薛俊川++戰(zhàn)宇

摘 要：采用兩種建模方法對復(fù)合材料壁板大開口結(jié)構(gòu)進行拉伸模擬，第一種采用SC8R連續(xù)體殼單元離散，第二種采用S4R常規(guī)殼單元離散，并將兩種模擬結(jié)果與試驗結(jié)果進行分析比較，驗證有限元模型的準確性，并分析模擬與試驗結(jié)果出現(xiàn)偏差的原因。 試驗及模擬結(jié)果表明壁板開孔補強方法有效，滿足工程使用要求。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料 開孔壁板 拉伸 有限元

中圖分類號：V224 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2014）08（b）-0081-01

復(fù)合材料以其比強度高，比剛度大、可設(shè)計性強、抗疲勞斷裂性能好和耐腐蝕等優(yōu)點大面積應(yīng)用于飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中[1]。在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中，機體主承力結(jié)構(gòu)占總重量的70%以上，所以為了獲得明顯的減重效益，就必須將復(fù)合材料應(yīng)用于主承力結(jié)構(gòu)上。復(fù)合材料加筋壁板是工程中應(yīng)用比較廣泛的一種結(jié)構(gòu)，由于維修和裝配等原因，常常在壁板上設(shè)置口蓋，導(dǎo)致開口部位出現(xiàn)很大應(yīng)力集中，為了保證結(jié)構(gòu)的使用安全，常常需要對結(jié)構(gòu)進行強度分析[2]。

1 試驗方案

本次試驗的極限載荷為400 kN，限制載荷為268 kN，溫度：（23±3）℃；相對濕度：（50±5）%?？紤]環(huán)境影響，環(huán)境影響因子1.2。共布置應(yīng)變花24個，單軸應(yīng)變計116個。以5%極限載荷為級差，加載至50%極限載荷，然后以2%極限載荷為級差，加載至100%極限載荷，最后以1%極限載荷為級差加載至300%極限載荷，加載完成后卸載。

2 有限元模型

第一種有限元模型：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。對于鋪層遞減區(qū)域，首先在三維模型里劃分出相應(yīng)的區(qū)域，然后對體殼單元賦予鋪層屬性時，只需要設(shè)置為遞減之后的鋪層屬性即可，這種建模方法簡單易懂，且耗時較短。

第二種有限元模型：復(fù)合材料大開孔壁板和長桁均采用S4R常規(guī)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。

在300%極限載荷情況下，結(jié)構(gòu)最大縱向拉伸應(yīng)變均出現(xiàn)在復(fù)合材料壁板大開孔周圍，第一種有限元模型最大縱向拉伸應(yīng)變?yōu)?053，第二種有限元模型最大縱向拉伸應(yīng)變?yōu)?717。第一種模型與實驗值8550更為接近。兩種建模方法下的結(jié)構(gòu)剛度，第一種略大于第二種，整個加載過程中曲線的斜率并未出現(xiàn)變化，也未出現(xiàn)明顯的掉載點，說明整個過程中整個結(jié)構(gòu)剛度基本沒有變化，整個結(jié)構(gòu)在模擬過程中未出現(xiàn)破壞，這與試驗結(jié)果基本符合。與模擬結(jié)果不相符的是在試驗過程中，首先脫粘的位置是大開孔上方長桁與壁板之間，考慮可能是預(yù)制沖擊損傷時，由壁板內(nèi)側(cè)向外側(cè)沖擊時，造成長桁與壁板間的界面性能下降，因此在拉伸過程中沖擊附近位置的長桁和壁板發(fā)生脫粘。

3 結(jié)果對比

考慮到壁板的左右對稱，針對整個結(jié)構(gòu)中比較典型的位置處應(yīng)變片的數(shù)值與模擬過程中的數(shù)值進行比較.

在復(fù)合材料大開口附近的幾個典型應(yīng)變片位置中，常規(guī)殼單元建模模擬出的結(jié)果更接近試驗值，而在遠離大開口的位置連續(xù)殼單元建模模擬的結(jié)果更接近試驗值，考慮到可能由于在大開口附近嚴重的應(yīng)力集中導(dǎo)致原本厚度就比較小的連續(xù)殼單元網(wǎng)格更加扭曲，出現(xiàn)嚴重變形而導(dǎo)致結(jié)果出現(xiàn)失真。有些位置有限元的模擬結(jié)果和試驗結(jié)果在剛加載階段差距比較大，但是在接近300%極限載荷時比較接近，考慮到可能因為試驗件長度比較大，導(dǎo)致在加載過程中出現(xiàn)偏心，從而在加載初期出現(xiàn)模擬與試驗之間的偏差。有些位置有限元模擬結(jié)果跟試驗結(jié)果差距比較大，考慮可能在試驗過程中由于長桁與壁板出現(xiàn)脫粘造成。

4 結(jié)論

（1）應(yīng)用有限元模擬拉伸過程與試驗結(jié)果基本吻合，說明本文有限元建模方法具有較好的精度，因此應(yīng)用此種方法可對不同構(gòu)型及尺寸參數(shù)的壁板進行模擬分析，從而為進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計及工程應(yīng)用提供參考。

（2）復(fù)合材料開口壁板補強之后，結(jié)構(gòu)安全可靠，滿足工程要求。

參考文獻

[1] 杜善義.先進復(fù)合材料與航空航天[J].復(fù)合材料學報，2007，24（1）：1-12.

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

摘 要：采用兩種建模方法對復(fù)合材料壁板大開口結(jié)構(gòu)進行拉伸模擬，第一種采用SC8R連續(xù)體殼單元離散，第二種采用S4R常規(guī)殼單元離散，并將兩種模擬結(jié)果與試驗結(jié)果進行分析比較，驗證有限元模型的準確性，并分析模擬與試驗結(jié)果出現(xiàn)偏差的原因。 試驗及模擬結(jié)果表明壁板開孔補強方法有效，滿足工程使用要求。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料 開孔壁板 拉伸 有限元

中圖分類號：V224 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2014）08（b）-0081-01

復(fù)合材料以其比強度高，比剛度大、可設(shè)計性強、抗疲勞斷裂性能好和耐腐蝕等優(yōu)點大面積應(yīng)用于飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中[1]。在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中，機體主承力結(jié)構(gòu)占總重量的70%以上，所以為了獲得明顯的減重效益，就必須將復(fù)合材料應(yīng)用于主承力結(jié)構(gòu)上。復(fù)合材料加筋壁板是工程中應(yīng)用比較廣泛的一種結(jié)構(gòu)，由于維修和裝配等原因，常常在壁板上設(shè)置口蓋，導(dǎo)致開口部位出現(xiàn)很大應(yīng)力集中，為了保證結(jié)構(gòu)的使用安全，常常需要對結(jié)構(gòu)進行強度分析[2]。

1 試驗方案

本次試驗的極限載荷為400 kN，限制載荷為268 kN，溫度：（23±3）℃；相對濕度：（50±5）%。考慮環(huán)境影響，環(huán)境影響因子1.2。共布置應(yīng)變花24個，單軸應(yīng)變計116個。以5%極限載荷為級差，加載至50%極限載荷，然后以2%極限載荷為級差，加載至100%極限載荷，最后以1%極限載荷為級差加載至300%極限載荷，加載完成后卸載。

2 有限元模型

第一種有限元模型：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。對于鋪層遞減區(qū)域，首先在三維模型里劃分出相應(yīng)的區(qū)域，然后對體殼單元賦予鋪層屬性時，只需要設(shè)置為遞減之后的鋪層屬性即可，這種建模方法簡單易懂，且耗時較短。

第二種有限元模型：復(fù)合材料大開孔壁板和長桁均采用S4R常規(guī)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。

