復合材料作為一種新型材料,由于其具有諸多優(yōu)良的性能,近年來,在工程領(lǐng)域得到了廣泛的應用。復合材料各項力學性能的研究已經(jīng)取得了很大成果,但是在復合材料疲勞領(lǐng)域,學者們更多的是用統(tǒng)計學的內(nèi)容和經(jīng)驗公式來描述其剛度、強度和壽命的變化,而且他們所研究的內(nèi)容僅針對單一復合材料,并不適用于任意復合材料。本文將從單向帶和織物的基礎(chǔ)實驗展開,研究其基本的力學性能,并將其結(jié)果推廣到復合材料層合板,進而應用到全復合材料機翼結(jié)構(gòu)上,最后建立一套關(guān)于復合材料機翼損傷容限的實驗設(shè)計方法。具體研究內(nèi)容如下:首先,開展了復合材料單向帶和織物兩類實驗件的基礎(chǔ)力學實驗,獲得其準靜態(tài)條件下的強度、剛度;接著進行了拉-拉疲勞實驗,對實驗過程中的現(xiàn)象加以記錄說明,獲取疲勞壽命并繪制出S-N曲線,在疲勞實驗基礎(chǔ)上,進行了復合材料層合板的剛度退化研究和宏觀尺度效應研究,為機翼結(jié)構(gòu)的有限元仿真分析打下基礎(chǔ)。其次,考慮機翼服役時兩種實際工況,對全復合材料機翼結(jié)構(gòu)進行了有限元線彈性仿真分析,用兩種方法得到了相應的疲勞壽命(基于實驗數(shù)據(jù)的任意鋪層序列復合材料結(jié)構(gòu)所建立的疲勞壽命經(jīng)驗公式法和基于低層級仿真分析的任意鋪層序列復合材料結(jié)構(gòu)所建立的疲勞壽命預示方法)。為保證結(jié)果可靠性,進一步分析了疲勞缺口系數(shù)對壽命的影響。最后,介紹了損傷容限分析的方法和步驟,并針對飛機結(jié)構(gòu)給出了飛-續(xù)-飛疲勞載荷譜的編制方法,用“混合同余法”產(chǎn)生隨機數(shù),用來隨機排列飛機結(jié)構(gòu)所受應力水平。根據(jù)所分析的全復合材料機翼結(jié)構(gòu),設(shè)計出了相應的疲勞實驗工裝,利用abaqus有限元軟件分析了其安全性。
【學位單位】：哈爾濱工業(yè)大學
【學位級別】：碩士
【學位年份】：2018
【中圖分類】：TB33;V215.5

【參考文獻】

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本文編號：2824887