發(fā)布時(shí)間：2018-03-19 15:15

  本文選題：鳥撞　切入點(diǎn)：復(fù)合材料層合板　出處：《鄭州大學(xué)》2017年碩士論文　論文類型：學(xué)位論文

【摘要】：隨著復(fù)合材料設(shè)計(jì)制造的逐步發(fā)展與成熟,復(fù)合材料在各工業(yè)領(lǐng)域均有廣泛應(yīng)用,尤其越來越多的被應(yīng)用于航空領(lǐng)域內(nèi)飛行器中的零部件。在研究飛機(jī)強(qiáng)度的過程中,鳥撞是一個(gè)不可忽略的問題,因此需要對飛行器上不同結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料抗鳥撞性能進(jìn)行分析研究。當(dāng)前國內(nèi)外學(xué)者主要借助有限元軟件與試驗(yàn)相結(jié)合的手段探究鳥撞對飛行器不同結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料層合板板損傷影響。首先,本文在總結(jié)了國內(nèi)外關(guān)于鳥撞方法及成果的研究現(xiàn)狀基礎(chǔ)上,利用非線性動(dòng)力分析有限元程序LS-DYNA結(jié)合不同的計(jì)算方法(Lagrange、ALE、SPH)對鳥撞鋼板進(jìn)行了分析。并與Wilbeck實(shí)驗(yàn)進(jìn)行了對比分析,可以為下文鳥撞復(fù)合材料層合板確定了合適的鳥體模型。然后,建立了鳥撞復(fù)合材料層合板模型,分析了層合板鋪層,曲面結(jié)構(gòu),密度,鳥體的沖擊速度,鳥體的入射角度等因素對復(fù)合材料層合板吸能方面的影響,研究了復(fù)合材料層合板內(nèi)部每單層的基體失效與纖維失效的過程。并將仿真分析與試驗(yàn)進(jìn)行了相關(guān)對比,仿真結(jié)果效果較好。最后,分析了飛機(jī)機(jī)翼前緣復(fù)合材料蒙皮結(jié)構(gòu)損傷阻抗能力。一方面研究了無斜板,單斜板,雙斜板三種前緣機(jī)翼蒙皮的鳥撞動(dòng)響應(yīng)過程,另一方面研究了雙斜板結(jié)構(gòu)下的蒙皮厚度與鳥體的入射角度對機(jī)翼蒙皮的破壞影響。通過本文以上分析結(jié)果,可以為飛機(jī)機(jī)翼前緣設(shè)計(jì)提供參考。
[Abstract]:With the gradual development of composite material design and manufacture the mature, composite materials have been widely used in the industrial field, especially more and more being used in aviation field in aircraft components. In the process of Aircraft Strength Research of bird strike is a problem that can not be ignored, so the need for aircraft composite materials with different structures the analysis of the performance of anti bird hit. The current domestic and foreign scholars mainly use the finite element software and experiment method of bird strike composite laminate plate damage effect on the aircraft structure. Firstly, this paper summarizes the current research status about bird based methods and results at home and abroad, by using the nonlinear dynamic finite element analysis program LS-DYNA with different calculation methods (Lagrange, ALE, SPH) on the bird strike plate are analyzed. And compared with Wilbeck experiment, can The following bird strike composite laminates to determine the appropriate bird model. Then, a bird impact composite laminate model of laminated composite plates, surface structure, density, the impact velocity of the bird, the bird of the incident angle and other factors on composite laminates can influence the absorption process. Study on the matrix composite laminate layer failure and internal single fiber failure. And simulation analysis were related to better results compared with experimental results of simulation. Finally, analysis of the skin structure damage resistance of wing leading edge composite material can force. On the one hand of the inclined plate, monoclinic plate, double inclined plate three a front wing skin of the bird impact dynamic response process, the angle of incidence of skin thickness and bird body double inclined plate structure under the influence of wing skin damage. On the other hand. Through the above analysis, for aircraft The wing front design provides reference.

【學(xué)位授予單位】：鄭州大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2017
【分類號】：TB33

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本文編號：1634824