复合材料加筋壁板轴压屈曲稳定性研究

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复合材料加筋壁板轴压承载能力试验研究

复合材料加筋壁板轴压承载能力试验研究根据真实飞机结构确定了加筋壁板试验件构型及试验构型。

采用固支方式引入轴压载荷，逐级加载直至试验件破坏。

对试验结果进行了分析，试验结果表明结构具有很强的后屈曲承载能力，需要在结构设计中充分考虑以减轻结构重量。

标签：复合材料；加筋壁板；轴压稳定性；U型筋条引言复合材料由于其比强度高、比模量高、材料可设计性强等一系列优点在飞行器结构的应用中得到了迅猛发展，应用已从次承力结构发展到机身、机翼、安定面等主承力结构。

对于复合材料加筋壁板结构，国内外均进行了大量的剪切承载能力试验，但由于实际应用部位、结构特点等各不相同，导致在试验件构型、夹持方法等试验上的细节设计也是各有差异。

到目前为止，也没有专门针对其中某一项参数进行过对比试验，因此，试验的设计没有一个统一标准，每次试验都是根据其规模、经费等因素决定试验方案，这样的试验其结果的可信性也无法评判。

鉴于此，亟需一种相对统一的试验方法，以确保试验结果的准确性和可靠性。

1 试验构型1.1 试验件构型真实飞机结构中，无论机翼还是机身的加筋壁板，加筋壁板都是作为完整结构的一部分存在。

但加筋壁板轴压承载能力试验中加筋壁板的侧边为不连续结构，该差异需要在试验件设计时进行考虑。

综合考虑真实结构的边界条件和试验件尺寸限制后，确定的试验件U型加筋壁板试验件材料采用某国产碳纤维单向带预浸料，布置有4根加强筋，试验件采用与真实飞机结构加筋壁板相同的工艺方法及工艺规范进行制造。

加强筋采用U型加筋的形式。

试验件尺寸及应变片布置见图1。

1.2 夹持方式加筋壁板轴压承载能力试验采用固支方式引入载荷，为了使载荷引入更加均匀同时防止加载段过早破坏，在夹持的两边设置了加强片。

加强片采用与加筋壁板相同的预浸料，每个加载边左右两侧各布置一个加强片，加强片与加筋壁板通过J116-B粘接，胶层厚度不大于0.3mm。

试验件安装见图2。

1.3 试验正式试验前先采用金属平板试验件对支持系数进行测定并调节支持边界直至支持系数满足试验要求。

加筋壁板在不同边界条件下的稳定性分析_徐建

选取在 1#位置处所得的有限元数值分析和试验的屈曲载荷和应变结果进行比较分析，如表 1 所示。
表 1 试件的屈曲载荷和应变
固支（ C1）
简支（ C2）
方法屈曲载荷屈曲应变屈曲载荷屈曲应变
/ kN
/ με
/ kN
/ με
有限元 1067 试验 1025
－ 3153 － 3346
1133 1130
为了助夹具。试验中须保证夹具有足够大的刚度以至于在结构失效时夹具不发生明显的变形。
最后，本试验通过使用静态应变仪 DH3816 完成对指定位置的应变采集，测量中预设点的应变片轴向与载荷的施加方向一致，应变片的具体位置如图 2 所示。图中应变片位置的确定是基于有限元软件 ABAQUS / EXPLIC 线性屈曲模态的分析。
通过对比分析，图中试验测得的屈曲载荷要略低于计算得到的结果，而屈曲应变值则要略高于计算值。结果表明实际结构的材料强度和刚度都要低于名义
2012 年 11 月
徐建等：加筋壁板在不同边界条件下的稳定性分析
·43·
值，其主要原因是由于试件的加工误差和初始缺陷造成的。
从图中的曲线还可以看出，在应变到达 3 300 με 左右时曲线出现明显的分叉，这表明试件在测量点已经开始出现屈曲变形，结构开始出现局部屈曲，此刻得到的载荷应为试件的初始屈曲载荷。而曲线的后端的非线性区域则表明试件已经进入后屈曲阶段。此外，当图中测量点的应变到达 3 300 με 左右时，曲线向上表明此处出现的是波谷，而曲线向下则表明此处出现的是波峰。
下，边界条件对结构的屈曲模态和屈曲载荷的影响。有限元数值分析和试验结果表明，在不发生板平屈曲的条件

