【摘要】：復(fù)合材料因其巨大的結(jié)構(gòu)減重潛力,較高的比強(qiáng)度、比剛度特征以及廣泛的材料可設(shè)計(jì)性,在航空結(jié)構(gòu)中獲得越來越廣泛應(yīng)用。我國大型民機(jī)的研制正逐步推進(jìn),飛機(jī)結(jié)構(gòu)必然由成熟的鋁合金結(jié)構(gòu)進(jìn)展到復(fù)合材料結(jié)構(gòu),在面對與歐美國家復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)差距較大的現(xiàn)狀下,需要盡早掌握基于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的制造技術(shù)、檢測方法、高效的裝配工藝以及適航審定技術(shù)。本文基于國家商用飛機(jī)制造工程技術(shù)研究中心創(chuàng)新基金項(xiàng)目的要求,對民用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷評方法及其適航符合性驗(yàn)證技術(shù)進(jìn)行研究。本文首先分析CCAR 25.305、307確定了復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的適航審定基礎(chǔ);基于AC107B確定復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的驗(yàn)證方法;基于ASTM文件確定了影響飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度的因素。在國內(nèi)外現(xiàn)有的關(guān)于復(fù)合材料受力損傷的研究基礎(chǔ)上,選取了適當(dāng)?shù)哪Ｐ瓦M(jìn)行了受力損傷分析與剩余強(qiáng)度以及復(fù)合材料層合板損傷規(guī)律進(jìn)行了分析,闡述了載荷損傷與剩余強(qiáng)度的內(nèi)在聯(lián)系。其次,通過對復(fù)合材料層合板進(jìn)行沖擊試驗(yàn),預(yù)制沖擊損傷缺陷,并獲得三種不同沖擊能量下復(fù)合材料層合板的沖擊損傷面積。采用INSTRON-8803低頻試驗(yàn)機(jī)對層合板進(jìn)行壓縮試驗(yàn)。通過試驗(yàn)獲得三種不同沖擊能量下復(fù)合材料層合板的載荷-位移曲線及剩余壓縮強(qiáng)度。采用結(jié)構(gòu)力學(xué)對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行損傷失效分析,建立層合板應(yīng)力分析模型以及失效分析模型進(jìn)行仿真分析,然后與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對比分析,最后,在復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)損傷試驗(yàn)以及層合板模型的基礎(chǔ)上,對同材料的含孔層合板進(jìn)行預(yù)測損傷結(jié)果。分析拉伸載荷以及垂直方向面外載荷對同材料含孔層合板的作用,并預(yù)測其剩余強(qiáng)度以及損傷位移,從而研究其對含孔層合板性能的影響以及損傷變化規(guī)律。最后,提出大型民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度驗(yàn)證方法以及復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證程序,對飛機(jī)水平安定面盒段的靜強(qiáng)度全尺寸進(jìn)行驗(yàn)證試驗(yàn)。提出新材料的驗(yàn)證要求以及驗(yàn)證思路,為復(fù)合材料結(jié)構(gòu)適航符合性驗(yàn)證,以及國產(chǎn)材料研究提供了技術(shù)基礎(chǔ),有利于擴(kuò)大民機(jī)復(fù)合材料的應(yīng)用。
【圖文】：

L1L2圖 4.11 含孔層合板結(jié)構(gòu)示意圖表 4.2 碳纖維環(huán)氧樹脂單層板基本力學(xué)性能22 33E E12 13 23 12 13G G23GCXTYCYa /GPa /GPa /GPa /MPa /MPa /MPa 34 8.82 0.342 0.52 4.32 3.2 1132 59 211 復(fù)合材料板采用了 SOLID185 單元，所劃分的網(wǎng)格如圖 4.12 所示，共分割成 160 個(gè)節(jié)點(diǎn)。

與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，可以滿足工程應(yīng)用要求。使用 ANSYS 軟件，對鋪層方式為[45/-45/0/90]s 的同材料含孔層合板進(jìn)行拉伸損傷分析，將層合板沿長度方向一端進(jìn)行全方位約束，另一端施加拉伸載荷，，其失效準(zhǔn)則采用蔡-希爾（Tsai-Hill）準(zhǔn)則，圖 4.16、4.17、4.18 和 4.19 給出其損傷圖形。對含孔復(fù)合材料層合板在拉伸載荷作用下的破壞問題，進(jìn)行了詳細(xì)的算例分析和討論，得到如下具體結(jié)論。含孔層合板在拉伸載荷下的損傷擴(kuò)展過程中，孔邊損傷最先出現(xiàn)，在孔邊應(yīng)力集中區(qū)就出現(xiàn)與孔邊相切的兩條縱向裂紋。起始階段，以5MPa為間隔進(jìn)行設(shè)置載荷大小，在出現(xiàn)損傷時(shí)，將其間隔縮小為0.1MPa。當(dāng)施加 250MPa 的載荷，得到層合板 0°鋪層、90°鋪層、+45°鋪層以及-45°鋪層的受力云圖，其中 0°鋪層孔邊中的纖維發(fā)生斷裂，其他鋪層的基體裂紋沿縱向裂紋擴(kuò)展，如圖 4.16 所示。基體開裂 基纖剪切 分層 纖維斷裂
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V215;V250

【參考文獻(xiàn)】

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9 饒輝;許希武;朱煒W

本文編號：2608666