復(fù)合材料受損板膠結(jié)修補(bǔ)參數(shù)分析與設(shè)計(jì).pdf

1、工程中層合板所用材料一般屬于纖維增強(qiáng)復(fù)合材料，它是通過(guò)較復(fù)雜工藝使增強(qiáng)纖維嵌入到連續(xù)的基體中而制備成的。由于纖維具有較高的強(qiáng)度與剛度，而樹脂等常用基體又具有化學(xué)惰性，因此使得整個(gè)纖維增強(qiáng)材料同樣性能不凡:除了具有很高的強(qiáng)度剛度外，在抗疲勞、抗腐蝕等方面也遠(yuǎn)勝于金屬材料。加上復(fù)合材料本身質(zhì)量較輕，還可以降低雷達(dá)反射面積，因而，復(fù)合材料在航空航天等飛行器結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用與日俱增。
　　 然而無(wú)論材料性能有多么優(yōu)異，在實(shí)際制造或是飛機(jī)飛行

2、過(guò)程中難以避免地也會(huì)有損傷的出現(xiàn)。比如高速飛行時(shí)受到鳥類、砂石、冰雹、工件跌落或是子彈等的撞擊，便會(huì)形成損傷坑或是損傷孔。為了免去更換材料所帶來(lái)的巨額成本，就需要對(duì)其進(jìn)行修補(bǔ)。而膠結(jié)修補(bǔ)作為簡(jiǎn)便可行的一種修復(fù)手段，備受廣大專家學(xué)者青睞，本文正是基于這一工程實(shí)際問(wèn)題而展開(kāi)的。
　　 以往文獻(xiàn)中已有種種與此課題相關(guān)的理論研究或是試驗(yàn)結(jié)果，然而前人的研究多是關(guān)注修補(bǔ)之后受損板的最終強(qiáng)度恢復(fù)問(wèn)題，也就是最終抗拉載荷的大小，并沒(méi)有細(xì)致入微

3、地去探討修補(bǔ)對(duì)其內(nèi)部失效過(guò)程的影響。
　　 本文為了深入研究層合板內(nèi)部損傷機(jī)理，并在此基礎(chǔ)上考慮修補(bǔ)對(duì)拉伸中各失效形式的改善情況，于是采用三維逐漸損傷理論，將材料在拉伸過(guò)程中的失效分為幾個(gè)階段來(lái)加以討論，具體內(nèi)容有以下幾點(diǎn):
　　 1.根據(jù)穿透型與半穿透型兩種損傷形式，分別用參數(shù)化編程的方法建立了包含三維逐漸損傷理論的受損及修補(bǔ)模型，然后采用常用的兩種材料對(duì)模型的精度加以驗(yàn)證，以確保模擬的合理性。
　　 2.程序

4、精度得到肯定之后，對(duì)受損板及修補(bǔ)板整個(gè)拉伸過(guò)程進(jìn)行了全面仿真。并針對(duì)失效過(guò)程中典型的三個(gè)階段，取出板內(nèi)各層單元的多種失效情況進(jìn)行對(duì)比，得出修補(bǔ)對(duì)失效過(guò)程的直觀影響。
　　 3.針對(duì)初始失效這一階段，列出了補(bǔ)與不補(bǔ)時(shí)候?qū)觾?nèi)應(yīng)力的分布云圖，并討論得出了修補(bǔ)對(duì)應(yīng)力集中問(wèn)題的改善情況。
　　 4.分別就膠結(jié)修補(bǔ)可能對(duì)結(jié)果造成影響的幾個(gè)參數(shù)進(jìn)行了多次計(jì)算，如改變補(bǔ)片的直徑、厚度甚至鋪層角度等一系列參數(shù)，同樣予以拉伸失效的全過(guò)程模擬

5、。最后得出了這些參數(shù)對(duì)修補(bǔ)板中間失效形式的具體影響，為實(shí)際膠結(jié)修補(bǔ)時(shí)補(bǔ)片的選擇問(wèn)題提供了富有價(jià)值的參考。
　　 綜合以上研究，得出的主要結(jié)論有:修補(bǔ)之后，每種失效單元數(shù)量均顯著下降，也就是說(shuō)板的整體性能得到了提升;修補(bǔ)能夠大幅降低應(yīng)力集中現(xiàn)象，由原來(lái)的孔邊90度方向主要受載轉(zhuǎn)化為整個(gè)孔邊平衡受載;補(bǔ)片直徑及厚度的選擇均有最優(yōu)值，單面修補(bǔ)時(shí)補(bǔ)片最優(yōu)相對(duì)直徑為2.5，厚度少許即可;而雙面修補(bǔ)最優(yōu)相對(duì)直徑為3.5，最優(yōu)相對(duì)厚度為1/4