复合材料屈曲与后屈曲 完整版
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玻璃钢2009年第3期研究报告复合材料层合板的弯曲性能和试验张汝光(上海玻璃钢研究院有限公司,上海201404)摘要弯曲性能不用作设计参数。
而弯曲试验,由于方法简单,却广泛用于质量检验。
三点弯曲和四点弯曲试验,都存在剪切应力的影响,需要正确选择跨厚比,使剪切应力的影响降到最小。
弯曲模量和弯曲强度都是只对均匀层合板;对非均匀层合板,弯曲模量和弯曲强度没有物理意义,其弯曲性能应该用弯曲刚度和最大弯矩来表述。
关键词:层合板弯曲性能跨厚比1复合材料的弯曲试验和弯曲性能弯曲试验严格地说适用范围仅是均匀层合板(沿厚度均匀铺层)。
有人还提出,仅限于单向板或平面正交织物层合板。
对于非均匀层合板,其弯曲性能还取决于铺层顺序,已经是结构的性能了。
弯曲试验的性能计算公式,建立在假设正应变是沿厚度方向呈线性分布的;材料是均质的。
由于板材是均质的,因此应力(模量乘应变)也呈线性分布。
层合板的中性面就在中心面上,应力、应变都为零,向层合板上下表面达到最大绝对值。
由此,可推导出材料的弯曲模量和弯曲强度。
对于非均匀层合板,仍可以假设应变呈线性分布,但因为各层模量不同,应力分布已不呈线性。
弯曲试验方法给出的模量和强度计算公式不再成立了,不能使用。
非均质层合板也不存在材料弯曲模量和弯曲强度的物理概念。
对非均质层合板只能计算其弯曲刚度(弯矩和曲率比)和可承受的最大弯矩。
试件铺层顺序和厚度尺寸还应与结构物层板严格相同,否则测出数据对产品没有直接参考意义。
弯曲试验测出的挠度,除弯曲挠度外,还包含剪切挠度。
但在试验数据处理计算时按纯弯曲考虑,忽略了剪切影响。
因此计算出的模量要比拉伸测出的低。
而强度,由于是仅仅在试件中央最外层一点上(往往不是最薄弱点)承受最大应力,试件强度是试件在这一点上的强度;而拉伸试验是整个试件都承受一样的最大应力,试件的强度是整个试件中最薄弱处的12强度,因此弯曲试验的强度要比拉伸强度高。
由于弯曲试验时,试件同时存在剪切应力,为保证试件是弯曲破坏,而不是剪切破坏,需要通过跨厚比的选择,减小剪切应力。
先进复合材料薄壁加筋板轴压屈曲特性及后屈曲承载性能张浩宇;何宇廷;冯宇;谭翔飞;郑洁【摘要】对国产先进复合材料薄壁加筋板结构进行了轴向压缩试验.通过监测典型位置的应变和离面位移,研究了该型加筋板的轴压屈曲及后屈曲性能.应用工程算法对试验件的蒙皮初始屈曲载荷和屈曲模态进行了预测,试验结果表明,该型加筋板的轴压屈曲形式依次是筋条间蒙皮的初始屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋条的柱屈曲;蒙皮发生屈曲后,蒙皮承担的部分载荷转移至筋条,使筋条成为主要承力部分,当筋条发生断裂后,试验件迅速整体破坏;其破坏载荷平均值为482.67 kN,屈曲载荷的平均值为204 kN,前者为后者的2.37倍,说明该型结构具有很大的后屈曲承载空间.【期刊名称】《航空材料学报》【年(卷),期】2016(036)004【总页数】9页(P55-63)【关键词】复合材料;加筋壁板;屈曲载荷;屈曲模态;后屈曲【作者】张浩宇;何宇廷;冯宇;谭翔飞;郑洁【作者单位】空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;中航工业第一飞机设计研究院,西安710089【正文语种】中文【中图分类】TB332碳纤维增强复合材料由于具有比刚度大、比强度高、抗疲劳性能好、可设计性强、易于整体成形等诸多优点[1],从20世纪60年代初开始,在航空航天工程、汽车工程、核工程等领域中得到了广泛应用[2]。
在结构设计中,相较于纯板结构,加筋板具有提高板结构效能的优点,被广泛应用于飞机的机翼、尾翼、梁腹板、机身蒙皮等结构中。
在飞机实际服役使用过程中,压缩载荷是这些部位承受的一种常见的工况载荷[3],当薄壁加筋板结构在承受压缩作用时,首先发生蒙皮的局部屈曲,但是屈曲后的加筋板仍然具有较髙的后屈曲承载能力,具有可观的后屈曲承载潜力[4-5],因此可以利用后屈曲承载潜力来提高结构的承载能力从而达到减重的目的,这在“为减少每一克重量而奋斗”的飞机结构强度设计领域具有重要意义。
