榮海波++邢益輝

摘 要：通過對復(fù)合材料工型梁進行承載能力試驗研究，得到復(fù)合材料工型梁的破壞模式和破壞載荷。試驗結(jié)果表明，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件批次間離散性對其承載能力有一定的影響；而在工型梁腹板處增加T型加強角材，可以提高試驗件的整體抗彎承載能力有較大提高，對直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料工型梁；承載能力；試驗

中圖分類號：V212.4 文獻標(biāo)志碼：A 文章編號：2095-2945（2017）20-0005-03

1 概述

先進的復(fù)合材料是20世紀(jì)60年代中期問世的一種新型材料，一經(jīng)出現(xiàn)就顯示出強大的生命力。其具有比強度高、比剛度大、較好的耐腐蝕性、抗疲勞性以及較強的可設(shè)計性等一系列優(yōu)點，已經(jīng)在航空航天結(jié)構(gòu)中獲得了廣泛的應(yīng)用，對于結(jié)構(gòu)的減重優(yōu)化和性能的提高起到了非常重要的作用。先進復(fù)合材料在飛機上應(yīng)用的部位和用量幾乎成為衡量飛機先進性的一個重要指標(biāo)[1～3]。

直升機機體結(jié)構(gòu)上復(fù)合材料的應(yīng)用，已占到機體結(jié)構(gòu)質(zhì)量的40%-80%，因此復(fù)合材料機體結(jié)構(gòu)設(shè)計直接關(guān)系到直升機的總體性能。目前，在直升機結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用已由次承力結(jié)構(gòu)逐步過渡到主承力結(jié)構(gòu)，常見的結(jié)構(gòu)形式有層合板梁、框骨架等[4]。本文以典型復(fù)合材料工型梁結(jié)構(gòu)為研究對象，對其承載能力進行試驗研究，以期對直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計提供有價值的參考。

2 試驗

2.1 試驗件

試驗件以典型的復(fù)合材料工型梁為基礎(chǔ)，為帶有減輕孔的工型薄壁梁，全長2000mm。試驗件共有3件，其中，試驗件1和2狀態(tài)完全相同，試驗件3在中間腹板區(qū)域粘貼了T型加強角材，如圖1所示。

2.2 試驗內(nèi)容

試驗在室溫下進行，試驗件采用夾具支持，兩端模擬簡支約束（試驗件延展向自由），每端200mm區(qū)域用來設(shè)計支持夾具，約束上突緣的側(cè)向位移，試驗選擇3個加載點，且各個加載點施加載荷相同，如圖2所示。

試驗件貼片見圖3所示，應(yīng)變花測量點共4個（13～16），分別在工型梁不同的腹板區(qū)域，拉壓應(yīng)變測量點共20個，分別測量上下突緣（1～12）、腹板加厚區(qū)（17～18）及開孔附近（19～24）的應(yīng)變。變形測量點共1點，位于試驗件的中間位置，即應(yīng)變片5～8之間試驗件的中心軸線位置，測量沿著載荷方向的位移。試驗過程中根據(jù)試驗要求，分別測量并記錄各級載荷下各測量點的應(yīng)變值和位移值。

試驗分為兩種狀態(tài)進行，分別為定載荷試驗和破壞載荷試驗，試驗完成后，記錄試驗件的載荷～應(yīng)變數(shù)據(jù)。

2.3 試驗結(jié)果分析

試驗共進行了3組，分別按定載荷級數(shù)進行三點逐級協(xié)調(diào)加載。隨著載荷的增加，試驗件發(fā)出多次輕微的響聲，在試驗件中間位置處可以看到逐級明顯的彎曲變形。當(dāng)載荷逐步增加到接近破壞載荷時，試驗件發(fā)出較大的聲響，試驗件破壞，在破壞處發(fā)生劈裂，試驗后照片如圖4～圖6所示。各組試驗的破壞載荷和位移見表1。

