摘要：建立贴补复合材料层合板的三维有限元模型,采用渐进失效分析方法分析了贴补结构在拉伸载荷下的失效模式和极限强度。计算结果与实验结果吻合良好,证明模型可以准确地预测贴补结构的极限强度。分析结构的渐进失效过程,根据结构失效时的主导因素将贴补结构的失效模式分为补片失效、胶层失效和混合失效。研究不同补片直径和厚度下贴补结构的失效模式,结合结构的失效模式,讨论贴补参数的变化对贴补结构极限强度的影响,为复合材料贴补时参数的选择提供了一些设计规律。

摘要：为进行飞机结构日历寿命体系评定,针对某型飞机机体结构内部腐蚀关键部位,对其加速腐蚀试验环境谱进行了研究。提出了适用于内部结构腐蚀关键部位的加速腐蚀试验环境谱,并进行了加速腐蚀试验,采用腐蚀程度对比法确定了加速腐蚀试验环境谱与实际飞机使用环境之间的当量关系,并已成功地将其应用到歼X型飞机机体结构的日历寿命评定中。

摘要：针对复合材料层合加筋结构的后屈曲问题,开发出自编Fortran程序,并嵌入Patran进行前后处理。采用该程序计算出线性屈曲模态,将其作为后屈曲非线性计算的初始挠度;采用增量迭代技术、弧长控制及能量收敛准则求解非线性方程;最后引入复合材料Tsai-Hill失效准则,对单元的损伤进行判断及刚度折减。采用复合材料加筋板的压缩试验对该系统进行初步验证。针对不同加载方式、选材及结构型式的机翼盒段,利用该系统进行后屈曲计算和分析,数值结果与试验数据吻合较好。

摘要：为了寻求更为简单、准确的临界裂纹尖端张开角(CTOAc)测量方法以推广CTOA准则的应用,本文对材料CTOAc的测量方法进行了研究。根据CTOA的性质及Gteborgs Kungliga Segel Sllskap(GKSS)提出的CTOAc估算方法导出了两种不同裂纹尖端张开位移(CTOD)定义之间的关系,并进一步得到一种基于准静态拉伸试验的CTOAc测量方法,该方法与GKSS提出的估算方法相等效但更加简单。为了验证准静态拉伸试验法的准确性,对7B04 M(T)试样进行了静态拉伸试验,并使用上述两种方法估算7B04的CTOAc,结果表明两种方法估算出的CTOAc仅相差1%。同时分别采用平面应变核模型、平面应力模型对试样进行了弹塑性有限元模拟,模拟结果与试验结果相吻合。

摘要：基于连续介质损伤力学和粘聚区模型建立了贴补复合材料层合板的渐进损伤分析模型,计算了拉伸载荷下修补结构的极限强度。数值仿真结果和实验结果吻合较好,验证了该模型的有效性。基于建立的模型研究了贴补复合材料层合板的损伤演化过程,并讨论了补片参数对修补结构拉伸性能的影响。研究结果表明:补片参数对贴补复合材料层合板的破坏模式与损伤演化过程有显著影响;不同破坏模式下,补片参数的改变对修补结构极限强度的影响效果不同。研究结果可为复合材料层合板的贴补设计提供部分理论参考。

摘要：随着飞行器结构中碳纤维增强树脂基复合材料用量的迅速增加,其应用范围从非主承力构件逐渐扩展到主承力构件,复合材料结构中的疲劳、低速冲击和高速撞击等动态力学问题已经引起了国内外研究者的广泛关注。本文综述了典型空天环境因素与碳纤维增强树脂基复合材料的交互作用,重点探讨了其在疲劳、低速冲击和高速撞击载荷作用下的行为,简述了环境损伤与动态载荷耦合对碳纤维增强树脂基复合材料动态力学性能的影响,以期为聚合物基复合材料在空天飞行器上的应用提供有益的参考。

摘要：为在飞机结构设计阶段进行钛合金焊接件的疲劳强度评估,采用军机DFR方法进行了TC4-DT钛合金电子束横焊缝试件的疲劳分析,并对其进行了试验验证。首先,进行了TC4-DT钛合金电子束横焊缝试件的DFR基准值测试,得到DFR基准值为470MPa;其次,为了验证军机DFR方法分析结果的可靠性,进行了TC4-DT钛合金电子束横焊缝试件在随机谱下的成组疲劳试验,采用断口判读技术确定裂纹萌生寿命,得到了随机谱下的试验中值寿命;最后,利用测得的DFR基准值,采用军机DFR方法评估得到随机谱下成组试验的试验件中值寿命以及对应试验中值寿命的应力水平。对比分析结果表明:分析寿命比试验寿命低10%,分析的应力水平比试验应力水平低3%。此结果表明军机DFR方法略偏保守,与DFR方法计算结果偏保守的特征一致,也验证了军机DFR方法在TC4-DT钛合金电子束焊接件上应用的可行性。

摘要：针对飞机结构上常见的处于多轴应力应变(比例多轴)状态下的典型结构,采用3种多轴疲劳寿命分析模型,对该结构的疲劳危险部位进行疲劳寿命分析,并与单轴寿命分析方法的分析结果、疲劳试验结果进行了对比分析。首先对该结构进行细节有限元计算,确定结构的应力分布与应力水平,当载荷施加到88%的最大一级的峰值载荷时,疲劳危险部位的孔边即出现显著的塑性应变,因此,选用低周疲劳(LCF)寿命预测模型进行分析。选取的3种分析模型均是基于临界面的分析模型,分别是Wang-Shang模型、Smith-Watson-Topper(SWT)模型以及Morrow-Brown-Miller模型。为验证分析模型工程适用性,开展了该结构的多轴疲劳试验。与试验结果相比,3种分析模型的预测结果均偏大,其中Wang-Shang模型的预测结果最接近试验值,适用于本文这类结构;SWT模型和Morrow-Brown-Miller模型的预测结果误差相对较大。对于处于多轴载荷状态下的结构,应按照多轴疲劳寿命分析方法进行寿命预测,单轴疲劳寿命分析方法将给出过于危险的评定结果。

摘要：为了研究2205孤岛工作面的矿压显现特征,依据该孤岛工作面的矿山压力显现规律,结合数值模拟分析,进行了工作面矿压实测,包括顶板压力检测、工作面超前压力监测、工作面侧向支承压力压力实测,在理论分析现场实测研究的基础上,提出了支护方案设计,以适应该孤岛工作面来压强度大、超前支承压力剧烈影响范围大等的特征。

摘要：针对具有典型铺设角[0/45/-45/90]的开孔碳纤维层合板,采用三维有限元数值模拟方法,分析了在单向拉伸载荷作用下孔边附近的层间应力,讨论了界面层参数对层间应力的影响,详细给出了典型铺设角之间层间应力的分布规律和最大层间应力产生的位置。结果表明:对于相同铺设角的界面层,沿厚度方向的位置影响层间应力的大小,但不影响分布趋势;而铺层顺序(如[角度1/角度2]或[角度2/角度1])对层间应力的大小和分布趋势影响则较小。最大层间正应力产生于[-45/90]的界面层,位于与拉伸方向成90°的位置,是外加拉伸应力的51%;最大层间剪应力产生于[-45/0]的界面层,最大层间环向剪应力位于与拉伸方向成74°的位置,是外加拉伸应力的64%;而最大层间径向剪应力位于与拉伸方向成66°的位置,是外加拉伸应力的25%。