摘要：铆钉/螺栓连接是飞机结构中最常用的机械连接方式,其结构的破坏往往也发生在紧固件及附近结构,其中以剪切失效最为常见。本文采用三维模型非线性有限元分析得到紧固件的非线性刚度,将其引入到实际结构分析所采用的壳单元结合fastener单元的模型中,计算所得的钉载与三维细节模型一致。此外,将三维模型的建模、计算和钉刚度提取过程进行了参数化的自动编程处理,解决了工程计算中大批量紧固件刚度计算的效率问题。最后,将整套数值分析法应用到实际飞机结构破坏试验的数值仿真中,对复杂的渐进损伤过程进行了研究,数值计算与试验结果基本吻合,表明该方法对复杂飞机结构破坏机理的分析具有重要的工程参考价值。

摘要：Hashin准则在复合材料渐进损伤分析中得到广泛应用,它的原始形式用应力表达,而在渐进损伤实际计算中用到了应变形式。推导了这两种形式下渐进损伤计算中需要的复合材料非线性本构关系及对应的切线刚度矩阵,对比分析了它们之间的不等价性。将这两种Hashin准则形式与不同损伤演化模型相结合,应用于开孔板的渐进损伤数值模拟,并与试验数据相对比。将Linde损伤演化模型分别与Hashin准则变形式和应力形式组合,前者的计算结果与试验值符合更好;将Sleight损伤演化模型与Hashin准则应力形式相结合,选取不同的衰减控制参数进行数值模拟,控制参数取0.8时比取其他值与试验结果符合更好。理论推导和数值模拟结果对复合材料渐进损伤实际应用中合理选取损伤准则形式和损伤演化模型有指导意义。

摘要：本工作建立了机织复合材料渐进损伤可视化模型。该模型通过建立一种多积分点单元,将一定数量的积分点均匀地分布在机织复合材料单胞单元上,并通过区域划分子程序模块对这些积分点的属性进行划分,其中的任意一个积分点都能表征其对应位置厚度方向上的所有几何及材料特征,并利用这些积分点计算、记录、显示机织复合材料不同区域的应力状态、应变状态以及材料的失效状态,获得机织复合材料中各组分的失效顺序及失效模式。同时,复合材料渐进损伤可视化模型建立了ASCII存取方法,利用这一存取方法可对单元上所有积分点的失效状态进行存取,极大降低了模型对计算机存储能力的要求,提高了计算效率。

摘要：通过开展某大极孔比固体火箭发动机复合材料壳体结构设计及水压试验研究,探究了其在内压载荷作用下的力学行为。采用CADWind进行缠绕线型规划及铺层设计,实现壳体的高保真有限元建模,根据复合材料渐进损伤原理(特性)分析了壳体承压性能,揭示了壳体大极孔端的失效机理,并通过水压爆破试验验证计算模型的准确性。结果表明,通过CADWind进行线型、铺层设计能有效支撑大极孔比壳体缠绕成型,壳体的铺层厚度、角度输出数据与实物更加吻合,可进一步提高有限元建模精度;其次,基于Hashin失效判据的渐进损伤失效分析方法实现了壳体的破坏位置、失效模式以及爆破压强的准确预测;最终,壳体计算爆破压强20.3 MPa,试验爆压19.5 MPa,计算误差4.6%,筒段应变计算结果与实测值基本吻合。

摘要：利用大型有限元软件ANSYS的参数化设计语言(APDL)建立了纤维缠绕复合材料压力容器的有限元模型,该模型真实地反应了复合材料压力容器封头处纤维缠绕层的厚度以及纤维缠绕角度沿子午线不断变化的情况,即充分体现该压力容器结构的真实性。针对建立的有限元模型,对复合材料压力容器在一定内压下的应变进行了分析,将分析的结果与试验结果比较,验证该模型的准确性。在此基础上进行了复合材料压力容器的渐进损伤分析,获得了复合材料压力容器在外载荷逐渐增加的情况下,复合材料缠绕层逐层失效破坏的详细信息,为复合材料压力容器的设计提供一定的依据。

摘要：通过试验和数值分析相结合的方式,探究含孔复合材料层合板拉伸损伤对其剩余压缩强度和失效模式的影响。试验方面,首先,通过开孔复合材料层合板拉伸试验引入两种程度的拉伸损伤,使用热揭层方法表征和量化其拉伸损伤程度。随后,开展含拉伸损伤的开孔复合材料层合板压缩试验,记录其载荷-位移曲线,并通过数字图像相关法(DIC)、应变片、微距相机等手段观察其变形和损伤演化特征。数值分析方面,构建基于LaRC失效准则的渐进损伤失效模型描述层内损伤演化,使用内聚力单元方法刻画复合材料层间分层损伤,基于此模型探究了开孔复合材料层合板损伤扩展规律。试验结果表明:拉伸载荷引起的孔边复合材料损伤以基体裂纹和分层损伤为主,在加载方向和纤维朝向夹角较小的层间,分层损伤程度更大。拉伸损伤会进一步加剧孔周应变集中,使孔邻域应变呈非对称,导致结构局部屈曲更早地发生,进而诱发结构整体破坏,相对于不含拉伸损伤开孔板,含拉伸损伤开孔板可使结构压缩承载能力下降25.8%。构建的数值计算模型可以准确预测拉伸载荷下孔周剪切应力引起的分层损伤和压缩阶段应变域场演化特征,也可揭示含不同程度拉伸损伤的开孔板压缩损伤扩展模式差异及探究纤维弯折失效、基体损伤和层间分层对结构承载能力的影响规律,为复合材料开孔板在变载荷作用下结构设计与剩余强度的确定提供支撑。