复合材料加筋板后屈曲设计技术欧盟研究综述王海燕;段世慧;孙侠生【摘要】为了保持竞争力,欧洲的飞机工业要求降低开发和使用成本,短期和长期分别降低20%和50%.为了实现这一目标,欧盟在框架计划下支持了一系列复合材料加筋结构后屈曲技术相关的研究项目.飞机复合材料加筋板具有较强的后屈曲承载能力,在飞机设计中可大幅提高结构的承载效率.本文介绍了欧盟在该领域的发展概况,从项目背景、目标、开展的工作、分析方法以及研究成果等方面阐述了欧盟在第五、第六和第七框架及其他项目下支持的复合材料加筋结构后屈曲设计分析技术相关研究项目,并分析了该领域技术的发展趋势及带来的启示.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2015(006)002【总页数】10页(P139-148)【关键词】欧盟;后屈曲分析;复合材料加筋板【作者】王海燕;段世慧;孙侠生【作者单位】中国飞机强度研究所计算结构技术与仿真中心,西安710065;中国飞机强度研究所计算结构技术与仿真中心,西安710065;中国飞机强度研究所计算结构技术与仿真中心,西安710065;西北工业大学航空学院,西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V214.8中航工业集团创新基金(2012A62322R)随着航空科学技术的不断进步,新材料飞速发展,其中以复合材料的发展最为突出。
复合材料相比传统金属材料,具有比强度和比刚度高、可设计性强、疲劳性能好、重量轻、耐腐蚀等优点,将先进复合材料应用于飞机结构可减重20%~30%,这是其他材料和技术很难达到的效果。
从目前波音和空客两大航空制造巨头的激烈竞争来看,在飞机的材料和技术选择上,没有使用复合材料的飞机是没有竞争力和发展潜力的。
复合材料在飞机上的用量和应用部位已经成为衡量飞机结构先进性、舒适性、经济性的重要指标之一。
美国及欧洲为了保持他们在复合材料技术领域的领先优势,不断以开展专项复合材料技术及其结构技术综合发展计划的形式,进行先进复合材料技术的研究工作,并在技术达到一定成熟度时进行综合演示验证,取得了不少技术先进、经济可接受,且可投入使用的技术成果。
复合材料加筋板剪切屈曲与后屈曲承载特性杨钧超;柴亚南;陈向明;邓凡臣;孙茜【摘要】采用试验、工程算法及有限元方法研究了复合材料加筋板剪切性能.首先进行了剪切试验,试验结果表明:加筋板失效模式为筋条脱粘、蒙皮局部破损,加筋板的破坏载荷是屈曲载荷的1.14倍.然后,对工程算法进行修正,提出了一种计算屈曲载荷的快速分析方法;工程算法得到的屈曲载荷相对误差为3.53%.最后,建立了有限元模型,模型考虑了试验件与夹具的连接;通过有限元方法得到的屈曲载荷、屈曲模态及破坏模式与试验结果一致;与试验相比,屈曲载荷、破坏载荷的相对误差分别为2.21%、14.4%.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2019(019)007【总页数】5页(P289-293)【关键词】复合材料加筋板;剪切;屈曲;后屈曲;失效模式【作者】杨钧超;柴亚南;陈向明;邓凡臣;孙茜【作者单位】中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;沈阳飞机设计研究所,沈阳110035【正文语种】中文【中图分类】V257.13复合材料具有比强度和比刚度高、可设计性强、疲劳性能好、重量轻、耐腐蚀等优异性能,被广泛应用于航空航天领域[1,2]。
复合材料薄壁加筋结构承载效率较高,是飞机中常见的结构形式,如机翼壁板、机身壁板以及梁腹板等。
在剪切载荷作用下,该类结构容易失稳,但失稳后仍然具有较高的承载能力。
因此,研究复合材料加筋板剪切屈曲与后屈曲承载特性,进一步提高结构效率具有重要工程意义。
目前,部分国内外学者对复合材料薄壁加筋结构的稳定性问题开展了研究。
张国凡等[3]、Villani等[4]等开展了复合材料加筋板剪切稳定性试验,结合有限元分析方法,详细讨论了加筋板的剪切屈曲与后屈曲性能。
复合材料学报第25卷 第2期 4月 2008年A cta M ateriae Co mpo sitae SinicaV ol 25N o 2A pril2008文章编号:1000-3851(2008)02-0178-10收稿日期:2007-03-26;收修改稿日期:2007-10-29通讯作者:许希武,教授,博士生导师,主要从事复合材料结构力学、飞行器结构完整性评定技术和计算力学等领域的科研和教学工作E -mail:xw xu @复合材料双曲率壳屈曲和后屈曲的非线性有限元研究陈 伟,许希武*(南京航空航天大学结构强度研究所,南京210016)摘 要: 基于A BA Q U S 软件分析平台,采用非线性有限元法研究了横向载荷作用下复合材料双曲率壳的屈曲和后屈曲行为。
通过在有限元模型中引入T sai -Wu 失效准则,预测了复合材料双曲率壳的初始失效及渐进破坏过程,数值结果和试验数据吻合较好,表明了该模型的合理有效性,并详细讨论了各种参数对屈曲和后屈曲行为的影响。
经分析复合材料双曲率加筋壳在均布压载和剪力联合作用下的屈曲和后屈曲行为,得到了屈曲载荷的拟合曲线,研究表明顺剪力的存在有利于提高屈曲载荷。