斜削型筋条复合材料加筋壁板轴压屈曲分析

mm ,长 440 mm ,名义厚度 1. 84 mm ,见图 1。
1 加筋壁板构型 Fig. 1 Stiffened panel structure
图
2
2.1
试验方法
试验实施稳定性试验对边界条件异常敏感，试验中边
1
加筋壁板构型
斜削型筋条复合材料加筋壁板材料为 T700/
赵铭张伟王鹏飞 ( 中国特种飞行器研究所，荆门 448035)
摘要复合材料加筋壁板大量应用在飞机结构中，而斜削型筋条加筋壁板由于其特殊的偏心结构使得其与常规的贯通型模式进行分析，对比分析三种方法所得结果，得出斜削型筋条对加筋壁板屈曲载荷的削弱作用在 30% 左右，工程算法保守量为 1 1 % 左右。筋条加筋壁板有着不一样的屈曲载荷。以斜削型筋条复材加筋壁板为例，通过试验、工程算法、有限元法三种方法对其屈曲
关键词加筋壁板屈曲中图法分类号 V214.3
V216. 1 ；
试验
工程算法有限元文献标志码 B
复合材料具有较高的比强度和比模量，以及很强的可设计性，已经越来越多地应用到飞机结构设计中，相比常规的金属结构可减重2 5 % 〜 3 0 % [1]。而复合材料加筋壁板则大量应用在机翼、尾翼、机身及舵面蒙皮上。复合材料加筋壁板在受到轴压载荷作用时，可能会发生屈曲现象，而国内外现有试验及分析大都基于筋条贯通型的复材加筋壁板 [2_4]分别采用特征值法、工程及有限元法、试验方法对复合材料加筋壁板的屈曲进行了研究。而对于非连续贯通型筋条的加筋壁板研究大都集中在筋条斜削区的承载能力研究，对于其因自身偏心结构对屈曲载荷的影响研究较少。现以一种斜削型筋条复材加筋壁板为研究对象，从试验、工程算法及有限元法三个角度进行分析，评估斜削型筋条对复合材料加筋壁板屈曲载荷的影响，比较了工程算法与有限元法之间的差别，为后续结构设计提供必要的试验及理论依据。

复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性_损伤容限一体化设计研究

第27卷　第5期飞　机　设　计V ol 127N o 15 2007年　10月 A IRCRA FT D ES I GN O ct 2007　收稿日期:2007-03-02;修订日期:2007-07-06 文章编号:1673-4599(2007)05-0024-07复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性/损伤容限一体化设计研究李戈岚,吴　斌(沈阳飞机设计研究所,辽宁沈阳　110035)摘　要:在先进的复合材料飞机结构上大量采用复合材料加筋板这种结构形式。

因此,本文着重研究了复合材料变厚度加筋板后屈曲、冲击损伤与冲击损伤对承载能力的影响,以及复合材料变厚度加筋板冲击损伤、后屈曲、耐久性/损伤容限设计一体化综合试验方法。

最后,作者根据多年从事飞机型号结构设计经验,并结合本文的研究结果,总结出15项复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性/损伤容限一体化设计技术,以期对我国预研新机的复合材料飞机结构设计,对已研飞机的复合材料飞机结构改进、评定有所启示。

