复合材料舷窗大开口结构强度研究

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1、第５卷第３期航空工程进展Vol畅５No畅３２０１４年８月ADVANCESINAERONAUTICALSCIENCEANDENGINEERINGAug．２０１４文章编号：１６７４‐８１９０（２０１４）０３‐３０７‐０５复合材料舷窗大开口结构强度研究黄河源，万小朋，姚辽军（西北工业大学航空学院，西安７１００７２）摘要：复合材料舷窗结构作为飞行器的重要组成部件，对其强度进行研究具有重要意义。采用试验与数值模拟相结合的方法对舷窗结构的力学行为进行研究，首先得到结构件的极限剪切载荷，然后建立基于连续介质损伤力学（CDM）的数值模型进行仿真模

2、拟。结果表明：所建立的数值模型可以准确预测结构件的强度值及损伤破坏部位。关键词：复合材料舷窗；试验研究；连续介质损伤力学；层合板；强度与损伤规律中图分类号：TB３３文献标识码：AStrengthStudyofCompositeWindowFrameStructureHuangHeyuan，WanXiaopeng，YaoLiaojun（SchoolofAeronautics，NorthwesternPolytechnicalUniversity，Xi’an７１００７２，China）Abstract：Compositewindowfr

3、amestructureisanimportantcomponentoftheaircraft．Itisofsignificantim‐portancetostudythestrength．Theexperimentalresearchmethodcombinewiththenumericalsimulationareusedtostudythemechanicalbehaviorofthisstructure．Theultimateshearloadofthestructureisgotatfirst．Then，anumeric

4、alsimulationmodelbasedonthecontinuumdamagemechanics（CDM）isbuilt．Thenumericalsimulationresultsshowthatthismodelcanaccuratelypredicttheintensityvaluesandthedestructionofdam‐agedstructure．Keywords：compositewindowframe；experimentalstudy；continuumdamagemechanics；laminatedp

5、lates；strengthanddamagerule伸载荷的强度及损伤进行了试验研究和数值模拟；0引言［３］HaiQing等发展了一套复合材料开口结构损伤［４‐５］复合材料开口会导致切断纤维，从而引起结构破坏预测方法。国内，温卫东等对拉伸、压缩载整体的强度和刚度下降，同时开口结构的局部应力荷作用下复合材料含孔板的损伤破坏情况进行研［６］集中也会对结构件的安全性能产生影响。因此，对究，建立了参数化建模方法；鲁国富等对含孔复复合材料层合板开口结构的力学行为进行研究十合材料层合板在拉伸载荷作用下的损伤破坏研究分重要。中，讨论了层合板材

6、料参数２３对其最终失效情况在复合材料开口结构的研究中，连续介质损伤的影响。上述研究工作主要针对单一的复合材料力学（CDM）是目前最为有效的方法之一。国外，层合板，而对含加强框等补强构件的大开口层合板［１］Th．Kermanidis等采用三维渐进损伤模型对面的力学行为鲜有涉及。内拉伸的复合材料单搭接接头进行了数值模拟；本文首先采用试验方法对舷窗结构的剪切强［２］P．P．Camanho等对不同开口尺寸的层合板受拉度进行研究，然后以连续介质损伤力学模型为基础，建立复合材料舷窗结构的三维渐进损伤模型，收稿日期：２０１３‐１１‐０４；修回日

7、期：２０１３‐１２‐２０对该结构的强度进行预测，并对其损伤演化进行模通信作者：黄河源，gzsf６３０７＠１６３．com拟分析。３０８航空工程进展第５卷电子疲劳试验机，加载分两个阶段：第一阶段，加载1飞机舷窗结构剪切强度研究至设计载荷的４０％后卸载，消除试验加载过程产生的间隙；第二阶段，重新加载至试验件破坏，载荷舷窗结构作为飞机常见的开口结构，主要承受小于１５０kN时，采用阶梯加载，载荷大于１５０kN由于机身扭转产生的剪切载荷。以该结构为例，对后改为位移加载，加载速率为２mm／min。其极限强度及损伤破坏规律进行试验及数值模拟研究。

8、1．1试验设计参照现有舷窗结构，设计试验件为矩形板，试验件上有一个长圆形开口，开口处连接舷窗口框，结构四边均设有边界。蒙皮材料为T８００，其铺层顺序为［４５／０／－４５／９０］２s；口框材料为T３００，其铺层顺序为［４５／９０／－４５／０］２s。舷