摘要：航空工业发展,尤其新一代大型民用飞机的研制,带动并促进了复合材料技术的飞速发展。先进复合材料在新一代大型民用飞机上的成功应用,为未来民用飞机的发展确立了新的标准和市场准入门槛。欧美先后制订并实施了一系列航空复合材料研究计划促进复合材料技术的发展,并取得成功。国内复合材料技术经过多年发展虽然有一定基础,但在原材料开发、产品设计、制造及质量监控、技术转化等许多方面与国外相比还存在较大差距。在国家确立大型飞机重大研究专项的背景下,为满足我国大型客机研制的需要,大力促进我国复合技术水平快速提升,我们要从发展策略、组织管理、技术研究和产业发展等方面开展工作,实现我国复合材料技术的跨越式发展。

摘要：　发展了一种复合材料胶接管接头在拉伸和扭转载荷作用下胶层内应力分析模型。该模型利用管接头结构中缠绕法成形的管和套管材料、几何形状和所承受载荷的轴对称性,采用一阶层合板理论分析管壁的应力和变形。通过管接头中管、套管和它们之间胶层的位移协调性确定胶层内的应变和应力,从而建立了管接头结构的平衡方程。本模型计算了缠绕角为54°和26°管接头胶层内剥离应力、轴向剪切应力和切向剪切应力,计算结果与有限元分析结果相吻合。

摘要：对增加了表面防护层的国产碳纤维/增韧环氧树脂CCF300/5228A层板的低速冲击及冲击后压缩性能进行了试验研究。通过落锤式低速冲击试验,得到了各组层板的冲击接触力历程、凹坑深度和内部分层面积等特征,而冲击后压缩试验结果可用来对各组层板的损伤容限性能进行评估。结果表明,同裸板相比,加了表面防护层的层板其分层起始载荷变化不大,但形成同样的1.0mm凹坑所需的冲击能量增大了24%～46%。而对于内部分层,在一定的冲击能量范围下,加表面防护层的层板的C扫分层面积比裸板减小了20%～50%,而在同样凹坑深度的情况下,层板在加了表面防护层之后分层面积变化不大。冲击后压缩性能与内部分层情况具有较大的关联性,同样冲击能量下分层面积较小的各组带表面防护层板,其冲击后压缩强度和破坏应变相对于裸板的提高在15%～50%之间,而在凹坑深度相同的情况下,二者的冲击后压缩强度和破坏应变相差不大。

摘要：从试验及有限元2个方面对复合材料蜂窝夹芯挖补修理结构的弯曲性能进行研究。通过3点弯曲试验对无损及修理件弯曲性能进行测试,试验结果表明,蜂窝夹芯结构破坏模式为典型的蜂窝剪切破坏,修理件相比于无损件弯曲强度恢复率为110%,修理后结构弯曲刚度也略高于无损件;基于试验结果建立三维有限元模型对蜂窝夹芯修理结构的弯曲性能进行研究,通过用户自定义子程序VUSDFLD编写Hashin失效准则、基于应力的Besant失效准则,实现复合材料面板及蜂窝芯子2种材料的损伤起始及演化。数值模型得到的破坏模式、破坏载荷及弯曲刚度均与试验结果吻合得较好;改变有限元模型参数,研究损伤直径及补片厚度对修理后弯曲性能影响,结果表明,随着损伤直径从30~70 mm逐渐增加,修理件强度先增加后减小,并在损伤直径为50 mm时取得最大值,此外,补片厚度为1~2.5 mm时弯曲强度恢复率高于100%;本文为复合材料蜂窝夹芯结构的修理设计提供了可靠的数值模拟方法。

摘要：基于ABAQUS软件平台建立穿透挖补修理后混杂铺层层板有限元模型,对修理后层板的拉伸强度和破坏模式进行预测.为验证模型的有效性,对无损伤板和修理后层板进行了试验研究,模型计算结果和试验吻合良好.使用计算模型对修理后结构进行参数研究,比较不同挖补斜度、胶层韧性、胶层厚度、损伤尺寸及附加修理层等设计参数对修理后结构拉伸强度的影响,得到的结果可以为含穿透损伤混杂铺层层板修理设计提供理论指导.