對測量數(shù)據(jù)進行處理，將腹板面應(yīng)變花測量點應(yīng)變轉(zhuǎn)化為最大、最小主應(yīng)變及剪應(yīng)變，得到在破壞載荷狀態(tài)下，試驗件突緣的載荷-應(yīng)變曲線、腹板孔邊載荷-應(yīng)變曲線以及腹板面載荷-應(yīng)變曲線（圖7為試件1結(jié)果）。

2.3.1 試驗破壞模式

復(fù)合材料工型梁在兩端簡支約束（試驗件延展向自由）狀態(tài)下，中間下凸緣施加集中載荷，導(dǎo)致梁整體發(fā)生彎曲變形。當(dāng)上、下突緣的層合板的軸向應(yīng)力達到材料的拉伸或壓縮強度時，突緣發(fā)生拉伸或壓縮失效。

從載荷-應(yīng)變曲線和載荷-位移曲線可以看出，隨著載荷的增加，曲線以一條近似直線的曲率延長，當(dāng)載荷接近破壞臨界載荷時，兩種曲線增長率迅速提高，隨即試驗件發(fā)生破壞。說明破壞前試驗件一直處于彈性變形范圍內(nèi)，一旦進入塑性，試件很快就會發(fā)生破壞。

2.3.2 工藝的影響

試件1和2鋪層和尺寸完全相同，兩個試驗件破壞模式相同，破壞的位置都在試驗件中間加載點位置處。分別在試件1和試件2上選取相應(yīng)位置的點，進行載荷-應(yīng)變及載荷-位移對比，如圖8所示。

從曲線可以看出，二者上、下突緣及腹板開孔周圍的載荷-應(yīng)變曲線重合較好，相同載荷級數(shù)下，試件2比試件1應(yīng)變稍小，而腹板處曲線差異相對突緣來說大一些，越接近破壞載荷曲線曲率差異越大。從表1可以看出，試件1和試件2的破壞載荷分別為7600N和7200N，誤差為5%左右；破壞時位移分別為25.2mm和24.4mm，誤差為3%。說明復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件工藝及加工等生產(chǎn)過程對其承載能力有一定的影響。

2.3.3 T型加強件的影響

試件3在試件1、2的基礎(chǔ)上，在三個加載點上方的腹板處各增加了一個T型加強角材。從試驗件破壞模式可以看出，試件1、2的破壞位置在中間加載點處，上、下突緣發(fā)生拉、壓破壞，而試件3中間加載點處并未發(fā)生破壞，在加載點最近處的開孔上下發(fā)生了斷裂。說明T型加強角材的增加，使中間腹板處承載能力提高，而近處的開孔導(dǎo)致腹板變?nèi)?，成為整個結(jié)構(gòu)的最薄弱位置。從表1可看出，試件3的破壞載荷為9400N，破壞時位移為31.6mm，比未加強試件承載能力提高了27%左右。

3 結(jié)束語

本文以典型復(fù)合材料工型梁結(jié)構(gòu)為研究對象，對其承載能力進行試驗研究，通過對3個試驗件的試驗結(jié)果進行對比分析，得到如下結(jié)論：

（1）工型梁在中部彎曲載荷作用下，上、下突緣分別承受拉、壓載荷，當(dāng)其軸向應(yīng)力達到材料的拉伸或壓縮強度時，突緣發(fā)生拉伸或壓縮失效，結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞。通過試驗得到了典型工型復(fù)合材料梁的抗彎承載能力，分別為7200N、7400N和9400N。

（2）復(fù)合材料工藝及加工等生產(chǎn)過程對其承載能力有一定的影響。

（3）在工型梁腹板處增加T型加強角材，可以提高試驗件的整體抗彎承載能力。

參考文獻：

[1]中國航空研究院.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001.

[2]飛機設(shè)計手冊總編委會.飛機設(shè)計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2000.

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

[4]楊乃賓，倪先平.直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計[M].北京：國防工業(yè)出版社，2008.