的算例表明预测模型合理、可靠。 相似文献
625.
针对表贴式永磁电机转子在高速高温状态下转子强度计算问题,提出了考虑磁钢分块结构的转子模型。基于厚壁圆筒理论推导了转子强度计算的解析解,分别计算出碳纤维护套及磁钢的切向应力和径向应力;基于有限元法分析了多种工况下的转子强度,在高速及高温工况下转子所受应力均会增加;对比解析分析结果表明,有限元法及解析法均能准确计算碳纤维护套应力,而磁钢却受到边缘效应的影响,磁钢边缘应力增大,解析分析难以进行精准计算;基于有限元法分析护套与磁钢过盈量,优化了转子结构,提出了过盈量的最优范围。 相似文献
626.
目前,国内外关于带有储油孔和螺旋导油槽的螺栓的强度问题的研究较少,为了获得该类防锈螺栓在工作受载时的应力、应变情况并研究其承载能力,提出一种关于该类防锈螺栓强度的折减计算方法,通过有限元软件Patran/Marc对其进行有限元建模与强度分析。结果表明:采用渐进失效与最大应力准则的结果相对没用采用渐进失效的结果减小较大,采用折减计算方法得出的结果与不采用折减计算得出的结果误差较小,验证了该防锈螺栓折减计算方法的可靠性,简化了该防锈螺栓在工程应用中的强度分析问题。 相似文献
627.
采用简单有效的方法对复杂的飞机结构进行损伤容限评定具有重要的意义,提出一种简单有效的应力强度因子获取方法,并结合损伤容限分析的一般流程,分析某机身框地板梁缘条含裂纹修补结构的疲劳寿命及使用寿命期内结构的剩余强度。根据机身框地板梁结构受载特点建立简化的分析模型,计算单位载荷时不同长度下裂纹尖端应力强度因子,再由结构边界载荷与应力强度因子的关系确定无量纲应力强度因子;根据损伤容限分析方法编制程序,计算结构在飞行载荷谱下从初始裂纹扩展到临界长度的寿命及各裂纹长度下结构的剩余强度,给出结构检查间隔。结果表明:结构修补后的疲劳寿命及剩余强度均满足损伤容限设计要求。本文给出的损伤容限分析过程及方法可应用于工程中类似结构的损伤容限评定。 相似文献
628.
为了改善传统短切纤维增强复合绝热材料横向性能较差、层间剪切强度较低、耐冲击性能不足的问题,制备了几种纤维织物增强三元乙丙橡胶(EPDM)复合绝热材料。研究了不同纤维表面改性方法对聚酰亚胺(PI)、芳纶(F-12)和碳纤维(CF)三种纤维织物与EPDM之间的界面粘接性能。将优选的纤维处理方法对三种纤维布进行表面改性处理,制备了纤维织物增强的EPDM复合材料。测试了其力学性能以及耐烧蚀性能。结果表明:三种绝热材料的拉伸强度均在30 MPa以上,耐烧蚀性能优异。在三种织物特定的编织结构条件下,PI/EPDM的线烧蚀率较小,碳层保留最为完整,综合性能最为优异,有望在高性能固体火箭发动机中获得应用。 相似文献
629.
通过PBO纤维复丝浸胶树脂配方研制与设计试样规格等方法,进行了PBO纤维复丝制备与可靠性研究。采用扫描电子显微镜(SEM)表征PBO表面形貌;利用X射线光电子能谱表征纤维表面与树脂配方化学特征;通过差示扫描量热法(DSC)对树脂配方进行固化动力学分析;利用动态热机械分析(DMA)对树脂配方热稳定性进行了表征;通过浇铸体力学性能分析树脂配方机械性能;通过PBO纤维复丝拉伸性能进行可靠性分析。结果表明:研制的FS-J树脂配方与PBO纤维匹配性高,浸润均匀,存储适用期长,端头补强牢固,制样周期短,复丝拉伸强度、弹性模量和延伸率数据平稳,波动性低,拉伸强度离散率3%,测试可靠性高,可保证高质量、高效率、高稳定性的进行PBO纤维力学性能评价。 相似文献
630.
提出一种以梁理论为基础,采用累积损伤理论,利用材料的拉逊-米勒曲线方程计算给定外载荷作用下的等效应力,然后再利用材料的蠕变曲线计算涡轮叶片蠕变变形的方法。使用该方法对航空发动机燃气涡轮工作叶片在经历5个工况后叶尖的蠕变伸长量的平均值进行计算,并与发动机持久试车结果进行对比。结果表明,该方法所得叶尖平均蠕变伸长量与试车后的叶尖最大残余变形的误差为14.0%,验证了该方法在一定精度范围内的有效性。 相似文献