摘要：本文提出了一种处理钉孔挤压强化或干涉配合强化后元件疲劳寿命的可靠性分析方法．在假设挤压压（干涉量）服从正态分布，以及具有确定强化参数的元件的对数疲劳寿命服从正态分布或疲劳寿命服从威布尔分布的条件下，分别给出了考虑强化参数及其公差影响的强化后元件疲劳寿命的分布函数．从而，可以由几组不同挤压量（干涉量）的元件疲劳寿命推算出元件在任意挤压量（干涉量）及公差要求情况下，其疲劳寿命提高到某一给定值的概率．这种方法具有一定的工程实用价值．

摘要：为确定脱粘缺陷尺寸对轴压载荷下复合材料单加筋板屈曲和后屈曲特性的影响,对4组含不同尺寸脱粘缺陷的工型加筋板进行了试验和数值模拟研究。试验中通过应变测量和超声C扫描等技术手段对试验件的屈曲及后屈曲过程中的变形和缺陷扩展情况进行了监测。基于ABAQUS软件建立了有限元分析(FEA)模型,采用LaRC03准则对复合材料层内损伤进行判定,采用胶层单元对界面脱粘损伤进行模拟,以几何扰动的形式引入失稳波形,利用FEA模型对试验件的屈曲和后屈曲过程进行了模拟。模拟结果与试验结果吻合较好,根据研究结果对试验件的失效过程和脱粘缺陷扩展机理进行了分析与探讨。研究表明,预制脱粘缺陷尺寸大小对试验件屈曲和后屈曲特性影响较大,对最终破坏模式影响不大。脱粘尺寸的增大会导致试验件承载能力的大幅降低,在复合材料加筋结构损伤容限设计中需要着重考虑。

摘要：某些结构类型的复合材料加筋板,由于一阶和二阶屈曲载荷十分接近,在压缩失稳时,相同的试验件会出现不同的失稳模态,并表现出明显不同的后屈曲承载能力.就此问题,进行了试验和数值模拟研究.轴压试验中,通过影像云纹法和超声C扫技术监测试验件的失稳模态及缺陷扩展情况,以确定不同失稳模态对相同试验件后屈曲承载能力的影响.基于ABAQUS软件建立有限元模型,采用虚拟裂纹闭合技术(VCCT,Virtual Crack Closure Technology)模拟含预置脱胶缺陷的筋条-蒙皮界面,将失稳波形以几何扰动的形式引入后屈曲分析.通过分析缺陷前缘应变能释放率,研究两种模态下缺陷扩展特性.计算结果与试验结果相吻合,研究表明两种模态下缺陷的扩展特性明显不同,导致该型加筋板在3个半波失稳模态下的后屈曲承载能力明显高于2个半波模态下的后屈曲承载能力.

摘要：飞机服役中会遭受外来物冲击威胁,对机身蒙皮造成冲击损伤。分别对国内南北方两航空公司的飞机维修记录进行了调研,得到了金属蒙皮飞机飞行过程中的冲击损伤分布规律;基于ABAQUS软件建立有限元模型,采用不含损伤的Johnson-Cook本构模型,研究铝板的低速冲击响应特性,设计并实施铝板低速冲击试验,对模型可用性进行了验证;得到了凹坑深度逆向推导冲击能量的计算公式,将损伤凹坑深度数据转化为冲击能量,并估算在一定概率水平下,金属蒙皮飞机可能遇到的最大冲击能量。结果显示,冲击能量较小时,铝板凹坑深度与冲击能量近似为线性关系;在指定的概率水平下,机翼、机身、翼身整体的最大冲击能量分别为21.3 J,25.5 J,33.8 J。

摘要：利用固化动力学模型对20mm厚度和3mm厚度的ZT7H/5429碳纤维复合材料层合板进行了固化模拟,在固化过程中,20mm厚度平板出现了温度峰值,中心温度与表面温度差不超过6℃,3mm平板温度分布均匀,温度历程与热压罐工艺温度基本一致。利用简化的温度场和等效热膨胀系数对60°和90°拐角的V型基准试件进行了固化变形模拟,并进行了V型基准试件的固化试验。60°和90°拐角试件的固化回弹角的模拟值分别为1.58°和1.18°,试验测得的回弹角的平均值分别为1.59°和1.11°。对V型复合材料蒙皮构件进行了固化变形模拟,并得到了补偿过的工装型面,在该工装上成型的试件与设计形状基本一致。