关键词: 复合材料双曲率壳;加筋壳;屈曲;后屈曲;非线性有限元;渐进破坏中图分类号: T B332;T B330.1 文献标志码:ABuckling and postbuckling response analysis of the doubly -curvedcomposite shell by nonlinear FEMCH EN Wei,XU Xiw u*(R esear ch Institute of Str uctur es and Str eng th,N anjing U niver sity o f Aer onaut ics and Astr onaut ics,N anjing 210016,China)Abstract: A ccor ding to the finite element packag e A BA Q U S,the buckling and postbuckling r esponse of the doubly-cur ved co mpo site shell under transverse lo ads w as obtained by using the no nlinear finit e element method.A pr og ressive failure model based o n the T sai -W u failure cr iter ion w as intr oduced in the finite element procedur e to pr edict the init ial failure and the pr og ressive failure pr ocess.T he effect of geometr ic par ameters on t he buckling and po stbuckling response has been discussed in detail.T he buckling and po stbuckling of doubly -curv ed co mpo site shells wit h stiffener s subjected to co mbined lo ads wer e simulated.T he r esults indicate that t he shear lo ad is helpful to the incr ease o f the buckling loads.Keywords: doubly -curved composite shell;shell w ith stiffeners;buckling;postbuckling ;nonlinear-finiteelement;prog ressive damage先进复合材料因具有比强度高、比模量大、破损安全性高等优点,在现代飞机结构上得到越来越广泛的应用。
复合材料圆柱壳非轴对称动力屈曲孟豪;韩志军;路国运【摘要】考虑应力波效应,通过Hamilton原理得到轴向阶跃荷载下复合材料圆柱壳非轴对称动力屈曲控制方程.根据圆柱壳周向连续性设出径向位移的周向函数形式,使用分离变量法得到应力波反射前复合材料圆柱壳动力屈曲临界荷载解析解及屈曲模态,将该结果与里兹法所得结果进行了对比,结果表明两种方法所得临界荷载差值等于转动惯性的影响项.用MATLAB软件编程分析了径厚比、铺层角度等因素对临界荷载的影响.结果表明转动惯性对圆柱壳动力屈曲临界荷载的影响可以忽略,环向模态数越大,临界荷载越大且对应的屈曲模态图越复杂.%Considering effects of stress wave,the governing equation for non-axisymmetric dynamic buckling of composite cylindrical shells under an axial step load was derived using Hamilton principle.The expression of radial displacement function along the circumferential direction was assumed according to its continuity along the circumferential direction.The analytical solution to the critical load of the dynamic buckling of a composite cylindrical shell and its buckling modes were derived with the variable separation method before the reflection of stress paring the critical load with that gained with Ritz method,it was shown that the difference between the two critical