大型復(fù)雜復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的承載能力研究.pdf

1、纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料具有比強(qiáng)度高、比剛度大、材料各向異性、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域中。在部件級(jí)復(fù)合材料構(gòu)件的承載能力評(píng)估中，因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)的尺度大、連接成型的復(fù)雜性，導(dǎo)致其失效模式具有多樣性，某些局部失效行為會(huì)誘發(fā)整體結(jié)構(gòu)的早期失效，即造成結(jié)構(gòu)失效的主控因素的具有不確定性，承載能力的數(shù)值預(yù)測(cè)的結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的誤差很難控制在15％以內(nèi)。同時(shí)在大型復(fù)合材料的部件設(shè)計(jì)流程中逐漸減少結(jié)構(gòu)分析對(duì)試驗(yàn)的依賴已是一種行業(yè)趨勢(shì)，因此需要進(jìn)

2、一步改善大型復(fù)雜復(fù)合材料構(gòu)件承載能力的數(shù)值預(yù)測(cè)方法。
　　本文根據(jù)大量實(shí)驗(yàn)得到的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的破壞行為，著眼于有限元數(shù)值分析，采取整體等效簡(jiǎn)化與局部精細(xì)分析的相結(jié)合的思想，提出基于“模型群”的層次化分析策略，進(jìn)而提出一種高精度大型復(fù)雜復(fù)合材料結(jié)構(gòu)承載能力預(yù)測(cè)的數(shù)值計(jì)算方法。“模型群”分析首先通過整體等效模型的初步計(jì)算獲取載荷傳遞和分配規(guī)律、基本強(qiáng)度和剛度信息，提供子模型的應(yīng)力和位移邊界。然后分別建立層合板失效模型、界面失效相關(guān)模型

3、等精細(xì)子模型，分別對(duì)各子模型的邊界施加由整體分析得到的相應(yīng)的力或位移，通過比較各子模型的破壞單元數(shù)量、破壞速率以及破壞時(shí)間評(píng)估得到各個(gè)局部的主要失效模式及可能誘發(fā)整體失效的主控因素，最終建立一個(gè)只重點(diǎn)考慮失效主控因素而忽略次要因素的標(biāo)準(zhǔn)化模型。
　　利用復(fù)合材料層合板試驗(yàn)、復(fù)合材料薄壁加筋板試驗(yàn)的結(jié)果分別修正次級(jí)精細(xì)分析模型，從而控制各子模型的有效性和計(jì)算精度。采取“模型群”分析策略，對(duì)飛機(jī)尾翼盒段結(jié)構(gòu)進(jìn)行了整體—局部分析，研究了

4、結(jié)構(gòu)在彎曲載荷下各關(guān)鍵局部細(xì)節(jié)的破壞特點(diǎn)，探討了結(jié)構(gòu)失效的主控因素，并分析了結(jié)構(gòu)的彎曲承載能力。在“模型群”分析的基礎(chǔ)上，利用正交實(shí)驗(yàn)法研究了尾翼盒段關(guān)鍵承載區(qū)域?qū)Σ煌謱尤毕莸拿舾行?。研究表明，在分層缺陷的預(yù)埋深度、大小和面內(nèi)位置等因素中，尾翼盒段梁腹板結(jié)構(gòu)對(duì)缺陷的深度較為敏感，損傷影響因子隨缺陷半徑增大而增大，在靠近梁腹板對(duì)稱軸的區(qū)域內(nèi)，分層擴(kuò)展對(duì)缺陷位置更為敏感。
　　本項(xiàng)研究得到國(guó)家重點(diǎn)基礎(chǔ)研究發(fā)展計(jì)劃(973)(No.2