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        飛機含排液孔復合材料長桁結(jié)構(gòu)壓縮強度研究

        2019-05-16 07:16:58孟維宇王呈呈
        沈陽航空航天大學學報 2019年2期
        關(guān)鍵詞:排液腹板復合材料

        孟維宇,王呈呈

        (中航沈飛民用飛機有限責任公司 事業(yè)部強度室,沈陽 110041)

        復合材料是20世紀60年代開始興起的新型材料,較傳統(tǒng)金屬材料具有較好的比強度、比剛度、耐腐蝕性和疲勞性能,同時具有金屬材料不具備的可設(shè)計性等優(yōu)點。近年來,隨著復合材料設(shè)計能力和制造工藝水平的提升,復合材料在民機結(jié)構(gòu)應(yīng)用越發(fā)廣泛。復合材料從最初只應(yīng)用于次級結(jié)構(gòu)上,到如今廣泛應(yīng)用于機翼和機身等關(guān)鍵部件上,這標志著先進復合材料正取代傳統(tǒng)輕合金材料成為民用飛機結(jié)構(gòu)的首選材料[1-3]。

        由于飛機在飛行時機身內(nèi)部結(jié)構(gòu)會有水汽凝結(jié)或者積液,飛機設(shè)計時需要布置排液通路,盡量減少積液對飛機飛行重量的影響,同時減少液體對機體結(jié)構(gòu)的腐蝕[4]。民機翼盒結(jié)構(gòu)多采用加筋板梁組成的盒式方案,該類型的結(jié)構(gòu)布置導致在油箱區(qū)內(nèi)部會存在無法排出的余油,余油會導致飛機起飛重量增加,而在加筋壁板結(jié)構(gòu)中,長桁腹板排液孔通常布置在緣條連接區(qū)附近,來盡量減少加筋位置水汽或液體凝積[5-6]。

        現(xiàn)階段針對復合材料結(jié)構(gòu)開口的研究大多考慮大中型尺寸開口對壁板承載能力的影響[7-9],對排液孔這類小開孔研究并不多。而在飛機設(shè)計時,為滿足排液要求,長桁不可避免的需要布置排液孔。隨著復合材料翼盒的使用,長桁布置排液孔會對結(jié)構(gòu)產(chǎn)生較金屬結(jié)構(gòu)更嚴重的影響。復合材料層合板開孔部位應(yīng)力分布更為復雜,應(yīng)力集中更為嚴重;同時,由于復合材料結(jié)構(gòu)本身失效模式復雜,強度預測困難,開孔部位纖維被切斷,對復合材料性能特別是壓縮性能影響很大[10-11],因此,研究排液孔對長桁承載能力影響有實際工程意義。

        近年來,基于漸進損傷的有限元分析方法被廣泛應(yīng)用于國內(nèi)外航空航天領(lǐng)域復合材料層合板結(jié)構(gòu)強度的破壞區(qū)域和承載極限預測,并取得了與試驗數(shù)據(jù)吻合較好的結(jié)果[12-13]。應(yīng)用該理論的有限元分析可以較真實地預測結(jié)構(gòu)在加載過程中初始破壞位置,模擬損傷擴展過程并確定結(jié)構(gòu)的承載極限。

        本文應(yīng)用有限元軟件建立包含排液孔的機翼長桁細節(jié)模型,采用隱式非線性分析求解,綜合考慮幾何和物理非線性對結(jié)構(gòu)強度影響,以Hashin失效準則作為判斷依據(jù),采用漸進損傷分析預測長桁的失穩(wěn)和破壞載荷。同時設(shè)計相關(guān)試驗,通過與試驗數(shù)據(jù)對比,驗證了分析方法的有效性。

        1 結(jié)構(gòu)介紹

        國外某型民用飛機中央翼盒壁板選用氰特公司977-2/IMS碳纖維環(huán)氧預浸料[14],預浸料屬性如表1所示。

        表1 復合材料預浸料屬性

        壁板采用“T”型截面長桁,蒙皮長桁采用自動鋪貼共固化成型方式,中央翼盒下壁板構(gòu)型如圖1所示。

        圖1 中央翼盒下壁板構(gòu)型

        作為油箱區(qū)結(jié)構(gòu),長桁腹板布置排油孔,盡量減少油箱死油量。該要求導致長桁排液孔布置時在滿足設(shè)計規(guī)范的基礎(chǔ)上應(yīng)與腹板緣條連接R角區(qū)距離盡量小,此種布置形式會對長桁穩(wěn)定性產(chǎn)生較大影響。綜合考慮結(jié)構(gòu)受載情況和長桁鋪層及尺寸信息,9號長桁0-1號肋之間站位段為設(shè)計重點關(guān)注區(qū)域。該站位段長桁在腹板上布置兩個直徑為9.5 mm的排油孔,具體排液孔布置如圖2所示。