loads is equal to the influence term due to rotary inertia.The influences of diameter-thickness ratio,and ply orientation,etc.on the critical load were analyzed with a self-compiled MATLAB-based code.The results showed that the effect of rotary inertia on the critical load can be neglected;thehigher the circumferential mode order,the larger the critical load and the more complex the corresponding buckling mode shape.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2017(036)011【总页数】5页(P27-30,78)【关键词】复合材料;应力波;动力屈曲;非轴对称;解析解【作者】孟豪;韩志军;路国运【作者单位】太原理工大学力学学院,太原030024;太原理工大学力学学院,太原030024;太原理工大学建筑与土木工程学院,太原030024【正文语种】中文【中图分类】O343;TB33复合材料圆柱壳因其优良的性能被广泛应用于军事以及航空航天等领域。
复合材料加筋壁板压缩屈曲与后屈曲分析李乐坤;李曙林;常飞;石晓朋;张铁军【摘要】为了建立复合材料加筋壁板承受压缩载荷下屈曲、后屈曲和破坏整个失效过程的数值分析方法,对复合材料加筋壁板进行了压缩稳定性试验和有限元分析研究.采用特征值分析法对加筋壁板进行了屈曲分析,得到加筋壁板的屈曲模态、屈曲特征值及屈曲载荷;根据加载端的载荷-位移曲线采用弧长法(Riks),得到了弧长法的屈曲载荷及后屈曲承载路径;引入失效准则,得到后屈曲直至破坏的承载能力.对比两种有限元分析法与试验结果可以得到:加筋壁板的后屈曲承载能力很大,特征值法分析屈曲载荷较弧长法更精确,而弧长法可以更好模拟后屈曲行为,建立的分析法与试验结果吻合较好.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2016(048)004【总页数】6页(P563-568)【关键词】复合材料;加筋壁板;屈曲;后屈曲;特征值法;弧长法【作者】李乐坤;李曙林;常飞;石晓朋;张铁军【作者单位】空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安,710038【正文语种】中文【中图分类】TB332复合材料加筋壁板以其比重小、比强度高和比模量大等特点,被广泛应用于飞机结构中。
当其受到剪切、压缩等载荷作用时,常因稳定性问题而发生失效。
加筋壁板承受外载时其稳定性问题较为复杂,以致一些设计部门一直以结构的初始屈曲载荷作为设计许用载荷。
但是加筋壁板的屈曲并不等于破坏,其结构的承载能力要高于屈曲载荷,甚至后屈曲承载能力大大高于初始屈曲载荷。
目前,针对复合材料层合板和加筋壁板的屈曲和后屈曲问题,国内外都进行了一定的研究。
沈惠申[1]采用摄动技术系统地研究了大挠度条件下的层合板和圆柱壳的屈曲及后屈曲问题,并提供了一个完整的理论体系来处理复合材料层合板的屈曲行为。
基于ABAQUS复合材料薄壁圆筒的屈曲分析由于玻璃钢复合材料的薄壁圆筒结构具有强度高、重量轻、刚度大、耐腐蚀,电绝缘及透微波等优点,目前已广泛应用于航空航天和民用领域中。
工程中广泛使用的这些薄壁圆筒,当它们受压缩、剪切、弯曲和扭转等荷载作用时,最常见的失效模式为屈曲。
因此,为了保证结构的安全,需要进行屈曲分析。
对结构进行屈曲分析,涉及到较复杂的弹(塑)性理论和数学计算,要通过求解高阶偏微分方程组,才能求解失稳临界荷载,而且只有少数简单结构才能求得精确的解析解。
因此,只能采用能量法、数值方法和有限元方法等近似的分析方法进行分析。
近20年来,随着计算机和有限元方法的迅猛发展,形成了许多的实用分析程序,提高了对复杂结构进行屈曲分析的能力和设计水平。
ABAQUS 就是其中的杰出代表。
1.屈曲有限元理论有限元方法中,对结构的屈曲失稳问题的分析方法主要有两类:一类是通过特征值分析计算屈曲载荷,另一类是利用结合Newton—Raphson迭代的弧长法来确定加载方向,追踪失稳路径的几何非线性分析方法,能有效分析高度非线性屈曲和后屈曲问题。
1.1线性屈曲假设结构受到的外载荷模式为。
,幅值大小为,结构内力为Q,则静力平衡方程应为进一步考察结构在载荷作用下的平衡方程,得到由于结构达到保持稳定的临界载荷时有,代入上式得该方程对应的特征值问题为如果忽略几何刚度增量的影响,屈曲分析的方程又可进一步简化为该方程即为求解线性屈曲的特征值方程。
