复合材料尾翼前缘结构抗鸟撞仿真及试验验证研究

目的 依据适航条款25.631的要求,对飞机复材尾翼前缘结构抗鸟撞能力进行仿真分析及试验验证。方法 根据复材鸟撞仿真计算的需要,建立了获取复材动态力学性能参数的试验矩阵,开展了复材动态力学性能测试及本构模型参数标定。应用标定后的复材本构模型参数,对尾翼前缘结构的抗鸟撞能力进行了仿真分析,同时开展了试验验证。结果 试验结果与仿真结果良好的一致性,表明建立的鸟撞数值仿真模型能够较合理地预计尾翼前缘结构的损伤。结论 建立的试验证矩阵和经试验验证过的复材鸟撞仿真分析方法对飞机结构抗鸟撞设计具有一定的指导作用。     

某型飞机尾翼前缘不同构型抗鸟撞计算与试验分析

目的通过不同构型的抗鸟撞研究,找到满足25.631[1]条吸能最好的尾翼前缘构型。方法结合某型民机尾翼前缘结构设计,规划了3种构型6种方案进行优选,分析中,鸟体采用SPH光滑粒子,金属材料则考虑了不同应变率下的动态力学性能,对其进行了结构动力学鸟撞冲击仿真分析,并同选型研发试验的结果进行了对比。结果仿真与试验结果一致,吻合度较高,结合吸能情况,选择最佳的前缘布置方案。结论验证了仿真分析手段的合理可靠性,并且在构型优化过程中得到最佳设计方案。     

机翼前缘抗鸟撞设计中的结构选型研究

目的通过仿真及试验对比六种机翼前缘构型,为机翼前缘发图选型提供参考。方法以某型飞机机翼前缘结构选型设计为例,对其抗鸟撞性能进行分析。通过对比复材蒙皮蜂窝结构、复材蒙皮蜂窝加吸能板结构以及纯金属结构等不同结构形式的质量变化及抗鸟撞吸能特性,发现纯金属结构前缘抗鸟撞性能具有优势。结果试验数据与仿真计算结果谱型一致,试验曲线应变峰值为0.0108,仿真结果应变峰值为0.0103,两者相差仅5%。结论仿真计算有效,且符合预期要求。     

热塑性复合材料高速冲击时不同失效模式对比分析研究

目的准确地对热塑性复合材料前缘结构进行抗鸟撞冲击设计。方法首先基于刚度退化、材料塑性及应变率影响的复合材料本构关系,通过霍普金森拉-压杆测试得到热塑性复合材料的动力学性能参数。基于不同的失效模式,采用PAM-CRASH显式有限元法,针对运输类飞机热塑性复合材料机翼前缘结构在高速冲击时的破坏形式进行对比分析研究。结果热塑性复合材料较其他复合材料在临界拉伸损伤极限值和纵横向及屈服应力的率相关性上具有更好的性能。冲击分析时,失效应变应考虑材料破坏瞬间的强化效应。剪切应变取值为0.1左右时,前缘结构计算仿真失效的结果与试验结果一致性较高,应变误差仅为6.2%,破坏尺寸误差为4.9%。结论在复合材料失效参数较复杂的情况下,抗冲击设计可将拉伸、压缩、剪切及层间失效等多目标优化设计简化为等效剪切应变失效的单目标优化,此方法可推广应用于其他类型复合材料的抗冲击设计。     

多种损伤影响下正交层合板刚度退化研究

通过对纤维增强树脂基复合材料层合板的细观力学分析,建立了基体裂纹和纤维断裂2种损伤共存时正交层合板刚度退化模型.给出了纤维断裂损伤的计算方法,对正交层合板刚度退化过程进行了量化计算.结果表明,所建立的模型采用较少的几个参数即可描述层合板刚度退化过程,并与试验结果吻合较好.     

基于应力等效方法的层合板刚度退化估算模型

以细观力学的研究结果为基础,运用应力等效的方法,对疲劳载荷作用下非正交层合板基体裂纹损伤和纤维断裂损伤进行分析,计算相应铺层的损伤量,建立起疲劳载荷作用下层合板刚度退化估算模型。运用该模型对[0/±45]s玻璃环氧树脂基复合材料层合板刚度退化进行了预测,与试验结果吻合较好。     

基于Python的ABAQUS二次开发在复合材料层合板冲击建模中的应用

目的为了简化复合材料层合板冲击建模过程,节省模型处理时间,利用python语言进行ABAQUS二次开发。方法通过编写主控文本程序Damagemodel.py,图形界面编辑程序DamagemodelDB.py和衔接程序Damagemodel_plugin.py,实现系统建模界面定制,复合材料层合板和弹头的快速建模参数化,以及分析步和接触属性定义自动化。结果在快速建模完成的基础上,对冲击过程进行模拟。冲击过程中,层合板冲击面产生凹坑,背部凸起。仿真深度与实测深度误差为0.2 mm,损伤面积仿真结果与试验结果误差为4.2%。结论模拟结果与试验结果较为接近,表明快速建模可以为冲击模拟提供有效的支持。     

玻璃纤维-铝合金层合板氙灯老化性能研究

目的研究氙灯环境对玻璃纤维-铝合金层合板性能的影响。方法通过研究玻璃纤维-铝合金层合板在氙灯老化后的力学性能、基体红外光谱、铝合金表面形貌及元素变化,分析层合板的氙灯老化机理。结果随氙灯老化时间的延长,树脂基体老化降解程度越高,树脂与纤维、铝合金的界面强度下降,使材料拉伸及弯曲性能降低,拉伸强度受老化影响最为显著的是正交结构层合板,老化84 d后强度降低13.7%,正交结构0°方向层合板的弯曲强度受氙灯老化影响降低4.6%,其他试样的弯曲强度降幅均低于5%,氙灯老化后的铝合金层表面的微凹坑数量及尺寸无明显变化,但凹坑氧元素随老化周期延长略微增加。结论氙灯环境主要影响玻璃纤维-铝合金层合板中的复合材料层及各界面,树脂基体的降解导致力学性能的衰退,而对于铝合金的影响并不明显。     

