【摘要】：復(fù)合材料層板由于具有比強度、比剛度高和可設(shè)計性強等優(yōu)點在航空航天等領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。復(fù)合材料層板的失效機理非常復(fù)雜,有限元方法是模擬其失效過程和分析失效機理的主要方法�？紤]到現(xiàn)有方法在適用性和易用性等方面的特點,本文結(jié)合了粘聚力單元方法、虛節(jié)點方法、連續(xù)損傷模型方法分別模擬分層、基體裂紋、纖維方向損傷,并對各方法進行了發(fā)展和改進,從而建立了更加完善且精度更高的復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)失效的有限元模擬方法。本文的具體研究工作包括:(1)發(fā)展了基于雙線性準靜態(tài)粘聚力模型的疲勞粘聚力模型,并由此構(gòu)建了零厚度疲勞粘聚力單元。針對不規(guī)則網(wǎng)格模型的二維分層問題提出了基于網(wǎng)格節(jié)點對的分層前緣追蹤技術(shù)和與之匹配的分層擴展算法,從而建立了基于粘聚力單元的分層疲勞擴展模擬方法。通過采用不同網(wǎng)格模型分析一維和二維分層疲勞擴展問題驗證了所建方法的有效性,并討論了網(wǎng)格密度和模型參數(shù)對該方法預(yù)測結(jié)果的影響。(2)基于疲勞粘聚力模型發(fā)展了疲勞虛節(jié)點方法,改進了準靜態(tài)虛節(jié)點裂紋單元模型的計算理論,并提出了裂紋疲勞擴展算法,從而建立了適用于復(fù)合材料層板基體裂紋準靜態(tài)和疲勞擴展問題的有限元模擬方法。通過算例分析驗證了所建方法的有效性,并討論了網(wǎng)格密度和模型參數(shù)對該方法預(yù)測結(jié)果的影響。(3)在所建虛節(jié)點單元中引入了纖維方向損傷和剪切非線性效應(yīng)的表征模型,并構(gòu)建了與之匹配的三維虛節(jié)點粘聚力單元,從而建立了復(fù)合材料層板準靜態(tài)失效問題的有限元模擬方法�；跍矢飨蛲凿亴訉影宓拈_孔拉伸問題驗證了所建方法的有效性,分析了模型尺寸對其強度預(yù)測結(jié)果的影響規(guī)律和機理,并分析了基體裂紋在層板開孔拉伸失效過程中的重要性。討論了采用弱化的粘聚力強度在所建方法分析過程中的可行性,并研究了所建方法的網(wǎng)格敏感性。(4)在虛節(jié)點粘聚力單元中引入了疲勞粘聚力模型,發(fā)展了適用于該單元的簡化的疲勞損傷演化算法,并通過改進準靜態(tài)模型的計算理論,結(jié)合疲勞虛節(jié)點裂紋單元建立了適用于復(fù)合材料層板疲勞損傷擴展和失效問題的有限元模擬方法。通過分析準各向同性鋪層開孔層板的拉—拉疲勞問題驗證了所建方法的有效性,分析了該方法的網(wǎng)格敏感性,并討論了模型參數(shù)對模擬結(jié)果的影響。
【圖文】：

荷情況下 D3M2N1 層板疲勞開始前和失效時的損傷分布以發(fā)現(xiàn)，本章中的高密度網(wǎng)格模型可以準確預(yù)測部分情況下開孔層板變化規(guī)律，這是因為模型對層板失效過程的模擬基本符合實驗情況。況下 D3M2N1 層板在疲勞開始前和失效時的損傷分布的高密度網(wǎng)格模果，其中文獻中并未給出疲勞開始前的分層情況。在疲勞開始前，模低于實驗結(jié)果，其中 45°和 90°層孔邊裂紋比實驗結(jié)果略短，90°層中未布的彌散短裂紋，-45°層和 0°層中未能模擬出孔邊裂紋，這一預(yù)測結(jié)果的情況基本相同。在失效時刻，模型中±45°層孔邊裂紋完全穿透層板

0°層裂紋 -45/0 層間分層實驗[35]圖 5.8 剛度下降 4%時高密度網(wǎng)格模型圖 5.8 所示分別為 60%載荷情況下 700 次循環(huán)時模型的損傷分布，剛度下降 4%時還給出了部分穿透寬度方向，90°層沿 45°層裂紋線萌生大量擴展范圍比較有限。此時，，模型剛度下降不到致。模型剛度下降 1%時，90°層萌生出更多彌層裂紋線的貫通的 45/90 層間局部分層。在 90/部分層發(fā)生疲勞擴展，同時 90°層彌散裂紋在 層同樣發(fā)生了一定程度的疲勞擴展。模型剛度下擴展，但是模型剛度下降主要由 90/-45 層間分量擴展，但自由邊處的局部分層已經(jīng)接近穿透模，剛度下降 4%時模型中 0°層孔邊裂紋的非對稱是分層的大致形態(tài)與實驗結(jié)果一致。當循環(huán)數(shù)5°層主裂紋限制。此后，該分層通過-45°層主裂紋
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：TB115;TB33

【參考文獻】

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本文編號：2605568