在300%極限載荷情況下，結(jié)構(gòu)最大縱向拉伸應(yīng)變均出現(xiàn)在復(fù)合材料壁板大開孔周圍，第一種有限元模型最大縱向拉伸應(yīng)變?yōu)?053，第二種有限元模型最大縱向拉伸應(yīng)變?yōu)?717。第一種模型與實驗值8550更為接近。兩種建模方法下的結(jié)構(gòu)剛度，第一種略大于第二種，整個加載過程中曲線的斜率并未出現(xiàn)變化，也未出現(xiàn)明顯的掉載點，說明整個過程中整個結(jié)構(gòu)剛度基本沒有變化，整個結(jié)構(gòu)在模擬過程中未出現(xiàn)破壞，這與試驗結(jié)果基本符合。與模擬結(jié)果不相符的是在試驗過程中，首先脫粘的位置是大開孔上方長桁與壁板之間，考慮可能是預(yù)制沖擊損傷時，由壁板內(nèi)側(cè)向外側(cè)沖擊時，造成長桁與壁板間的界面性能下降，因此在拉伸過程中沖擊附近位置的長桁和壁板發(fā)生脫粘。

3 結(jié)果對比

考慮到壁板的左右對稱，針對整個結(jié)構(gòu)中比較典型的位置處應(yīng)變片的數(shù)值與模擬過程中的數(shù)值進行比較.

在復(fù)合材料大開口附近的幾個典型應(yīng)變片位置中，常規(guī)殼單元建模模擬出的結(jié)果更接近試驗值，而在遠離大開口的位置連續(xù)殼單元建模模擬的結(jié)果更接近試驗值，考慮到可能由于在大開口附近嚴重的應(yīng)力集中導(dǎo)致原本厚度就比較小的連續(xù)殼單元網(wǎng)格更加扭曲，出現(xiàn)嚴重變形而導(dǎo)致結(jié)果出現(xiàn)失真。有些位置有限元的模擬結(jié)果和試驗結(jié)果在剛加載階段差距比較大，但是在接近300%極限載荷時比較接近，考慮到可能因為試驗件長度比較大，導(dǎo)致在加載過程中出現(xiàn)偏心，從而在加載初期出現(xiàn)模擬與試驗之間的偏差。有些位置有限元模擬結(jié)果跟試驗結(jié)果差距比較大，考慮可能在試驗過程中由于長桁與壁板出現(xiàn)脫粘造成。

4 結(jié)論

（1）應(yīng)用有限元模擬拉伸過程與試驗結(jié)果基本吻合，說明本文有限元建模方法具有較好的精度，因此應(yīng)用此種方法可對不同構(gòu)型及尺寸參數(shù)的壁板進行模擬分析，從而為進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計及工程應(yīng)用提供參考。

（2）復(fù)合材料開口壁板補強之后，結(jié)構(gòu)安全可靠，滿足工程要求。

參考文獻

[1] 杜善義.先進復(fù)合材料與航空航天[J].復(fù)合材料學報，2007，24（1）：1-12.

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

摘 要：采用兩種建模方法對復(fù)合材料壁板大開口結(jié)構(gòu)進行拉伸模擬，第一種采用SC8R連續(xù)體殼單元離散，第二種采用S4R常規(guī)殼單元離散，并將兩種模擬結(jié)果與試驗結(jié)果進行分析比較，驗證有限元模型的準確性，并分析模擬與試驗結(jié)果出現(xiàn)偏差的原因。 試驗及模擬結(jié)果表明壁板開孔補強方法有效，滿足工程使用要求。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料 開孔壁板 拉伸 有限元

中圖分類號：V224 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2014）08（b）-0081-01

復(fù)合材料以其比強度高，比剛度大、可設(shè)計性強、抗疲勞斷裂性能好和耐腐蝕等優(yōu)點大面積應(yīng)用于飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中[1]。在飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計中，機體主承力結(jié)構(gòu)占總重量的70%以上，所以為了獲得明顯的減重效益，就必須將復(fù)合材料應(yīng)用于主承力結(jié)構(gòu)上。復(fù)合材料加筋壁板是工程中應(yīng)用比較廣泛的一種結(jié)構(gòu)，由于維修和裝配等原因，常常在壁板上設(shè)置口蓋，導(dǎo)致開口部位出現(xiàn)很大應(yīng)力集中，為了保證結(jié)構(gòu)的使用安全，常常需要對結(jié)構(gòu)進行強度分析[2]。

