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1、第46卷第1期航空计算技术Vol.46No.12016年1月AeronauticalComputingTechniqueJan.2016飞机复合材料长桁压损失效的渐进损伤分析郑双,何续斌,贾大炜(中航沈飞民用飞机有限责任公司,辽宁沈阳110000)摘要:针对碳纤维增强树脂基复合材料长桁的压损失效,提出了一种以渐进损伤理论为基础的有限元数值模拟方法。以较常见截面的长桁为分析对象,建立了有限元模型。选用合理的材料受损后的刚度折减方案,基于Hashin失效判断准则,利用ABAQUS软件进行非线性求解后得到了长桁压损失效临界载荷。相应地,制造了3种不同尺寸的T型长桁进行压损试验。对比载荷位移曲线和结
2、构失效临界载荷,结果显示,以渐进损伤理论为基础的有限元数值模拟方法与试验比较吻合。关键词:纤维增强复合材料;长桁;渐进损伤;压损;有限元模型中图分类号:TB332;V214.8文献标识码:A文章编号:1671-654X(2016)01-0095-04ProgressiveDamageAnalysisforCripplingFailureofAircraftCompositeStringerZHENGShuang,HEXu-bin,JIADa-wei(SACCommercialAircraftCompanyLimited,AVIC,Shenyang110000,China)Abstract:A
3、finiteelementnumericalsimulationmethod,basedonprogressivedamagetheory,waspro-posedtopredictandanalyzethecripplingfailureoffiber-reinforcedcompositestringers.Afiniteelementmodelofstringerwasestablished.AccordingtoHashin′scriterion,thecripplingcriticalloadswerecalcu-latedbyusingnonlinearsolutionofABA
4、QUSbaqussoftware.Atthesametime,threekindsofofTsectionstringerwithdifferentsizeswasmanufacturedandtested.Comparedthenumericalresultspredictbyusingprogressivedamagemodelwiththeexperimentalresults.TheFEManalysisresultsagreewellwiththetes-tingresults.Keywords:fiber-reinforcedcomposite;stringer;progress
5、ivedamage;crippling;finiteelementmodel引言际长桁结构的分析方法,这种方法耗财耗时。国外研飞机复合材料结构的失效具有多种失效模式,不究人员将渐进损伤有限元分析方法引入到了预测复合同的失效模式对应不同的结构强度[1]。对于设计飞机材料层压板的损伤扩展和极限强度,并获得了与试验[4]强度人员而言,如何准确预测飞机复合材料结构在复数据较吻合的分析结果。目前渐进损伤有限元分析杂外载荷条件下的失效模式及失效强度,一直是他们方法已经从最初的二维有限元应力求解发展到了三维[5-6]十分关心的问题。复合材料加筋壁板是飞机典型结有限元应力求解,并成功用于含孔层压板、复合材[
6、7-8][9]构。其受压缩时可能会发生蒙皮屈曲、长桁局部屈曲、料螺栓连接和层压板胶结分析。国内采用渐进柱屈曲或长桁压损等多种失效模式。蒙皮屈曲后,蒙损伤破坏有限元方法分析复合材料长桁受压缩的研究[10]皮承受的载荷会重新分配在长桁上,而未发生失效的有限,胡炜乐等人建立了渐进损伤破坏有限元模型长桁还可以继续承载,但长桁发生压损后,则整个加筋并分析预测了工字形长桁受压缩载荷时的极限承载能壁板发生破坏,威胁乘客安全,所以,长桁的压损失效力和破坏位置,预测结果与试验结果吻合,破坏位置位载荷的预测与计算是飞机结构设计中必须考虑的内容。于靠近加载端一侧,而实际飞机复合材料长桁结构受民用飞机设计中对于复合
7、材料长桁压损失效载压缩后往往是先发生局部屈曲,最后才发生压损破坏,荷,主要是先利用设计手册中基于已有的大量试验数该模型和相关试验中并没能很好地反应这一现象。[2-3]据拟合的经验公式进行估算,再根据实际长桁结本文将复合材料层压板构成的长桁结构受压缩后构进行试验,验证并对经验公式修正,进而得到符合实发生的压损失效从微观层面分为纤维断裂和基体破收稿日期:2015-12-07修订日期:2016-01-05作者简介:
