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褶皱损伤对复合材料层压板拉伸性能的影响研究

褶皱损伤对复合材料层压板拉伸性能的影响研究

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作者：穆晓光中国民航大学

学位级别：硕士

为了考察褶皱高宽比、褶皱层数和褶皱偏移角度对玻璃纤维/环氧树脂基复合材料层合板拉伸性能的影响,参考ASTM D 3039开展了无损伤和含有不同类型褶皱缺陷的玻璃纤维复合材料试验件拉伸性能测试,利用ABAQUS有限元软件,结合渐进损伤失效... 详细信息

为了考察褶皱高宽比、褶皱层数和褶皱偏移角度对玻璃纤维/环氧树脂基复合材料层合板拉伸性能的影响,参考ASTM D 3039开展了无损伤和含有不同类型褶皱缺陷的玻璃纤维复合材料试验件拉伸性能测试,利用ABAQUS有限元软件,结合渐进损伤失效分析方法建立了试验件的有限元分析模型,对该模型的拉伸强度、应力集中现象和失效扩展模式进行仿真分析。最后将试验结果与仿真仿真分析结果进行对比,找出褶皱对复合材料拉伸性能的影响规律,为含褶皱缺陷复合材料的力学性能评估提供了相应的参考。试验结果中,无损伤及含三种褶皱缺陷类型试验件共11组实验数据的离散系数CV均小于10%,可知拉伸试验的有效性。仿真分析结果和试验结果的的吻合度较高,说明该分析模型能够揭示含褶皱缺陷的复合材料层压板在拉伸载荷作用下的失效机理,并能最终预测拉伸强度;对于应力集中现象,不同褶皱高宽比试验件,其应力集中现象发生在第二铺层的起皱处。不同褶皱层数试验件,应力集中现象主要发生在试验件的第三铺层的中间位置。不同褶皱偏移角度试验件,应力集中现象主要发生在褶皱富树脂区域的两端。三种不同的褶皱缺陷类型,纤维的首次失效均发生在应力集中位置,说明褶皱区域的应力集中现象是诱发纤维铺层提前失效的主导因素;对于失效扩展分析,含褶皱缺陷试验件失效起始均发生在褶皱富树脂区域的中心位置,主要为树脂基体的拉伸失效,并逐步扩展到整个富树脂区域,随着拉伸载荷的增加扩展为纤维起皱处的失效,在纤维铺层完全失效后,试验件发生爆炸式破坏;不同褶皱类型对复合材料试验件拉伸强度的影响规律为:随着褶皱高宽比的增加,层压板的抗拉强度呈递减趋势。随着褶皱层数的增加,层压板的抗拉强度显著下降。随着褶皱偏移角度的减小,层压板的抗拉强度也随之减小。

关键词：褶皱玻璃纤维环氧树脂拉伸性能渐进损伤失效分析

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碳纤维复合材料壳体封头结构优化设计与损伤失效机理研究

碳纤维复合材料壳体封头结构优化设计与损伤失效机理研究

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作者：喻琳峰航天动力技术研究院

学位级别：硕士

大量的固体火箭发动机壳体水压爆破试验表明,壳体封头部位是受力、变形最为复杂,同时也是最容易发生低压爆破现象的部位,封头破坏的复杂性大大增加了固体火箭发动机壳体的设计难度,也为实际工程应用带来了不可预计的隐患。设计人员基于... 详细信息

大量的固体火箭发动机壳体水压爆破试验表明,壳体封头部位是受力、变形最为复杂,同时也是最容易发生低压爆破现象的部位,封头破坏的复杂性大大增加了固体火箭发动机壳体的设计难度,也为实际工程应用带来了不可预计的隐患。设计人员基于工程经验总结出了封头处最易发生破坏的部位并针对这些地方采取多种补强手段,长久以来这种手段有效避免了封头破坏的发生。但是封头破坏发生的机理以及损伤模式至今仍不明确,因此也一直缺乏一套基于这种机理的壳体整体设计方法。近年来,国内在应用碳纤维时,封头破坏的情况时有发生,因此,有必要对碳纤维壳体封头部位进行精细化建模及仿真分析,在此基础上展开优化设计,并对结构进行系统的损伤失效分析从而构成一套完整的壳体优化设计方法。本文以某固体火箭发动机碳纤维复合材料壳体后封头为研究对象,第二章依据缠绕层实际缠绕成型的具体工艺,利用PYTHON程序设计语言对有限元分析软件ABAQUS进行二次开发的方法构建了精细化缠绕壳体模型,并在内压环境下进行结构分析,与水压爆破试验结果进行了比对,分析预测了缠绕层结构的可能破坏位置与破坏原因,总结出关键研究对象参数。第三章基于代理模型的分析及优化算法(SBAO算法)对壳体封头结构进行了优化设计,获得了较为可靠的优化设计结构。第四章通过对未优化及优化后封头结构模型引入损伤失效判据,利用渐进损伤失效分析方法对未优化结构的破坏位置及破坏机理进行了进一步验证,同时对优化效果进行评估。通过上述研究建立了一套比较完整的壳体优化设计方法,可用于固体火箭发动机壳体精细化设计及研究工作。

关键词：碳纤维缠绕壳体封头结构优化设计 SBAO算法渐进损伤失效分析

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平纹编织层合板胶接修理后剪切力学性能研究

平纹编织层合板胶接修理后剪切力学性能研究

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作者：党梦鑫中国民航大学

学位级别：硕士

玻璃纤维平纹编织层合板具有高的比强度、高的比刚度以及较好的电磁透波性能,广泛应用在飞机雷达罩、整流罩结构中。然而飞机在飞行过程中经常遇到鸟击、强气流和砂石冲击,造成飞机复合材料结构件的损坏,因此需要对损坏区域进行更换或... 详细信息

玻璃纤维平纹编织层合板具有高的比强度、高的比刚度以及较好的电磁透波性能,广泛应用在飞机雷达罩、整流罩结构中。然而飞机在飞行过程中经常遇到鸟击、强气流和砂石冲击,造成飞机复合材料结构件的损坏,因此需要对损坏区域进行更换或修理。对于常规的航空复合材料结构件来说,胶接修理能有效恢复结构件安全性和功能性,因此对平纹编织层合板胶接修理之后的剪切力学性能研究就显得尤为必要。首先参考二维Hashin失效准则编写VUMAT子程序,设定平纹编织复合材料层合板失效准则与刚度退化模型,并采用ABAQUS自带内聚力模型模拟胶层,对平纹编织层合板面内剪切和层间剪切试验进行渐进损伤分析。其次参照ASTM D5379/D3846-08进行平纹编织层合板面内剪切和层间剪切试验,设置无损伤试验件和胶接修理试验件对照组。对试验件强度、强度恢复率、刚度、破坏模式进行分析。结果表明:无损伤试验件和胶接修理试验件最终破坏模式都呈现沿V口中垂线垂直断裂和横向裂纹的混合失效模式,其中胶接修理试验件破坏模式还含有补片的脱粘和撕裂,符合ASTM标准规定的破坏模式。利用SEM电镜观察胶接修理试验件断口外貌,发现0°径向纤维束的断裂较为整齐,部分纤维束拔出、90°纬向纤维束基本完好。层间剪切无损伤试验件破坏模式为胶层失效,层间粘连面纤维无任何破坏。胶接修理试验件破坏模式为胶接修理层的纤维破坏和胶层失效。最后使用ABAQUS软件建立1:1有限元分析模型,对面内剪切强度、应力集中区域以及损伤扩展进行仿真分析。结果表明,面内剪切无损伤试验件与胶接修理试验件预测强度在合理范围之内,无损伤试验件和胶接修理试验件面内剪切起始损伤均发生在V口的垂直面内,并逐渐沿V口中垂线向两侧扩展,直至整个V口面内全部失效。无损伤试验件应力集中区域扩展沿着V口槽顶部向V口面内集中,胶接修理试验件应力集中现象趋势与无损伤较为一致,但在应力集中变化过程中,补片率先结束应力集中现象,证明补片率先丧失承载能力。对层间剪切试验件进行仿真预测,结果表明,其预测强度也在合理范围之内,证明了预测的有效性。观察无损伤试验件胶层破坏模式,发现损伤从两端向内扩展,双切口位置应力较为集中。而胶接修理试验件胶层损伤从胶层一端向另一端扩展,观察应力集中现象,单侧切口应力集中现象较为严重。

关键词：平纹编织层合板胶接修理剪切性能渐进损伤失效分析

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