1 試驗方案

本次試驗的極限載荷為400 kN，限制載荷為268 kN，溫度：（23±3）℃；相對濕度：（50±5）%?？紤]環(huán)境影響，環(huán)境影響因子1.2。共布置應(yīng)變花24個，單軸應(yīng)變計116個。以5%極限載荷為級差，加載至50%極限載荷，然后以2%極限載荷為級差，加載至100%極限載荷，最后以1%極限載荷為級差加載至300%極限載荷，加載完成后卸載。

2 有限元模型

第一種有限元模型：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。對于鋪層遞減區(qū)域，首先在三維模型里劃分出相應(yīng)的區(qū)域，然后對體殼單元賦予鋪層屬性時，只需要設(shè)置為遞減之后的鋪層屬性即可，這種建模方法簡單易懂，且耗時較短。

第二種有限元模型：復(fù)合材料大開孔壁板和長桁均采用S4R常規(guī)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。

在300%極限載荷情況下，結(jié)構(gòu)最大縱向拉伸應(yīng)變均出現(xiàn)在復(fù)合材料壁板大開孔周圍，第一種有限元模型最大縱向拉伸應(yīng)變?yōu)?053，第二種有限元模型最大縱向拉伸應(yīng)變?yōu)?717。第一種模型與實驗值8550更為接近。兩種建模方法下的結(jié)構(gòu)剛度，第一種略大于第二種，整個加載過程中曲線的斜率并未出現(xiàn)變化，也未出現(xiàn)明顯的掉載點，說明整個過程中整個結(jié)構(gòu)剛度基本沒有變化，整個結(jié)構(gòu)在模擬過程中未出現(xiàn)破壞，這與試驗結(jié)果基本符合。與模擬結(jié)果不相符的是在試驗過程中，首先脫粘的位置是大開孔上方長桁與壁板之間，考慮可能是預(yù)制沖擊損傷時，由壁板內(nèi)側(cè)向外側(cè)沖擊時，造成長桁與壁板間的界面性能下降，因此在拉伸過程中沖擊附近位置的長桁和壁板發(fā)生脫粘。

3 結(jié)果對比

考慮到壁板的左右對稱，針對整個結(jié)構(gòu)中比較典型的位置處應(yīng)變片的數(shù)值與模擬過程中的數(shù)值進行比較.

在復(fù)合材料大開口附近的幾個典型應(yīng)變片位置中，常規(guī)殼單元建模模擬出的結(jié)果更接近試驗值，而在遠離大開口的位置連續(xù)殼單元建模模擬的結(jié)果更接近試驗值，考慮到可能由于在大開口附近嚴重的應(yīng)力集中導(dǎo)致原本厚度就比較小的連續(xù)殼單元網(wǎng)格更加扭曲，出現(xiàn)嚴重變形而導(dǎo)致結(jié)果出現(xiàn)失真。有些位置有限元的模擬結(jié)果和試驗結(jié)果在剛加載階段差距比較大，但是在接近300%極限載荷時比較接近，考慮到可能因為試驗件長度比較大，導(dǎo)致在加載過程中出現(xiàn)偏心，從而在加載初期出現(xiàn)模擬與試驗之間的偏差。有些位置有限元模擬結(jié)果跟試驗結(jié)果差距比較大，考慮可能在試驗過程中由于長桁與壁板出現(xiàn)脫粘造成。

4 結(jié)論

（1）應(yīng)用有限元模擬拉伸過程與試驗結(jié)果基本吻合，說明本文有限元建模方法具有較好的精度，因此應(yīng)用此種方法可對不同構(gòu)型及尺寸參數(shù)的壁板進行模擬分析，從而為進行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計及工程應(yīng)用提供參考。

（2）復(fù)合材料開口壁板補強之后，結(jié)構(gòu)安全可靠，滿足工程要求。

參考文獻

[1] 杜善義.先進復(fù)合材料與航空航天[J].復(fù)合材料學報，2007，24（1）：1-12.

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