升降舵后緣連接性能的試驗(yàn)研究與漸進(jìn)失效分析.pdf

1、復(fù)合材料因其具有高強(qiáng)、輕質(zhì)、抗腐蝕和耐疲勞等優(yōu)點(diǎn)，廣泛應(yīng)用于航空、航天領(lǐng)域。飛機(jī)的安全性能一直是很受關(guān)注的問題，復(fù)合材料升降舵是尾翼的重要組成部分，其工作性能和承載能力需要準(zhǔn)確的評價(jià)和估計(jì)。由于復(fù)合材料各向異性的特點(diǎn)，其損傷、失效行為比一般的金屬材料的力學(xué)行為復(fù)雜得多。為了最大程度地利用復(fù)合材料的性能，有必要對復(fù)合材料升降舵后緣的連接強(qiáng)度做深入的強(qiáng)度分析。
　　本文介紹了復(fù)合材料層壓板強(qiáng)度預(yù)測的基本理論，結(jié)構(gòu)的分析和設(shè)計(jì)都是基于經(jīng)

2、典的單模量理論的，即認(rèn)為材料的拉伸彈性模量與壓縮彈性模量相等。然而復(fù)合材料不同程度地表現(xiàn)出拉壓不同的彈性性質(zhì)，忽略材料的非線性很可能會(huì)導(dǎo)致計(jì)算的錯(cuò)誤。本文針對復(fù)合材料的拉壓模量不等的性質(zhì)，采用Ambartsumyan的本構(gòu)模型，根據(jù)材料所處的應(yīng)力狀態(tài)來選擇適當(dāng)?shù)膭偠染仃嚒Ｒ匀S Hashin準(zhǔn)則作為單向?qū)訅喊宓氖袚?jù)，選擇Camanho的剛度折減模型，編寫了UMAT子程序，并對復(fù)合材料銷釘連接結(jié)構(gòu)這一典型算例進(jìn)行了理論計(jì)算，預(yù)測的載荷

3、位移曲線與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。
　　對4種尺寸不同的復(fù)合材料升降舵后緣局部蜂窩夾層結(jié)構(gòu)鉚接連接進(jìn)行了后緣拉脫試驗(yàn)，并對試驗(yàn)件進(jìn)行了三維建模，考慮了復(fù)合材料的雙模量材料特性、漸進(jìn)損傷失效和鉚釘與復(fù)合材料層壓板間的接觸。有限元計(jì)算的失效載荷與試驗(yàn)吻合良好，可以為復(fù)合材料升降舵結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的設(shè)計(jì)及改型提供可靠的依據(jù)。進(jìn)一步對復(fù)合材料升降舵盒段進(jìn)行了后緣強(qiáng)度靜力試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)上下壁板的彎曲破壞導(dǎo)致了整個(gè)結(jié)構(gòu)承載能力的失效。有限元模擬的變形情況與試驗(yàn)