薛俊川　戰(zhàn)宇

摘 要：本文研究復(fù)合材料大開口壁板的穩(wěn)定性能，應(yīng)用商用有限元軟件ABAQUS對該結(jié)構(gòu)進行有限元建模，開展數(shù)值分析，選用Hashin準(zhǔn)則，對界面選用Quards二次應(yīng)力判據(jù)分別判斷其失效，得到壁板的屈曲載荷和屈曲模態(tài)，然后對壁板進行后屈曲分析，進一步得到結(jié)構(gòu)的破壞載荷和破壞方式。從分析結(jié)果表明該結(jié)構(gòu)具有較強的后屈曲承載能力。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料 壁板 后屈曲 穩(wěn)定性 大開口

中圖分類號：TB33 文獻標(biāo)識碼：A 文章編號：1672-3791（2014）08（a）-0067-01

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的典型形式之一是復(fù)合材料加筋壁板，該結(jié)構(gòu)主要由層合板和長桁組成，該結(jié)構(gòu)大量應(yīng)用在飛機上，由于裝配、維修等原因，在這種典型結(jié)構(gòu)上經(jīng)常設(shè)置口蓋，一般該結(jié)構(gòu)在承受壓縮、彎曲、扭轉(zhuǎn)和剪切載荷作用下，容易發(fā)生失效即一般意義上的喪失穩(wěn)定性，亦可稱之為屈曲[1]，結(jié)構(gòu)在失穩(wěn)之后，還能夠繼續(xù)承載，此時又涉及到了結(jié)構(gòu)的后屈曲行為特性，為了研究飛機結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性要求，保證結(jié)構(gòu)的使用安全，工程人員往往需要對結(jié)構(gòu)做穩(wěn)定性分析。[2]

2 有限元分析

2.1 邊界及加載

復(fù)合材料大開孔壁板和長桁均采用SC8R連續(xù)體殼單元離散，同時在蒙皮和長桁之間預(yù)置一層粘接元，粘接元采用COH3D8單元模擬。

有限元模型及邊界條件圖1，右端施加20 mm均勻壓縮位移載荷，左端固支，夾持端采用約束Y方向上的位移來模擬，同時在兩側(cè)邊限制X和Y方向上的位移，以及繞X軸和Y軸的轉(zhuǎn)角來模擬側(cè)邊夾具的支持。

2.2 屈曲分析

計算結(jié)構(gòu)的屈曲模態(tài)時，壓縮位移載荷設(shè)為1 mm。經(jīng)過前屈曲分析得到結(jié)構(gòu)的前三階屈曲模態(tài)，對應(yīng)的特征值分別為2.58，2.68和3.97。

2.3 后屈曲分析

在屈曲分析的基礎(chǔ)上進行后屈曲分析時，在結(jié)構(gòu)中引入的初始擾動為前屈曲的一階模態(tài)。結(jié)構(gòu)的載荷位移曲線見圖2，曲線存在很長的線性段，且突然發(fā)生掉載，說明破壞是突然發(fā)生的。載荷位移曲線掉載時，位移載荷為6.86 mm，結(jié)構(gòu)的支反力為755.76 kN，結(jié)構(gòu)應(yīng)變水平約為3000微應(yīng)變。

結(jié)構(gòu)在復(fù)合材料出現(xiàn)損傷之前，蒙皮和長桁之間的界面首先發(fā)生脫粘，模型中以粘接元的損傷來體現(xiàn)，粘接元起始位置為中間長桁的被打斷處，支持端附近粘接元的損傷緊隨其后，隨著載荷的繼續(xù)增加，復(fù)合材料開始出現(xiàn)損傷，損傷模式為基體壓縮損傷，損傷出現(xiàn)在兩側(cè)長桁中部，緊接著出現(xiàn)的損傷模式為復(fù)合材料纖維壓縮損傷，損傷位置和基體壓縮損傷位置相同。當(dāng)復(fù)合纖維損傷達到一定面積之后，結(jié)構(gòu)達到承載能力最大值，此時加載端位移為6.86 mm，支反力為755.76 kN。

3 結(jié)論

（1）長桁和蒙皮之間首先發(fā)生脫粘，之后兩側(cè)長桁發(fā)生屈曲，進而導(dǎo)致復(fù)合材料基體和纖維發(fā)生壓縮破壞；當(dāng)復(fù)合材料纖維損傷達到一定面積之后，結(jié)構(gòu)達到承載能力的極限，載荷位移曲線掉載，結(jié)構(gòu)的極限承載能力為755.76 kN；（2）由屈曲分析得到結(jié)構(gòu)的一階屈曲特征值為2.58，在此位移下，結(jié)構(gòu)的載荷位移曲線的斜率并未出現(xiàn)明顯的變化，這從側(cè)面說明，結(jié)構(gòu)的局部屈曲對結(jié)構(gòu)整體的剛度影響不大；（3）試件破壞載荷遠大于屈曲載荷，說明本文研究的結(jié)構(gòu)具有較強的后屈曲承載能力，在工程應(yīng)用中應(yīng)充分發(fā)揮該種結(jié)構(gòu)的效能。

參考文獻

[1] 中國航空研究院.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性指南[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.

[2] Zimmermann R，Klein H，Kling A. Buckling and post-buckling of stringer stiffened fiber composite curved panels-Tests and computations. Composite Structures，2006.