本文關(guān)鍵詞：復(fù)合材料薄板結(jié)構(gòu)分層損傷的建模與探測

  更多相關(guān)文章： 固有頻率 薄板結(jié)構(gòu) 分層損傷 位置預(yù)測

【摘要】：碳纖維增強樹脂復(fù)合材料薄板由于自身力學(xué)特性和輕質(zhì)優(yōu)點,在航天航空結(jié)構(gòu)中廣泛應(yīng)用。然而,復(fù)合材料會因結(jié)構(gòu)遭遇物體沖撞,或在制造、運輸、安裝過程中造成滲入空氣、應(yīng)力集中等情況,導(dǎo)致材料內(nèi)部產(chǎn)生不易察覺的內(nèi)部損傷。其中,分層損傷是復(fù)合材料薄板結(jié)構(gòu)的主要損傷形式。此類缺陷使得材料的結(jié)構(gòu)強度和剛度大幅度下降,同時造成結(jié)構(gòu)抗失穩(wěn)能力急劇降低,從而導(dǎo)致航空、航天器中復(fù)合材料薄板結(jié)構(gòu)不能保證良好的使用性和安全性。因此,為避免分層損傷對復(fù)合材料薄板結(jié)構(gòu)產(chǎn)生災(zāi)難性的后果,保證航空航天器的安全性并提高其使用壽命,研究分層損傷對薄板結(jié)構(gòu)的影響,從而探測確定航空航天器上復(fù)合材料薄板結(jié)構(gòu)分層損傷的位置與受損程度,是確保復(fù)合材料薄板結(jié)構(gòu)安全可靠的重要和必要工作,對保證結(jié)構(gòu)承載力的可靠性具有一定的意義。為此,基于固有頻率易于測量、且測量精度高的特點,將正交化后的固有頻率變化量,應(yīng)用于含有分層損傷的復(fù)合材料薄板結(jié)構(gòu)中,提出了一種新型反向確定結(jié)構(gòu)損傷位置的理論方法。針對飛機中機翼等結(jié)構(gòu)中出現(xiàn)的分層損傷,通過明確分層損傷構(gòu)成的建模參數(shù),以應(yīng)用精確剛度陣法與Wittrick-Williams算法的軟件VICONOPT為平臺,并假設(shè)分層損傷厚度無窮小,建立含有分層損傷的復(fù)合材料薄板模型,采用控制變量法分析各個參數(shù)對自由振動下結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)及振動模式。詳細討論了分層損傷幾何尺寸和坐標軸3個方向位置對復(fù)合材料薄板結(jié)構(gòu)影響,得到分層位置與固有頻率變化趨勢之間的聯(lián)系,為使用固有頻率反向確定結(jié)構(gòu)分層損傷位置提供了理論依據(jù)。同時,以含有分層損傷的自由振動試驗數(shù)據(jù)為基礎(chǔ),應(yīng)用正交化固有頻率變化量探測方法的自編程序,對比預(yù)測分層損傷位置與真實分層損傷位置,驗證了該方法預(yù)測分層損傷的有效性,且操作簡單、高效。此外,將復(fù)合材料懸臂梁結(jié)構(gòu)自由振動試驗數(shù)據(jù)代入自編程序中,采用正交化固有頻率預(yù)測分層損傷位置方法同樣可以得到可靠的預(yù)測結(jié)果。基于該試驗數(shù)據(jù)的驗證,從另一方面驗證了該方法關(guān)于復(fù)合材料分層損傷位置探測具有一定可靠性,可以應(yīng)用在實際工程中解決實際問題。此外,對于機翼結(jié)構(gòu)實際的邊界條件,考慮不同邊界條件下含有分層損傷的結(jié)構(gòu)探測仿真,對比不同嚴重程度、處于橫向不同位置的分層損傷對探測結(jié)果的影響。最終得到結(jié)論:當(dāng)分層損傷處于小范圍內(nèi),固有頻率仍然處于線性下降范圍,基于頻率測量模式的分層損傷探測方法可以應(yīng)用于復(fù)合材料薄板結(jié)構(gòu)中,完成分層損傷位置的預(yù)測。該方法旨在分層損傷擴大化引起結(jié)構(gòu)失效破壞之前,將分層損傷探測到,以保證結(jié)構(gòu)的安全性及使用性。
【關(guān)鍵詞】：固有頻率 薄板結(jié)構(gòu) 分層損傷 位置預(yù)測
【學(xué)位授予單位】：重慶交通大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：V214.8;V215
【目錄】：