关键词:复合材料加筋板;变厚度;后屈曲;冲击损伤;承载能力;耐久性/损伤容限设计;一体化综合试验方法中图分类号:V257 文献标识码:AStudy of Post -Buckli n g D urab ility /Damage Tolerance D esi gn ofVar i a ble Th i ckness Co m posite Sti ffened PanelL I Ge-lan,WU B in(Shenyang A ircraft Design &Research I nstitute,Shenyang 110035,China )Abstract:Composite stiffened skin panels are br oadly used in advanced composites aircraft structure .I n this paper,a study of post buckling,i m pact da mage,and influence of i m pact da mage on the l oad carrying capacity of composite stiffened panel .a synthetic test method f or i m pact da mage,post-buck 2ling,and durability/da mage t olerance design of variable-thickness composite stiffened panels is p r o 2posed .15design techniques f or post-buckling durability/da mage t olerance of variable-thickness co m 2posite stiffened panels are su mmarized fr om multi p le past airfra me structure design experiences and this study eff ort t o p r ovide a design t ool for future composite airfra me structure design and the modificati on of current composite airfra me structures .Key words:composite stiffened panel;variable thickness;post-buckling;i m pact da mage;l oad carrying ability;durability/da mage t olerance design;integrated test method 目前在先进的飞机机身、机翼、尾翼的结构上,广泛采用了复合材料加筋板。

变角度复合材料加筋壁板的屈曲行为分析

构整体力学性能的提高具有重要的意义。基于有限元方法和多项式轨迹的铺层设计，建立了变角度复合材料加筋璧板屈曲分析
模型，预测加筋壁板的线性屈曲荷载和极限承载能力。分析模型采用渐进损伤的方式，模拟了材料的损伤演化过程。分析了拉
剪工况下帽型加筋璧板在不同铺层设计的屈曲行为，并考虑了拉剪耦合效应对屈曲性能的影响；分析了特定轨迹函数中不同变
屈曲是层合板结构重要的破坏形式。事实上，层合板在屈曲以后并不发生破坏，仍能继续承载，即后屈曲强度。Hao曲等人使用IGA方法，保证了纤维角度的连续性，并提高了计算效率。
复合材料加筋层合板结构是提高层合板整体稳定性最有效的方法之一。加筋板结构以少量的重量代价可大幅提高平板类零件的屈曲临界荷载，在飞机机翼、机身结构国中得以广泛使用。目前，关于曲线铺丝的复合材料加筋板结构的研究较少。
2.1基本参数介绍
加筋壁板结构主要由蒙皮、长桁、横肋三部分组成，结构的尺寸如图2所示。长桁的尺寸和截面形式见图2。横肋的截面图见图3。板长为1 190 mm,宽为1 186 mm。长桁采用常见的帽型加筋形式, 五根筋条等间距分布，筋条间距为210 mmo网格密度为10 mm,横肋、蒙皮、长桁均釆用S4R单元，单元总数为18 882。考虑到试验实施时边界条件设置的合理性，建立耦合点作为加载和施加边界条件的控制点，分别位移模型的右上角和左下角。限制左下角的耦合点六个方向的自由度；建立局部坐标系，对右上角的耦合点的平动自由度6、5和转角自由度UR】、UR?加以限制。线性屈曲分析中，施加Ui方向的集中力荷载；后屈曲分析中，施加Ui 方向的位移荷载。
基体拉伸失效: 伶卜伶卜伶卜任卜心
基体压缩失效：
其中，可是分析单元在相应铺层材料坐标系下的应力分量，1代表材料坐标系的纵向，即纤维方向, 2代表代表材料坐标系的横向，即面内与纤维方向正交的方向，3代表层合板法向。X、Y和S分别代

复合材料薄壁加筋板的压缩后屈曲研究

ｕｒｅｍｏｄｅｏｆｔｈｅｓｔｕｃｒｔｕｒｅ．
Ｋｅｙｗｏｒｄｓｃｏｍｐｏｓｉｔｅ；ｔｈｉｎ—ｗａｉｌｅｄｓｔｉｆｆｅｎｅｄｐａｎｅｌｓ；ｐｏｓｔｂｕｃｋｌｉｎｇ．
ｓｉｓ．Ａｄｄｉｎｇｂｏｎｄｉｎｇｅｌｅｍｅｎｔｓｔｏｔｈｅｍｏｄｅｌｗｏｕｌｄｇｒｅａｔｌｙａｆｆｅｃｔｔｈｅｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅ，ａｎｄｉｔ
ｉｎｔｏｔｈｅｐｏｓｔｂｕｃｋｌｉｎｇｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｔｈｉｎ— — ｗｌａｌｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｉｆｅｎｅｄｐａｎｅｌｓｗｈｉｃｈｓｕｂｊｅｃｔｔｏｅｏｍｐｒｅｓ－－
ｔｈａｔｉｔｗａｓｍｏｒｅｒｅａｓｏｎａｂｌｅｔｏｕｓｅｉｍｍｅｄｉａｔｅｄｅｇｒａｄａｔｉｏｎｍｏｄｅｌｆｏｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｉｎｐｏｓｔｂｕｃｋｌｉｎｇａｎａｌｙ —
复合材料薄壁加筋板的压缩后屈曲研究
郑亚雄，陈静，赵小全
（１．中国直升机设计研究所，江西景德镇３３３００１；２．陆航驻景德镇地区军事代表室，江西景德镇３３３００１）

