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文檔簡(jiǎn)介
1、隨著航天航空科技的快速發(fā)展,先進(jìn)復(fù)合材料以其比重小、比強(qiáng)度比模量高、耐高溫性能好、耐疲勞性能優(yōu)越等獨(dú)特優(yōu)點(diǎn)在現(xiàn)代航空飛行器結(jié)構(gòu)中獲得廣泛應(yīng)用,較好地滿足了航空業(yè)對(duì)高性能低成本制備工藝技術(shù)和減重方面的高要求。然而復(fù)合材料層合板在制造和使用中受到低速?zèng)_擊時(shí),內(nèi)部會(huì)出現(xiàn)大面積的不可視損傷,尤其是受到交變循環(huán)載荷作用時(shí),損傷會(huì)快速擴(kuò)展,使得層板結(jié)構(gòu)的承載能力和疲勞性能都大大降低,甚至?xí)蝗黄茐?,造成安全隱患。因此開(kāi)展復(fù)合材料層合板沖擊后的疲勞壽
2、命研究,對(duì)于提高復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)的利用率和降低飛行器使用維修成本具有重要的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值。
本文針對(duì)某典型鋪層T300/5405雙馬來(lái)酰亞胺復(fù)合材料層合板開(kāi)展了2種能量的低速?zèng)_擊損傷和沖擊后的靜壓縮試驗(yàn)研究,獲得層板沖擊后的損傷規(guī)律,通過(guò)對(duì)比無(wú)損層板的靜壓縮強(qiáng)度,討論了沖擊對(duì)復(fù)合材料層板靜壓縮強(qiáng)度的影響;對(duì)2種能量沖擊后的層板在5種應(yīng)力水平下進(jìn)行壓-壓疲勞試驗(yàn)研究,分析了疲勞損傷擴(kuò)展與疲勞壽命之間的變化規(guī)律。研究表明
3、:當(dāng)垂直于疲勞載荷方向上的損傷寬度超過(guò)試件寬度的50%時(shí),試件的剩余疲勞壽命不及總體壽命的1/10;無(wú)論是試件表面的可視損傷還是內(nèi)部不可視損傷,其擴(kuò)展都經(jīng)歷了穩(wěn)定擴(kuò)展和快速擴(kuò)展兩個(gè)階段;與4.45J/mm能量沖擊相比較,6.67J/mm能量沖擊后,層板損傷擴(kuò)展的疲勞應(yīng)力閥值要低一些。根據(jù)損傷檢測(cè)結(jié)果,運(yùn)用開(kāi)口等效法將層板沖擊損傷區(qū)域等效為相應(yīng)孔徑的開(kāi)孔,基于無(wú)孔層合板指數(shù)函數(shù)規(guī)律的疲勞模型,采用含孔正交各向異性材料的平均應(yīng)力破壞準(zhǔn)則,提
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