摘要：由NASA和波音公司共同提出的拉挤杆缝合高效一体化结构(PRSEUS),由于具有优异的抗压稳定性和止损/止裂等承载优势,已成为解决翼身融合布局民机非圆截面机身结构承载效率低和稳定性差等问题的主要途径。本文针对典型PRSEUS受压壁板结构,开展了线性/非线性屈曲及渐进损伤分析;提出了综合考虑蒙皮、止裂带、长桁翻边、隔框翻边等一体化缝合元件贯穿支撑构型几何关系和偏置参考面的建模方法,提高了PRSEUS受压壁板有限元模型的精度;提出了综合考虑屈曲特征值、非线性屈曲载荷等多影响因素的网格收敛性分析方法,提高了PRSEUS受压壁板屈曲分析的计算效率;提出了最小屈曲特征值、几何节点偏移以及最小屈曲特征值-几何节点偏移组合式等3种初始缺陷引入方法,提高了PRSEUS受压壁板损伤分析的计算精度;完成了基于纤维与基体损伤本构关系的典型PRSEUS受压壁板非线性屈曲损伤分析,通过与试验结果对比,给出了针对PRSEUS结构的非线性屈曲渐进损伤演化分析方法。为翼身融合布局民机PRSEUS结构的稳定性/损伤分析和设计提供了方法和技术支撑。

摘要：基于渐进损伤理论和Hashin失效准则,建立轨道炮身管纤维缠绕复合外壳的三维渐进损伤模型,采用有限元法分析和预测其损伤的起始和演变发展。借鉴纤维缠绕压力容器的设计理论,计算了等环向应力缠绕的预应力,分析了缠绕预应力对复合外壳渐进损伤的影响。仿真结果表明:复合外壳渐进损伤过程中,基体开裂、分层等多种损伤模式相继出现,其中基体开裂和拉伸引起的分层是复合外壳稳态失效过程中的主要损伤模式;缠绕预应力对复合外壳的某些损伤模式在一定程度上起到了抑制作用,但是加剧了复合外壳整体的损伤。该缠绕方式仅在加载初始电磁压力时,对内膛的刚度和密封性能的改善起到一定作用。

摘要：建立了考虑脱粘的复合材料整体加筋板渐进损伤有限元分析模型。该模型采用界面单元模拟筋条与壁板之间的连接界面,连接界面和复合材料层板分别采用Quads准则和Hashin准则作为失效判据,基于ABAQUS软件,建立了含连续损伤状态变量的材料刚度退化方案。基于该模型,采用非线性有限元方法研究了压缩载荷下复合材料整体加筋壁板在考虑初始几何缺陷时的破坏过程,分析了结构相应失效模式的细观损伤机制;详细讨论了轴向刚度比对结构承载能力及破坏模式的影响。结果表明:考虑脱粘损伤的有限元模型能有效模拟加筋板的破坏过程;在加筋板铺层设计合理的情况下,增加筋条与壁板刚度比能有效提高加筋板截面单位面积的承载能力。

摘要：为研究碳纤维增强树脂基复合材料开孔层板在压缩加载过程中的损伤起始、演化方式和损伤特点,采用微距拍摄、逐级加载超声C扫描、X光扫描和扫描电子显微镜观测4种观测手段对国产CCF300/5228A[45/0/-45/90]4s、[452/02/-452/902]2s、[454/04/-454/904]s3种铺层方式的开孔层板进行了压缩试验研究。对压缩载荷作用下开孔层板的损伤起始和损伤演化进行了观察和对比。对试验中观测到的纤维微屈曲、纤维挤出、孔边开裂和分层扩展等现象之间的关系进行了分析和说明。试验结果表明:压缩载荷下45°和90°铺层相邻位置为层板易分层位置,含45°和90°铺层相邻位置的开孔层板渐进损伤过程较为明显:开孔层板在压缩载荷下较早出现损伤,损伤的起始和演化缓解了孔边应力集中,促使压缩应变能在孔边逐步释放,推迟开孔层板压缩破坏的发生,提高层板压缩承载能力。研究结果可为材料结构损伤容限设计提供依据。