飛機(jī)典型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷力學(xué)性能研究.pdf

1、本論文主要針對(duì)分層缺陷與靜力損傷對(duì)飛機(jī)復(fù)合材料層壓板結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度及疲勞性能的影響，沖擊試驗(yàn)方法以及低速?zèng)_擊損傷對(duì)復(fù)合材料層壓板性能的影響，典型連接形式的復(fù)合材料層壓板結(jié)構(gòu)強(qiáng)度等關(guān)鍵技術(shù)問(wèn)題開(kāi)展了較深入的研究，并取得較大進(jìn)展和技術(shù)突破，主要體現(xiàn)在如下5個(gè)方面： 1.針對(duì)含有初始分層缺陷的復(fù)合材料層壓板的穩(wěn)定性(屈曲)進(jìn)行了探討，并采取試驗(yàn)與分析相結(jié)合方法研究了缺陷的形狀、大小及其所在位置對(duì)復(fù)合材料層壓板結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度和疲勞性能的影響，

2、為制定缺陷(或損傷)的控制、檢驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)及檢查與修理周期提供了依據(jù)。 2.層壓板疲勞失效是各種形式的損傷不斷累積，材料性質(zhì)逐漸退化，應(yīng)力分布不斷變化的極為復(fù)雜的動(dòng)態(tài)過(guò)程，疲勞壽命預(yù)測(cè)是飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中的關(guān)鍵技術(shù)之一。本文從唯象的觀點(diǎn)出發(fā)，避免了微觀的煩瑣機(jī)理，提出了靜力損傷與疲勞損傷一體化的分析模型，該模型適用于單一的應(yīng)力狀態(tài)和復(fù)雜的多級(jí)應(yīng)力狀態(tài)，能夠較好地模擬真實(shí)服役載荷/環(huán)境下的疲勞壽命。 3.根據(jù)復(fù)合材料沖擊試驗(yàn)

3、的特點(diǎn)和技術(shù)要求，完成了配套的沖擊試驗(yàn)裝置(FS沖擊試驗(yàn)機(jī))的研制，解決了對(duì)速度和沖擊載荷兩個(gè)參量同時(shí)進(jìn)行實(shí)時(shí)采集的技術(shù)難題。試驗(yàn)結(jié)果表明，該沖擊試驗(yàn)裝置性能穩(wěn)定、可靠、重復(fù)性好，具備實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)采集功能。 4.采用熱揭層技術(shù)方法研究了沖擊后層合板損傷的總體形貌和損傷范圍，以及層板內(nèi)各界面的分層情況，為建立力學(xué)分析模型提供了重要的試驗(yàn)基礎(chǔ)。 5.層壓板連接結(jié)構(gòu)的參數(shù)選取是飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)的重要環(huán)節(jié)，本文通過(guò)典型結(jié)構(gòu)件