        圖2 長桁排液孔布置

        2 結(jié)構(gòu)壓縮強度分析

        選取9號長桁0-1號肋之間站位長桁及緣條下部蒙皮共同組成的T型構(gòu)件為研究對象,判斷結(jié)構(gòu)是否能夠承擔該部位設(shè)計極限載荷,不發(fā)生失穩(wěn)及結(jié)構(gòu)破壞。

        2.1 漸進損傷及Hashin失效準則

        數(shù)值模擬分析時考慮復合材料漸進損傷破壞[15-16],真實模擬受載過程中材料逐漸破壞的過程。漸進損傷分析通過設(shè)置載荷增量步將載荷逐級施加在結(jié)構(gòu)上,并在各步載荷施加過程中按Hashin準則對材料進行失效判斷。材料損傷失效之后,退化損傷材料性能,如果材料發(fā)生失效,載荷將在結(jié)構(gòu)上重新分配。材料退化方式主要采用折減剛度的方法,同時重新對結(jié)構(gòu)剛度進行計算,直至結(jié)構(gòu)平衡方程不再收斂結(jié)束,此時結(jié)構(gòu)發(fā)生失效,對應(yīng)的施加載荷即為結(jié)構(gòu)失效載荷,具體分析流程[17]如圖3所示。

        復合材料分析時采用Hashin失效準則,該準則分別對纖維和基體失效進行判斷并對受影響的剛度進行折減,符合材料真實的破壞情況,從而更準確的判斷結(jié)構(gòu)破壞形式。Hashin準則失效表達式如下:

        (1)纖維拉伸失效

        當σ11>0時,

        (2)纖維壓縮失效

        當σ11<0時,

        圖3 復合材料結(jié)構(gòu)漸進損傷分析流程

        (3)拉伸狀態(tài)基體失效

        當σ22>0時,

        (4)壓縮狀態(tài)基體失效

        當σ22<0時,

        式中,Xt和Xc分別為纖維拉伸和壓縮失效強度,Yt和Yc分別為基體拉伸和失效強度,Sij為各方向剪切失效應(yīng)力,σij為各方向施加應(yīng)力。

        當材料失效后,各方向的模量按照破壞形式進行削減。退化方式主要采用材料即時剛度折減方法,具體規(guī)定如下:

        (1)基體拉伸、壓縮破壞:E2、E3、G12、G23、G13發(fā)生剛度退化,剛度折減系數(shù)為0.01;

        (2)纖維拉伸、壓縮破壞:E1發(fā)生剛度退化,剛度折減系數(shù)為0.01。

        2.2 模型說明及分析結(jié)果

        根據(jù)中央翼盒產(chǎn)品信息建立有限元模型,進行強度預測。模型中長桁及蒙皮尺寸和鋪層信息見表2所示。

        表2 9號長桁0-1跨站位尺寸及鋪層

        包含支持結(jié)構(gòu)和加載端的長桁細節(jié)有限元模型如圖4所示??紤]消除載荷施加的偏心對長桁承載的影響,模型中在長桁兩端增加實體結(jié)構(gòu),用來施加約束和強制位移。根據(jù)復合材料加筋長桁承載特點,模型中長桁結(jié)構(gòu)應(yīng)用Quad4單元,實體結(jié)構(gòu)使用Hex8單元。根據(jù)長桁在翼盒中的支持條件和受載形式,分析時采用一端實體固支,另一端實體施加長桁軸向位移的方式進行模擬。

        圖4 含排液孔長桁細節(jié)有限元模型

        長桁結(jié)構(gòu)有限元分析時,采用一端夾持,一端施加沿長桁軸向強制位移的方式。通過讀取加載端的支反力確定長桁的失效載荷。位移-載荷曲線能夠完整描述結(jié)構(gòu)受載過程中的失效平衡路徑,分析得到的位移-載荷曲線見圖5。

        當位移-載荷曲線斜率出現(xiàn)第一個拐點時,表明長桁開始發(fā)生局部失穩(wěn),此時外載為132.1 kN;當長桁加載端強制位移為2.36 mm時,長桁達到承載極限,之后從排液孔截面發(fā)生全面破壞,破壞載荷為180.5 kN。

