發(fā)布時(shí)間：2018-11-26 14:22

【摘要】：復(fù)合材料由于其優(yōu)良的力學(xué)物理性能已經(jīng)廣泛被應(yīng)用于航空航天、船舶工程、建筑工程、車(chē)輛制造工業(yè)和機(jī)械工程等不同領(lǐng)域。然而在復(fù)合材料制造、加工和使用過(guò)程中往往會(huì)伴隨有劇烈的溫度變化,由于層合板層間材料屬性的不同,層合板內(nèi)部會(huì)產(chǎn)生顯著的溫度應(yīng)力。這些溫度應(yīng)力會(huì)大到足以使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生過(guò)大的變形,甚至導(dǎo)致層合板結(jié)構(gòu)纖維的斷裂、剝離和基體的破壞。因此,為了最大限度的保證復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)的安全可靠,準(zhǔn)確預(yù)測(cè)熱荷載作用下復(fù)合材料層合板中的應(yīng)力分布情況是一個(gè)重要的科學(xué)問(wèn)題。本文首先對(duì)層合板理論研究現(xiàn)狀進(jìn)行了詳細(xì)綜述,總結(jié)了各種理論的優(yōu)缺點(diǎn)。其中整體-局部高階剪切變形理論,對(duì)于復(fù)合材料層合板,此方法可以直接應(yīng)用本構(gòu)方程計(jì)算面內(nèi)應(yīng)力和橫向剪切應(yīng)力。該理論在效率和精度上取得了很好的平衡。因此,本文的工作基于此理論展開(kāi)。其次詳細(xì)推導(dǎo)了整體-局部高階剪切變形理論,在整體-局部理論初始位移模式的基礎(chǔ)上引入層問(wèn)位移連續(xù)條件、橫向剪切應(yīng)力連續(xù)條件和自由面應(yīng)力邊界條件,得到僅含有11個(gè)整體位移未知量的整體-局部高階剪切變形最終位移模式,為分析層合板在熱荷載、力荷載、熱-力荷載下的響應(yīng)分析奠定了理論基礎(chǔ)。針對(duì)熱荷載作用下的層合板及夾層板結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析,首先對(duì)層合板溫度場(chǎng)和熱荷載作用下三維線彈性解進(jìn)行了整理和總結(jié)。應(yīng)用Navier's雙極數(shù)展開(kāi)方法給出了四邊簡(jiǎn)支層合板的解析解。對(duì)三層0。/90。/0。四邊簡(jiǎn)支層合板和0。/core/0°四邊簡(jiǎn)支層合板,分別計(jì)算了沿厚度均布熱荷載、梯度分布熱荷載、熱傳導(dǎo)求解分布熱荷載作用下的響應(yīng),與其他學(xué)者公開(kāi)發(fā)表的結(jié)果進(jìn)行詳細(xì)的對(duì)比,結(jié)果表明整體-局部高階剪切變性理論對(duì)求解復(fù)合材料層合板熱響應(yīng)分析問(wèn)題具有明顯的優(yōu)勢(shì)。同時(shí)對(duì)比了熱傳導(dǎo)方程解出的溫度場(chǎng)與線性假定溫度場(chǎng)作用下層合板的熱響應(yīng),結(jié)果顯示一個(gè)不當(dāng)?shù)臏囟葓?chǎng)的假定會(huì)導(dǎo)致層合板熱響應(yīng)的較大誤差產(chǎn)生。在熱荷載作用的基礎(chǔ)上,給出熱-力荷載作用下四邊簡(jiǎn)支層合板的解析解,并對(duì)力荷載及熱-力荷載作用下層合板三維線彈性解進(jìn)行總結(jié)。數(shù)值算例重點(diǎn)對(duì)三層0。/90。/0。四邊簡(jiǎn)支層合板在力荷載和熱-力荷載作用下的典型算例進(jìn)行研究,與其他學(xué)者公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)結(jié)果以及Abaqus有限元解進(jìn)行了對(duì)比,驗(yàn)證了整體-局部高階剪切變性理論求解復(fù)合材料層合板熱-力荷載下響應(yīng)分析問(wèn)題的適用性和精確性。最后通過(guò)采取改變層合板鋪層的方向、順序的優(yōu)化思路,對(duì)層合板進(jìn)行鋪層優(yōu)化設(shè)計(jì),達(dá)到減小層間應(yīng)力,提高復(fù)合材料抵抗分層能力的目的。優(yōu)化設(shè)計(jì)分為兩步：第一步對(duì)鋪設(shè)角度進(jìn)行優(yōu)化,設(shè)計(jì)了6種典型的鋪設(shè)角度組合：第二步對(duì)鋪設(shè)順序進(jìn)行優(yōu)化,在第一步找到的較優(yōu)鋪設(shè)角度組合基礎(chǔ)上,設(shè)計(jì)了新的8種不同鋪層順序方案。
[Abstract]:Composite materials have been widely used in aerospace, ship engineering, building engineering, vehicle manufacturing industry and mechanical engineering due to their excellent mechanical and physical properties. However, in the process of manufacturing, processing and using of composite materials, there are often severe temperature changes. Due to the different properties of laminated materials, significant temperature stress will occur in laminated plates. These thermal stresses will be large enough to cause excessive deformation of the structure, and even lead to the fracture, stripping and matrix destruction of laminated structure fibers. Therefore, in order to ensure the safety and reliability of composite laminates to the maximum extent, it is an important scientific problem to accurately predict the stress distribution in composite laminates under thermal loading. In this paper, the current situation of laminated plate theory is reviewed in detail, and the advantages and disadvantages of these theories are summarized. For laminated composite plates, the in-plane stress and transverse shear stress can be directly calculated by the constitutive equation. The theory achieves a good balance in efficiency and precision. Therefore, the work of this paper is based on this theory. Secondly, the