【摘要】：纖維增強(qiáng)復(fù)合材料因其高模量、高強(qiáng)度、可設(shè)計性好等優(yōu)點(diǎn)使其在航空航天領(lǐng)域越來越廣泛的應(yīng)用。同時其應(yīng)用的部位也從次承力構(gòu)件向主承力構(gòu)件過渡,飛機(jī)上的艙門、整流罩、安定面等次承力構(gòu)件成為最初采用復(fù)合材料的部位,目前機(jī)翼、機(jī)身等主承力構(gòu)件也廣泛采用了復(fù)合材料。復(fù)合材料應(yīng)用的不斷推廣使得復(fù)合材料中厚板和厚板也開始被廣泛的應(yīng)用起來。經(jīng)典層壓板理論將結(jié)構(gòu)看做平面應(yīng)力問題不適用于分析不能忽略Z向應(yīng)力的厚板。如何有效地預(yù)測復(fù)合材料厚板其強(qiáng)度和損傷過程變得至關(guān)重要。本文總結(jié)敘述了國內(nèi)外學(xué)者在復(fù)合材料構(gòu)件的強(qiáng)度分析方面的研究,分析了現(xiàn)有的各種復(fù)合材料強(qiáng)度分析理論的優(yōu)缺點(diǎn)。本文提出一種考慮Z向應(yīng)力的復(fù)合材料層壓板漸進(jìn)失效計算方法。采用用戶材料子程序UMAT,編寫了材料屬性程序。應(yīng)用該程序分別對無缺口復(fù)合材料厚板、含孔復(fù)合材料厚板以及復(fù)合材料V型缺口梁各建立有限元模型。模型將厚度方向總體視為一層,無需額外劃分單元,單元數(shù)量得到了極大的簡化。應(yīng)用模型對這三類復(fù)合材料厚板進(jìn)行數(shù)值分析,進(jìn)行了應(yīng)力分析,計算了其極限強(qiáng)度,并預(yù)測了無缺口復(fù)合材料厚板和含孔復(fù)合材料厚板的損傷擴(kuò)展過程。模型厚度方向雖然只有一層單元,仍然能算出復(fù)合材料厚板每一單層的應(yīng)力場。本文在簡化模型,極大提高計算效率的基礎(chǔ)上,準(zhǔn)確的分析了每一單層的應(yīng)力場,提高了厚板強(qiáng)度預(yù)測的精度。為進(jìn)一步開展對各種不同鋪層的中厚度尺寸試驗件結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度預(yù)測奠定了基礎(chǔ),對深入了解其損傷擴(kuò)展過程具有重要的參考價值。
[Abstract]:Fiber reinforced composites are more and more widely used in aeronautics and astronautics due to their high modulus, high strength and good design property. At the same time, the position of its application is also transitioned from the secondary bearing component to the main bearing component. The cabin doors, fairing cover, stabilizing surface and other secondary bearing components on the aircraft become the parts where the composite material was initially used, at present, the wings, Composite materials are also widely used in the main bearing components such as fuselage. The continuous application of composite materials makes the composite plate and plate become more and more widely used. The classical laminated plate theory considers the structure as a plane stress problem which is not suitable for the analysis of thick plates which cannot ignore Z-direction stress. How to predict the strength and damage process of composite thick plate is very important. In this paper, the domestic and foreign scholars' research on the strength analysis of composite members is summarized, and the advantages and disadvantages of the existing theories of strength analysis of composite materials are analyzed. A method for calculating progressive failure of composite laminate considering Z-direction stress is presented in this paper. The user material subroutine UMAT, is used to write the material attribute program. The finite element models of non-notched composite thick plate, perforated composite thick plate and composite V-notched beam are established by using the program. The model regards the thickness direction as a whole as a single layer and the number of elements is greatly simplified without the need for additional dividing elements. The model is applied to the numerical analysis of these three types of composite thick plates, the stress analysis is carried out, the ultimate strength is calculated, and the damage propagation process of the non-notched thick composite plates and the composite thick plates with holes is predicted. Although there is only one layer element in the thickness direction of the model, the stress field of each single layer of composite thick plate can still be calculated. On the basis of simplifying the model and greatly improving the calculation efficiency, the stress field of each single layer is analyzed accurately in this paper, and the precision of strength prediction of thick plate is improved. It lays a foundation for the strength prediction of the structure of different layers with medium thickness and size, and has important reference value for further understanding the damage propagation process of the specimens.
【學(xué)位授予單位】：上海交通大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：TB33

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本文編號：2451771