基于ABAQUS的复合材料低速冲击损伤分析

目的分析不同冲击能量对复合材料层合板的损伤情况,验证有限元模型的合理性和有效性。方法以CCF300/10128H型碳纤维树脂基复合材料层合板为研究对象,采用落锤冲击试验机对层合板进行冲击实验,然后对冲击后的试验件进行超声C扫描。建立有限元模型,运用ABAQUS软件对冲击过程进行模拟。结果有限元模拟结果与实验结果吻合良好。结论复合材料层合板内部损伤随着冲击能量的增大而快速变大。出现穿透损伤以后,损伤趋于平缓,有限元模型能够较好地预测复合材料低速冲击损伤。     

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.     

芳纶纤维对飞机尾翼结构抗鸟撞性能影响研究

目的研究飞机尾翼结构采用芳纶纤维复合材料的抗鸟撞性能。方法根据芳纶纤维夹芯和芳纶纤维层合板两种飞机尾翼前缘构型,分别建立有限元模型进行仿真计算,分析两种构型鸟撞后的损伤和变形,并对两种构型进行抗鸟撞性能研究试验。结果芳纶夹芯前缘构型前缘凹陷,前梁没有破裂;芳纶层合板前缘构型前缘破裂,前梁有破损。试验结果与仿真分析结果高度吻合。结论芳纶夹芯前缘构型比芳纶层合板前缘构型具有更好的抗鸟撞性能。芳纶纤维层合板构型会造成前缘蒙皮变形过大,前梁腹板破损,导致飞机鸟撞后维修成本较高。     

典型复合材料加筋壁板落锤/冰雹冲击损伤仿真分析研究

目的研究复合材料层压板落锤和冰雹离散源冲击损伤特性。方法对于落锤和冰雹,分别以刚体模型和弹塑性模型,构建本构模型。对于加筋板,基于Cohesive内聚力界面单元的B-K失效准则,对复合材料层间分层破坏进行数值模拟。通过对多材质冲头、不同冲击能量、不同冲击角度下其响应及损伤扩展特性开展研究,并对比复合材料层压板落锤冲击及冰雹离散源冲击试验数据,对数值计算方法进行对比验证。结果在机体相同部位的落锤、冰雹能量截止值冲击下,落锤低速冲击的损伤响应要大于冰雹离散源冲击。同时,冰雹冲击能量越大,冲击角度越接近于90°,其损伤响应也越大。结论落锤和冰雹离散源冲击仿真方法在损伤响应及扩展的预测与试验结果接近,可以为复合材料冲击损伤引入及抗冲击性能研究提供基础。     

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。     

湿热环境对CCF300复合材料层合板的载荷放大系数影响

目的研究湿热环境对CCF300复合材料层合板载荷放大系数的影响。方法以铺层方式为[45°/0°/-45°/90°/0°2/45°/0°-45°/0°]2s的CCF300/5228A复合材料层合板为研究对象,对其进行恒定环境与常幅疲劳载荷的非共同作用实验,采用改进的联合威布尔分布分析复合材料的疲劳寿命分散性,并运用MATLAB软件编写程序,分别计算得到其部件的载荷放大系数。结果在研究范围内,随着试验环境中温湿度的增加,复合材料的形状参数单调递减,而载荷放大系数单调递增。结论载荷放大效果并不明显,不能很好地加速该复合材料层合板的疲劳寿命试验,说明湿热环境导致复合材料力学性能下降,但反映到载荷放大系数的影响不大。     

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。     

雷电流A分量冲击长输管道影响研究

为更好地了解雷击管道的危害,应用中国石化开发的多分量实际雷电流模拟试验系统对管道进行雷电流A分量冲击试验.从仿真模拟和冲击试验两个方面考虑高幅值雷电流A分量直击于长输管道的极端情况,利用CDEGS软件进行建模仿真,并在实验室内应用多分量实际雷电流模拟试验系统对管材进行A分量冲击试验.仿真结果显示40 kA的雷电流A分量在管道直击点附近产生的冲击电压已超过管道冲击电压耐受峰值109 kV,冲击试验结果显示40 kA的雷电流A分量足以破坏金属管道的3PE保护层.可见高幅值的雷电流可破坏埋地长输管道的防腐保护层,导致金属管道失去保护,加速腐蚀,产生泄漏风险.     

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。     

纤维增强复合材料低速冲击损伤模型的建立及验证

目的分析纤维增强复合材料在低速冲击下的损伤机理,更好地对材料的冲击损伤进行预测。方法建立包含界面相的细观力学模型,在此基础上结合冲击对复合材料的影响,建立单层板的宏观冲击模型。最后通过试验和有限元模拟对模型进行验证。结果有限元模拟得到的结果与实验得到的结果吻合得很好。结论从细观力学层面出发建立的冲击模型能够很好地预测纤维增强复合材料的冲击损伤。     

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。     

飞机用铝合金-CFRP搭接结构的电偶腐蚀预测研究

目的通过有限元仿真,预测飞机复合材料-铝合金搭接试件可能产生的腐蚀部位和腐蚀深度。方法采用动电位极化的方法,测得温度为40℃的5%NaCl溶液中铝合金和复合材料两种材料的极化曲线。以极化曲线及其拟合的电化学动力学参数作为边界条件,建立电偶腐蚀仿真模型。通过模型计算,分别得到两种材料的腐蚀预测结果,将其结果与实验室腐蚀试验结果进行对比。结果电偶试件模型预测得到的电偶电位值与实验测量得到的电偶电位值对比误差为4.2%。搭接试件的腐蚀部位为偶接处3 mm内,其腐蚀分布与搭接件电偶腐蚀模型预测的电位分布规律基本一致,腐蚀深度的预测值和腐蚀实验的实测值对比误差为12.5%。结论该研究的仿真预测结果与试验结果在一定程度上具有一致性,证明了仿真模型的正确性。     

全复合材料翼面振动主动控制技术研究

目的减小复合材料结构振动响应。方法以全复合材料翼面为研究对象,结合该翼面结构有限元模型,建立带有压电作动器的结构动力学仿真模型。利用PID(Proportional,Integral and Differential)控制理论设计主动控制律,基于Simulink仿真平台设计控制律程序,通过控制律变参分析得出PID控制各参数的设计规律,基于仿真模型进行主动控制仿真试验。以仿真试验结果为基础,在复合材料翼面上进行振动主动控制地面试验。结果有效地控制了复合材料翼面振动响应,振动响应减小了79.74%,验证了模型和控制律设计的有效性。结论以压电作动器作为控制作动器,通过PID控制理论设计控制律,能够有效控制全复合材料翼面振动,使振动减小。     

直升机尾部结构疲劳及缺陷容限试验装置研制及应用

目的 获得尾部结构的疲劳寿命和检查周期,满足民用直升机适航验证要求,保证飞机的飞行安全,开展复合材料尾部结构疲劳及缺陷容限试验技术研究。方法 介绍了尾部结构疲劳及缺陷容限试验专用试验台、气动冲击设备、柔性自动特征扫描成像无损检测系统等的设计及研制,采用研制的成套试验装置,实现尾部结构试验件连接约束和载荷边界的全面真实模拟、复杂载荷谱的精确控制、冲击损伤缺陷预制及缺陷自动识别与检测。结果 经试验验证,载荷误差小于2%,冲击能量误差小于2%,缺陷检测误差小于1 mm,各项指标都满足项目研究目标和技术指标要求。结论 研究成果在民用直升机研制中得到了成功应用,可为后续其他直升机尾部结构疲劳及缺陷容限疲劳试验提供良好的借鉴,具有重要的工程应用价值。     

基于温度循环失效机理的铝制金属密封圈疲劳寿命仿真

目的解决真空法兰密封中的金属密封圈寿命难以预测的问题。方法基于金属密封圈的失效机理,提出一种疲劳仿真方法,对金属密封圈的使用寿命进行有效预测。通过有限元仿真方法对金属密封圈安装过程及其使用过程进行仿真模拟,得到金属密封圈使用过程的应力分布,然后结合Conffin-Manson疲劳模型,对金属密封圈的使用寿命进行疲劳仿真,最后设计加速寿命试验,对其仿真结果进行验证。结果疲劳仿真所得的金属密封圈使用疲劳寿命为26915次温度循环,加速寿命试验结果为28401次温度循环,仿真误差为5.23%。结论构建的安装过程和疲劳仿真模型与实际相符。     

基于改进FWA-NN的污水处理过程溶解氧浓度预测

为实现对污水处理过程溶解氧质量浓度的实时准确预测,提出了一种改进的混沌烟花混合优化算法并构建了基于改进算法的神经网络在线软测量模型.结合污水处理过程的数据特征,定义了一项新的样本相似度衡量指标用于提取更具代表性的建模数据.在改进算法中,为提高基本烟花算法初始成员的质量,定义了一种改进的两级正弦混沌映射并利用混沌运动的遍历性精选烟花算法的初始群成员;通过融合混沌算法改进了基本烟花算法的搜索机制,基于设定准则将寻优过程分为两阶段并采用两分群同时进行.测试结果表明改进算法的收敛速度和收敛精度有较大程度提高.将改进的软测量建模方法和样本数据提取方法用于污水处理过程溶解氧质量浓度软测量建模,应用结果表明该模型的均方根误差和平均泛化误差分别为0.0175和0.0118,具有较强的泛化性能.