global-local high-order shear deformation theory is derived in detail. Based on the initial displacement model of the global-local theory, the continuous condition of layered displacement, the continuous condition of transverse shear stress and the boundary condition of free surface stress are introduced. Finally, the final displacement model of global and local high-order shear deformation containing only 11 global displacement unknowns is obtained, which lays a theoretical foundation for the analysis of laminated plates under thermal load, force load and thermal-force load. According to the response analysis of laminated plates and sandwich plates under thermal load, the temperature field of laminated plates and the three-dimensional linear elastic solutions under thermal load are summarized. The analytical solution of simply supported laminated plates with four edges is given by using Navier's 's bipolar expansion method. Yeah, three layers, 0.r90.0.0.0.0.0.0.0.0.0.0. Four side simply supported laminated plates and 0./core/0 擄four side simply supported laminated plates are calculated, respectively. The thermal loads are distributed along the thickness, the thermal loads are distributed gradient, and the responses under the distributed thermal loads are solved by heat conduction. Compared with the published results of other scholars, the results show that the theory of global and local high order shear denaturation has obvious advantages in solving the thermal response analysis of composite laminated plates. At the same time, the thermal response of the laminated plate under the action of the temperature field calculated by the heat conduction equation is compared with that of the linear assumed temperature field. The results show that the assumption of an improper temperature field will lead to a large error in the thermal response of the laminated plate. Based on the effect of thermal load, the analytical solution of simply supported laminated plates with four edges under the action of thermal-force load is given, and the three-dimensional linear elastic solution of the laminated plate under the action of force load and thermal-force load is summarized. Numerical examples focus on the three layers of 0. / 90. The typical numerical examples of simply supported laminated plates with four edges subjected to force and thermal-mechanical loads are studied and compared with the results published by other scholars and the Abaqus finite element solution. The applicability and accuracy of the global-local high-order shear denaturation theory for the response analysis of composite laminated plates under thermal-mechanical loads are verified. Finally, by changing the direction and sequence of laminated laminates, the optimal design of laminated plates is carried out to reduce the interlaminar stress and improve the anti-delamination ability of composite materials. The optimization design is divided into two steps: the first step is to optimize the laying angle, and six typical laying angle combinations are designed; the second step is to optimize the laying sequence, based on the better laying angle combination found in the first step. Eight new schemes of different layering sequence are designed.
【學(xué)位授予單位】：東南大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類(lèi)號(hào)】：TB33

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本文編號(hào)：2358802