• 摘要4-6
• ABSTRACT6-10
• 第一章 緒論10-21
• 1.1 選題背景介紹10-13
• 1.2 研究現(xiàn)狀13-15
• 1.2.1 基于順向問題的無損檢測方法13
• 1.2.2 基于逆向問題的無損檢測方法13-15
• 1.3 基于Wittrick-Williams算法的軟件VICONOPT15-19
• 1.3.1 動力剛度陣法16-17
• 1.3.2 W-W算法17-18
• 1.3.3 VICONOPT的簡介18-19
• 1.4 本文的基本思想19-20
• 1.5 本文研究目的和內(nèi)容20-21
• 1.5.1 研究目的20
• 1.5.2 研究內(nèi)容20-21
• 第二章 薄板結(jié)構(gòu)分層損傷探測理論基礎(chǔ)21-47
• 2.1 引言21
• 2.2 薄板結(jié)構(gòu)分層損傷探測理論基礎(chǔ)21-28
• 2.2.1 薄板結(jié)構(gòu)分層損傷模型及機理21-23
• 2.2.2 薄板結(jié)構(gòu)分層損傷探測的原理23-24
• 2.2.3 薄板結(jié)構(gòu)分層損傷探測的方法24-28
• 2.3 影響分層損傷因素的驗證28-46
• 2.3.1 分層損傷寬度 b28-34
• 2.3.2 分層損傷長度d34-35
• 2.3.3 分層損傷沿z方向位置35-39
• 2.3.4 分層損傷沿x方向位置39-41
• 2.3.5 分層損傷沿y方向位置41-46
• 2.4 本章小結(jié)46-47
• 第三章 探測方法試驗驗證47-59
• 3.1 引言47
• 3.2 基于試驗（1）的探測方法驗證47-53
• 3.2.1 試驗（1）背景宏觀描述47-49
• 3.2.2 試驗（1）驗證及誤差分析49-53
• 3.3 基于試驗（2）的探測方法驗證53-58
• 3.3.1 試驗（2）背景宏觀描述53
• 3.3.2 試驗（2）驗證及誤差分析53-58
• 3.4 本章小結(jié)58-59
• 第四章 探測方法數(shù)值模擬研究59-77
• 4.1 引言59
• 4.2 計算模型59
• 4.3 簡支約束下軸對稱分層損傷位置的探測仿真59-66
• 4.3.1 β=12.5mm分層損傷算例59-64
• 4.3.2 β=17.5mm分層損傷算例64-66
• 4.4 簡支約束下近邊緣分層損傷位置的探測仿真66-72
• 4.4.1 β=12.5mm分層損傷算例66-69
• 4.4.2 β=15mm分層損傷算例69-72
• 4.5 固支約束下居中分層損傷位置的探測仿真72-76
• 4.5.1 β=12.5mm分層損傷算例72-74
• 4.5.2 β=17.5mm分層損傷算例74-76
• 4.6 本章小結(jié)76-77
• 第五章 結(jié)論與展望77-79
• 5.1 結(jié)論77-78
• 5.2 展望78-79
• 致謝79-80
• 參考文獻80-84
• 論文術(shù)語注釋表84-85
• 在學(xué)期間發(fā)表的論文及參與科研情況85

【參考文獻】

中國博士學(xué)位論文全文數(shù)據(jù)庫 前2條

1 嚴剛;航空結(jié)構(gòu)沖擊載荷與損傷識別技術(shù)方法研究[D];南京航空航天大學(xué);2009年

2 張璐;含分層缺陷復(fù)合材料層合板分層擴展行為與數(shù)值模擬研究[D];哈爾濱工業(yè)大學(xué);2012年

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本文編號：876935