        圖5 有限元分析長桁加載位移曲線

        模型在加載過程中的變形如圖6所示,其中圖6a為曲線第一拐點位置長桁在壓縮載荷作用下變形;圖6b為腹板發(fā)生屈曲后,施加位移為1.5 mm時長桁在壓縮載荷作用下變形;圖6c為達到承載極限時,長桁在壓縮載荷作用下變形。

        從位移-載荷曲線可以獲取以下信息:從加載開始到試件發(fā)生局部失穩(wěn)之前,應(yīng)力應(yīng)變處于線性階段,曲線斜率近似保持不變;當腹板局部失穩(wěn)后,曲線斜率發(fā)生偏轉(zhuǎn),長桁腹板及緣條單元逐漸發(fā)生失效,載荷在長桁上重新進行分配;當曲線上載荷達到最大值后,結(jié)構(gòu)單元發(fā)生大面積失效導致結(jié)構(gòu)失去承載能力。

        在長桁腹板發(fā)生局部失穩(wěn)后,通過讀取模型中各加載步長桁結(jié)構(gòu)單元的應(yīng)力并帶入Hashin準則可對長桁結(jié)構(gòu)各區(qū)域失效的順序進行研究。研究發(fā)現(xiàn)長桁在腹板排油孔區(qū)域首先發(fā)生纖維斷裂失效,之后腹板與緣條連接區(qū)域發(fā)生基體失效,最終結(jié)構(gòu)在高載荷大變形狀態(tài)下發(fā)生大面積失效。

        圖6 壓縮載荷作用下長桁變形圖

        3 試驗驗證與對比

        試驗件構(gòu)型與有限元分析模型完全一致,兩側(cè)加載端使用環(huán)氧樹脂填充灌封制造?;谟邢拊治鼋Y(jié)果,在開孔附近、長桁緣條和腹板中間位置分別布置軸線應(yīng)變片,用來記錄和采集關(guān)鍵位置應(yīng)變信息。結(jié)構(gòu)實施試驗時,加載端通過夾具固定在液壓伺服壓力試驗機上,同時采用傳感器進行位移采集,圖7為試驗件安裝圖片。

        圖7 試驗件安裝

        當加載載荷達到135 kN附近時,長桁腹板出現(xiàn)局部屈曲;繼續(xù)加載至192.9 kN時,試件發(fā)出響聲,同時排油孔位置纖維發(fā)生大量斷裂,長桁腹板與蒙皮連接位置出現(xiàn)大面積分層,結(jié)構(gòu)失去承載能力。試件具體破壞情況及形式如圖8所示。破壞形式與有限元模擬結(jié)果基本一致。

        圖8 試件整體及局部破壞照片

        讀取試驗機位移-載荷曲線并與有限元分析結(jié)果進行對比,如圖9所示。屈曲和壓損失效載荷對比如表3所示,二者吻合度較好,分析得到結(jié)果較理論分析保守。

        圖9 長桁試件及有限元分析位移加載曲線

        失效模式有限元分析/kN試驗測量/kN誤差/%局部屈曲132.1135.42.4壓損破壞180.5192.96.9

        在該項目中,同時規(guī)劃了相同尺寸不含排液孔的該構(gòu)型長桁的壓損試驗。完成試驗得到試件屈曲載荷為180.2 kN,壓損破壞載荷為253.1 kN,試驗結(jié)果顯示,長桁布置排液孔后,局部屈曲和壓損承載能力均大幅下降。

        4 結(jié)論

        通過對比有限元分析結(jié)果和試驗測量數(shù)據(jù),對含有排液孔的長桁壓縮強度有以下結(jié)論:

        (1)布置排液孔對長桁的壓縮承載能力有較大影響,局部屈曲和壓縮承載能力均下降25%左右;

        (2)基于漸進損傷理論,采用Hashin失效準則建立長桁二維分析模型,分析得到的局部失穩(wěn)和失效載荷與試驗值吻合度較高(誤差為2.4%和6.9%),且預測值低于試驗值,在工程上應(yīng)用是偏安全的,因此可以滿足工程設(shè)計要求。

        (3)采用本文使用的模型和方法,能夠有效的對含排液孔的復合材料長桁穩(wěn)定性試驗進行模擬,可以較準確預測結(jié)構(gòu)失效載荷。后續(xù)設(shè)計中,可以考慮使用理論分析替代相關(guān)試驗,節(jié)約設(shè)計成本,提高設(shè)計工作效率。

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