T800碳纤维增强复合材料加筋壁板压缩稳定性试验及工程计算方法验证

T800碳纤维增强复合材料加筋壁板压缩稳定性试验及工程计算方法验证吕毅;张伟;赵慧【摘要】国内对T800碳纤维复合材料结构的研究刚刚起步,需要对其加筋壁板的稳定性进行系统地研究.通过改变蒙皮厚度、筋条间距、筋条几何参数等设计8种构型的试验件,进行压缩稳定性试验;考虑侧边边界条件及蒙皮有效宽度的影响,对两种常用的压缩屈曲载荷工程计算方法进行验证.结果表明:在相同筋条面积下,筋条惯性矩提高屈曲载荷增大,加筋壁板的破坏载荷主要取决于壁板的横截面积;蒙皮厚度和筋条间距对屈曲载荷的影响大于对破坏载荷的影响;对于薄蒙皮,当侧边简支且蒙皮有效宽度b=D-b2/2时,计算值与试验值最为接近;对于厚蒙皮,当侧边简支且蒙皮有效宽度b=D时,计算值与试验值最为接近.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2017(008)003【总页数】9页(P268-276)【关键词】T800碳纤维;复合材料;加筋壁板;屈曲;工程计算方法【作者】吕毅;张伟;赵慧【作者单位】西安航空学院飞行器学院,西安 710077;西北工业大学无人机特种技术重点实验室,西安710065;西安航空学院飞行器学院,西安 710077【正文语种】中文【中图分类】V258作为飞机复合材料结构典型薄壁结构形式的加筋壁板结构在复合材料机翼和尾翼上已广泛应用[1-2]。

复合材料加筋壁板结构的主要失效模式是丧失稳定性[3]，即屈曲。

为了保证结构的使用安全，对复合材料加筋壁板结构的稳定性进行分析是飞机复合材料薄壁结构强度校核的一个重要内容[4]。

对复合材料加筋壁板结构屈曲载荷和承载能力的计算，主要是工程计算方法和以特征值法、弧长法为基础的有限元分析方法[5]。

工程计算方法，只需知道结构的几何参数和材料参数，就能快速地计算结构的屈曲载荷，其适用于飞机初步设计阶段，可快速给出整个结构的稳定性分析结论[6]。

针对不同的结构工艺及材料体系的工程计算方法，国内外的学者进行了大量的研究，L.Boni等[7]和R.Vescovini等[8]对相关文献进行了总结；在国内，王菲菲等[9]、宋刚等[10]和葛东云等[11]进行了较为深入的研究。