为屈曲失稳载荷因子,为结构失稳形态的特征向量。
1.2非线性屈曲非线性屈曲分析方法多采用弧长法进行分步迭代计算,在增量非线性有限元分析中,沿着平衡路径迭代位移增量的大小(也叫弧长)和方向,确定载荷增量的自动加载方案,可用于高度非线性的屈曲失稳问题。
与提取特征值的线性屈曲分析相比,弧长法不仅考虑刚度奇异的失稳点附近的平衡,而且通过追踪整个失稳过程中实际的载荷、位移关系,获得结构失稳前后的全部信息,适合于高度非线性的屈曲失稳问题。
ABAQUS模拟流程2009-9-29目录1.综述2.分析对象介绍2.1 实验介绍2.1.1实验试件2.1.2实验结果3.数值模拟过程详述3.1分析方法3.2 材料属性定义3.3 截面属性3.4 屈曲分析3.5 单元和载荷3.6 创建Job3.7 Riks分析4.计算结果4.1屈曲模拟结果4.2Riks后屈曲极限载荷分析结果1.综述本人硕士阶段的任务是模拟复合材料船体梁的极限强度分析,其中最基本的内容是对复合材料加筋板的屈曲后屈曲分析以得到加筋板崩溃下的应力应变曲线,以对后期研究做铺垫。
考虑到复合材料加筋板材料的复杂性,现阶段对复合材料加筋板的极限强度和应力应变关系还没有一个像钢船那样简化的分析经验公式等简化方法。
为了能够在这种情况下得到船体梁极限强度,对于船体梁基本类型的加筋板,考虑进行非线性有限元分析以得到应力应变关系,之后通过对各加筋板的应力应变关系后处理得到复合材料中舱段的极限强度。
基于此,下面对某复合材料加筋板的应力应变关系进行详细分析和讨论。
其中有所错误和不足,请各位参阅者给予批评和指教,作者在此深表谢意。
2.分析对象介绍2.1试验介绍为了考虑分析的合理性和有效性,本文对1998年韩国Cheol-Won Kong等人做的复合材料加筋板的极限承载试验进行分析以作对比。
试验结果如下所示,具体参见附录[1]。
2.1.1实验试件试验中对三种试件进行了实验,分别是Blade型,I 型1类(cap 10mm),I型2类(cap 20mm)。
具体几何尺寸如下图所示。
图1 试验试件几何尺寸图2.1.2实验结果试验中测量了屈曲和后屈曲的整个试件变形情况,在这里我们关心的是加筋板的极限强度和相应端缩位移,因此在这里列出了实验获得的加筋板的极限强度和端缩位移结果。
表1 试验结果极限载荷值EA(MN) P cr(kN) P ul(kN) P ul/P cr Panel Capwidth(mm)S1 0 13.195.484.89 26.804.409.08 39.93S2 10 16.45S3 20 18.107.028.74 61.40S1:Blade型加筋模式S2:I型加筋模式(cap 10mm)S3:I型加筋模式(cap 20mm)P cr: 屈曲载荷P ul:后屈曲极限压缩载荷EA:轴向拉伸刚度试验结果测量的短缩位移如下图所示:图2 试件载荷-端缩曲线从上图可知,对于试件S1,在极限载荷时对应的端缩位移为1.0mm左右。
轴压载荷作用下复合材料单筋条壁板后屈曲与损伤耦合分析孔斌陈普会南京航空航天大学二〇〇八年十月南京航空航天大学科研报告摘要复合材料加筋壁板是航空工程中应用比较广泛的典型结构细节件,对其力学性能进行研究具有重要意义。
用数值分析方法研究复合材料典型结构单元在轴压作用下的失效机理和传载特性,对复合材料整体化结构的设计具有重要的指导意义。
针对一种材料体系(T700/BA9916),设计了三种单筋条壁板试验件(L型、T型和M 型筋条),采用ABAQUS商业化有限元分析软件共建立了9个分析模型,分别采用了结构后屈曲分析方法、融合渐进损伤分析的结构后屈曲分析方法和融合内聚力模型的结构后屈曲分析方法对相关模型的轴压失效过程进行了模拟分析,并将不同分析结果和分析方法进行了对比,得到了一些对结构单元的细节设计具有指导意义的结论,并对进一步的研究工作进行了展望。
关键词:单筋条壁板,后屈曲分析,渐进损伤分析,内聚力模型,承载能力i轴压载荷作用下复合材料单筋条壁板后屈曲与损伤耦合分析ii 目录摘要 (i)第一章引言 (1)第二章有限元分析方法 (2)2.1 结构后屈曲分析 (2)2.2 渐进损伤分析 (2)2.3基于内聚力模型的界面元分析 (3)第三章有限元建模与分析 (4)3.1 试验件设计 (4)3.2 有限元建模与分析 (4)3.2.1 L型单筋条壁板 (5)3.2.2 T型单筋条壁板 (13)3.2.3 M型单筋条壁板 (21)3.2.4三种单筋条壁板的综合分析 (29)第四章结论与展望 (31)4.1 全文总结 (31)4.2 工作展望 (31)南京航空航天大学科研报告第一章引言随着先进复合材料在飞行器结构中的应用越来越多,结构设计理念正在发生变革,目前的主要发展趋势是采用整体化的设计思想。
整体化设计指的是将若干个零件设计成一个较大的整体件,从而减少零件数量,减少连接件和连接过渡区附加重量、减少装配,进而减轻结构重量、降低成本。