復(fù)合材料開口補強實驗研究和設(shè)計分析.pdf

1、由于飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計的需要，復(fù)合材料開口補強問題，一直受到人們的重視，而且國內(nèi)外已經(jīng)開展了許多積極有效的工作。但是對于實際應(yīng)用中出現(xiàn)的一些新情況，研究還存在一定的局限性。研究的內(nèi)容多集中于復(fù)合材料薄板、小開口以及一些傳統(tǒng)的補強工藝。本文旨在從力學與材料科學相結(jié)合角度針對復(fù)合材料開口問題的特點，采用理論分析、計算模型、實驗考核與驗證相結(jié)合的方法，開展了兩種傳統(tǒng)補強工藝在大開口、中厚板情況下的靜力學性能分析，以及一種新補強方式的試驗研究、有限

2、元模擬、理論分析和參數(shù)設(shè)計等方面的工作。主要介紹了以下的內(nèi)容： 1.為了對飛機中厚蒙皮設(shè)計中開口補強后的靜力學性能進行研究，本文對復(fù)合材料開口問題的兩種傳統(tǒng)補強工藝翻邊補強和二次共固化補強作用下中厚板的大開口問題進行了實驗研究及有限元的模擬。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，在這兩種非對稱補強工藝下，由于結(jié)構(gòu)的幾何不對稱引起的偏心彎矩是結(jié)構(gòu)失效的主要原因。 2.本文對一種新的補強方式—縫合補強進行了無縫合及五種不同的縫紉參數(shù)情況下縫合補強帶孔板

3、的靜力學拉伸試驗。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，縫合前后試件的最終破壞載荷都很接近。并對其中的兩組結(jié)果進行了有限元的模擬，縫紉的數(shù)值模擬是通過Ansys軟件所提供的Link單元來實現(xiàn)的，通過對比發(fā)現(xiàn)，與實驗結(jié)果吻合的很好。 3.為了給縫紉參數(shù)的設(shè)計提供依據(jù)，本文參照邊界層理論以及最小余能原理，給出了孔邊層間、面內(nèi)應(yīng)力的解析解。計算結(jié)果與他人的工作進行了對比，具有很高的可信性。 4.依照解析解的結(jié)果，并參照層合板的層間強度、縫線的相關(guān)彈性常數(shù)