航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲性能_冯宇

航空动力学报第２９卷第１２期Ｖｏｌ．２９Ｎｏ．１２２０ＪｏｕＤｅｃ１４年１２月ｒｎａｌｏｆＡｅｒｏｓａｃｅＰｏｗｅｒ．２０１４ｐ
Ｂｕｃｂｕｃｏｓｔｋｌｉｎａｎｄｋｌｉｎｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｏｆａｅｒｏｎａｕｔｉｃ－ｐｇｇｐａｎｅｌｕｎｄｅｒｃｏｍｒｅｓｓｉｏｎｃｏｍｏｓｉｔｅｓｔｉｆｆｅｎｅｄｐｐｐ
［］行研究．试验研究方面，ｎｉｈｔ等６－７较早Ｋｏｎｇｇ和Ｋ
１试验件
试验件材料为单向带碳纤维环氧树脂基复合／该材料的性能参数如表１材料Ｃ３００５２２８Ａ，ＣＦ所示，其中Ｅ１沿纤Ｅ２Ｇ１１，２，２分别为材料１方向（维方向）的弹性模量、材料２方向（面内垂直于纤维方向）的弹性模量、２面内的切变模量；１－ ν １２为泊松比．试验件尺寸为８长） ×６００ｍｍ２０ｍｍ（（，宽）单向带厚度为０筋条间距为１２５ｍｍ，．１５０壁板和筋条铺层顺序如表２所示．试验件两ｍｍ，作为加载端端部进行灌胶处理（灌胶段长６０ｍｍ）试验段，因此试验件工作段长度为Ｌ＝６００ｍｍ，件形貌如图１所示，筋条截面为工字型，如图２所压缩－示．试验件一共２件，编号分别为压缩－１、２．
，ＧＡＯ，ＳＦｔＹｕ，ＨＥＹｕＨＡＯＱｉｎＣｈａｏＥＮＧｉｎ－ｇｇ

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国内外学者对复合材料层合板和加筋板的屈曲问题进行了大量的理论研究【，４但试验研究不多。本
文拟对复合材料薄壁加筋结构进行轴向压缩载荷下的试验研究，并通过有限元仿真分析其稳定性能，为该型结构的工程应用提供试验和分析参考。
１稳定性试验试件构型
本试验所使用的复合材料加筋壁板压缩试件主要
表１试验值与计算值比较
Ｔ．Ｃｍｐｒｓｎｂｔｅｅｔａｄｎｍｅａｉｎｒｓｌｂａ１ｏａｉｏｅｗｅｎｔｓｎｕｒｔｅｕｔｏｓ
从表１可以看出，试件破坏载荷远大于屈曲载荷，说明本文研究的结构具有较强的后屈曲承载能力，在工程应用中应充分发挥该种结构的效能；采用有限元模拟方法计算所得结果与试验值较为吻合，误差主要是由于建模过程中对结构进行了简化，并且忽略了复合材料层间影响及初始缺陷等因素。
４结论
通过对加筋板进行轴向压缩试验及数值模拟仿真研究，以得出以下结论：可１复合材料加筋薄壁结构轴向压缩屈曲失稳的形式主要表现为筋条间蒙皮的局部屈曲，）且局部屈曲载荷较小，说明该类型薄壁结构易发生蒙皮上的局部屈曲；在局部屈曲之后，结构屈曲形式会随载荷的增加而
定性能进行分析。关键词复合材料；筋板；曲；加屈稳定性；限元有
ＤＯＩ１．９９ｊｉｎ１００３６／．ｓ．０９—３．００．０ｓ５６２１．４０３１１
．
中图分类号
Ｔ３２Ｂ３
文献标识码
由筋条和蒙皮构成，试件的尺寸参数为：试验段长度Ｌ
为５０ｍｍ，０两端各延长１０ｍ端部进行灌胶处理以０ｍ，
＿＿ ●
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方便进行加载，宽度约为３倍筋条间距，图１见。筋条的剖面为Ｔ型，筋条高２ｍ，２ｍ，０ｍ宽５ｍ初步铺层为：
取上截面蒙皮上６个测点的应变值作力应变曲线，图见４由图中可以看出，。在加载开始阶段，对称位置应变的对称
轴向压缩载荷，Ｎｋ
图４上截面蒙皮上６点的力一应变曲线
Ｆｇ４Ｌａｉ．ｏｄ—ｓａｎｃｒｅｔｉｕｖｓｒ
［５０／５０／５筋条底面增加的铺层为［５０／４／２４／２４］，４／２４／：４］５０／５。选取３件进行试验，条间距ｂ为２０筋３
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ｍ筋条数量为４蒙皮厚度为１３ｍ，ｍ，，．８ｍ蒙皮铺层
［４）（／０／＋５（／０／４５］（± ５／０９）（４）／０９）（．）。－４
１２
空军工程大学学报（自然科学版）
２１拄０１
性较好，说明试件受力较均匀；应变在加载力为１Ｎ时发生了突变，２ｋ即此时试件发生了蒙皮的局部屈曲失稳；应变在加载过程中发生了趋势的变化，在破坏之前出现数次应变跳跃，明随着载荷增加，说蒙皮的屈曲模态会发生变化。中间截面与下面的截面具有类似的应变趋势。将试验结果、有限元数值模拟结果列表，见表１局部屈曲载荷平均试验值一。Ｎ＝（数值模拟值）试验／值，２破坏载荷平均试验值／ Ⅳ＝局部屈曲载荷平均试验值。
ＰＴＡ／ＡＴＡＡＲＮＮｓＲＮ对该型结构建模并进行屈曲计算，得到结构的失稳屈曲临界载荷和屈曲模态；通过对复合材料加筋壁板进行轴向压缩试验，对其屈曲形式、失稳载荷、破坏过程及破坏载荷进行了研究，试验所得局部屈曲载荷与计算结果较吻合，明建模方法的合理性。试验分析说表明复合材料加筋壁板具有较强的后屈曲承载能力，以用有限元模拟方法来对该型结构的稳可
复合材料加筋壁板轴压屈曲稳定性研究
邵青，何宇廷
西安７０３）１０８（空军工程大学工程学院，陕西
摘要为研究复合材料加筋薄壁结构在轴向压缩载荷下的稳定性能，用有限元软件ＭＳ．应Ｃ
板的厚度为０１５ｍｍ，本力学性能为Ｅ１９２０ＭＰ，２＝８００ＭＰ，ｌ＝．２Ｇ２７ａ．１基１＝５０ａＥ２５０ａ２０３，１＝３７０ＭＰ。边
界条件参照实际试验情况进行设定，两端分别为简支端与加载端，距两端处１０ｍ０ｍ的两截面处施加横向位
图１试件外形示意图
Ｆｇ１Ｓｅｃｆｓｅｉｎｉ．ｋｔｈｏｐｃｍｅ
收稿日期：００—１２２１０— ８基金项目：国家部委基金资助项目（１２００）５３７５１作者简介：青（９７一）男，邵１８，江苏靖江人，博士生，主要从事飞机结构强度研究．Ｅ—ｍｉ：ａｕ１３ｃｒａｌｓｆ＠６．ｏｑｅｎ
Ａ
文章编号
１０３１（０１００１００９— ５６２１）４— ００— ４
复合材料薄壁结构是工程中应用比较广泛的一种结构，受面内压缩、剪切等载荷作用时，常见的失效模式为屈曲失稳…。复合材料加筋板的屈曲形式可以分为３：种加筋桁条间蒙皮的局部屈曲或桁条的局部屈曲；加筋板的总体屈曲；加筋板的压损破坏。结构在发生屈曲以后并不破坏，旧具有很大的承载能力，］仍即后屈曲强度。对加筋壁板进行屈曲及后屈曲研究，有助于在保证安全的前提下减轻结构重量和节约经费，对提高飞机的经济效益有着重要的意义。Ｊ
果，级加载载荷为３ｋ并通过应变仪记录各点对应的应每Ｎ，变值。
以试验件１为例，说明试验过程如下：试验开始阶段，蒙．皮及筋条上应变值均匀变化；当载荷继续增加，蒙皮发生局部屈曲并出现屈曲波纹，随载荷增加屈曲波纹更为明显；结构发生屈曲后主要由筋条承受大部分载荷，筋条逐渐弯曲；随着载荷的不断增大，筋条弯曲程度不断增大，并在破坏瞬间发生弯曲断裂，试件发出巨大声响，试件失去承载能力，加载结束。
第４期
邵
青等：复合材料加筋壁板轴压屈曲稳定性研究
２有限元模拟分析
本节应用有限元软件ＭＳ．ＡＲＮＮＳＲＮ对结构进行屈曲失稳分析。模型按照试件的实际尺寸ＣＰＴＡ／ＡