復(fù)合材料蜂窩夾芯板力學(xué)性能及穩(wěn)定性研究.pdf

1、在當(dāng)今航空工業(yè)追求環(huán)保效率的總環(huán)境下，結(jié)構(gòu)減重作為永恒目標(biāo)一直沒有變。蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)基于其較高的比剛度比強度廣泛應(yīng)用于飛機的外部承力結(jié)構(gòu)及內(nèi)飾結(jié)構(gòu)中。結(jié)構(gòu)減重過程中給復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)帶來的不同面板鋪層、不同芯層高度配比而體現(xiàn)出來的力學(xué)性能及穩(wěn)定性表現(xiàn)往往值得關(guān)注；在遭受極端載荷下復(fù)材夾芯結(jié)構(gòu)的破壞模式往往難以預(yù)測，這些都是工程師們致力于解決的問題，夾芯結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能研究、針對蜂窩夾芯航空結(jié)構(gòu)件的穩(wěn)定性研究及極端載荷下破壞模式分析就顯得

2、至關(guān)重要。
　　本文以復(fù)合材料面板蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)為研究對象，對夾芯板的三點彎力學(xué)性能進(jìn)行試驗及仿真分析，并對復(fù)合材料蜂窩夾芯壁板剪切穩(wěn)定性進(jìn)行仿真及試驗研究。針對不同彎曲取向，不同面板厚度的短梁結(jié)構(gòu)蜂窩夾芯板進(jìn)行三點彎性能仿真及試驗研究，建立試驗件連續(xù)芯層非線性有限元模型，從破壞模式、極限載荷與總體承載響應(yīng)三個方面驗證了仿真模型有效性。獲得彎曲取向、面板厚度對蜂窩夾芯板三點彎極限載荷、失效模式、性能演變的影響規(guī)律，薄面板易發(fā)生蜂窩壓

3、塌繼而面板折斷的失效模式，厚面板蜂窩夾芯則是蜂窩剪切破壞。根據(jù)破壞模式篩選測得芯層等效剪切剛度及強度。推導(dǎo)出三點彎情況下面板與芯層剪力分配關(guān)系，結(jié)果表明，面板剪力分配系數(shù)隨芯層與面板的高厚降低而冪級數(shù)增長，當(dāng)高厚比大于10，面板剪力分配系數(shù)在5％以內(nèi)。針對不同面板鋪層、不同芯層高度對蜂窩夾芯壁板穩(wěn)定性影響，設(shè)計了一套滿足要求的加載裝置對蜂窩夾芯壁板剪切載荷作用下進(jìn)行仿真和試驗研究。分析不同面板鋪層、不同芯材厚度的蜂窩夾芯壁板分別在剪切作