民用飞机油箱口盖抗低能量发动机碎片冲击适航验证技术研究

目的 依据适航条款CCAR25.963-e-1的要求,对民用飞机油箱口盖抗低能量发动机碎片冲击能力的适航符合性进行研究。方法 根据适航验证工作需要,制定了飞机油箱口盖抗低能量发动机碎片冲击的适航符合性验证流程,明确了适航取证需要考虑的油箱口盖范围和撞击角度,建立了发动机碎片有限元模型,开展了油箱口盖抗发动机碎片冲击的仿真分析与试验室试验。结果 仿真结果与试验结果对比分析后,二者基本一致,仿真分析基本能预测试验结果。结论 该仿真分析方法可供飞机口盖抗碎片冲击设计使用,该油箱口盖抗低能量碎片冲击适航符合性验证流程可供相似飞机适航取证参考使用。     

碳纤维增强复合材料的中低应变率力学性能试验研究

目的研究碳纤维增强复合材料的中低应变率力学性能。方法利用电子万能试验机和高速液压伺服材料试验机对[(±45°)]4s和[(±45°)]8两种铺层碳纤维增强复合材料进行常温下准静态和中低应变率力学性能试验,得到不同应变率下的应力应变曲线和失效参数。结果在应变率6.7×10-4~500 s-1范围内,两种铺层材料均具有明显的应变率强化效应,材料失效应力随应变率的提高而增大。两种铺层材料均发生纤维断裂失效和局部的分层失效,但[(±45°)]4s铺层发生燕尾形失效,[(±45°)]8铺层发生剪切失效。结论获得了碳纤维增强复合材料在不同应变率下的力学性能参数,可为复合材料飞机结构的抗冲击设计和仿真分析提供准确的材料参数。     

Failure analysis of hydroforming of sandwich panels

Sandwich panels are commonly used in various applications to improve the stiffness-to-weight ratio of structure components. While producing flat sandwich panel is relatively straightforward, manufacturing of shaped sandwich components can be a challenging task. This paper presents the use of hydroforming technique in forming bi-layered and sandwich materials with an open-cell foam core. Hydraulic bulge experiments were conducted to form bi-layered and sandwich blanks into a dome shape. Various failure modes were observed from the experiments. Finite element simulations were conducted to understand the different failure mechanisms that could occur during the deformation process. The investigation can facilitate the selection of geometry and property of the constituents of the sandwich material for successful hydroforming.     

装甲防护衬层及相关材料研究进展

综述了装甲防护衬层的技术应用现状,从防辐射、抗弹、防破片等方面分析了相关防护机理,着重总结了玻璃纤维、芳纶纤维、超高分子量聚乙烯纤维(UHMWPE)、聚苯并双噁唑纤维(PBO)以及混杂纤维复合材料等的研究进展,最后指出了未来该领域的研究重点。     

温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响研究

目的 研究室温和低温下编织复合材料层合厚板的冲击性能。方法 通过开展低速冲击试验和冲击后的压缩试验,对冲击响应曲线、冲击损伤容貌、压缩失效模式和剩余压缩强度进行分析,探讨冲击时的环境温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响。结果 冲击后的编织复合材料层合厚板存在凹坑、分层、基体裂纹和纤维断裂等多种失效模式,压缩失效模式主要表现为横贯冲击损伤区域截断式破坏失效。结论 低温环境增强基体强度,降低了复合材料的冲击损伤程度,从而提高编织复合材料结构的剩余压缩强度。     

吸波结构聚氨酯泡沫基体材料耐老化性能评估试验设计

目的针对吸波结构的基体材料——一种软质聚氨酯泡沫耐老化性能的考核,设计一种环境适应性试验,确定施加的环境应力和产品老化性能的表征参数。方法通过吸波结构的聚氨酯泡沫材料的特征性能参数分析,根据产品应用要求和预试验结果,确定合适的老化性能的主要表征指标,通过多应力水平试验和方差分析,确定采用的主要加速老化环境应力。结果通过预试验与分析认为,吸波结构用聚氨酯泡沫材料耐老化性能可采用断裂伸长率来作表征,由于防水覆膜能很好地阻隔水汽对聚氨酯材料的影响,采用单温度应力便可以来考核其老化性能。结论针对具有防水覆膜的吸波结构用聚氨酯泡沫材料,采用单温度应力作用下的断裂伸长率变化可以对其耐老化性能进行有效评估。     

某型导弹尾翼弹簧贮存寿命评估

应力松弛是弹簧的主要失效形式之一,温度对其影响明显。利用温度加速试验方法,对某尾翼弹簧的贮存寿命进行了研究。设计并制造了弹簧的应力松弛试验装置,利用该装置对弹簧设计了4个试验温度点,并以弹簧应力损失率下降10％为失效指标,根据阿伦尼乌斯方程对弹簧进行了贮存寿命预测,评估了该弹簧在室温条件下的贮存寿命。     

某型导弹尾翼弹簧贮存寿命评估

应力松弛是弹簧的主要失效形式之一,温度对其影响明显。利用温度加速试验方法,对某尾翼弹簧的贮存寿命进行了研究。设计并制造了弹簧的应力松弛试验装置,利用该装置对弹簧设计了4个试验温度点,并以弹簧应力损失率下降10%为失效指标,根据阿伦尼乌斯方程对弹簧进行了贮存寿命预测,评估了该弹簧在室温条件下的贮存寿命。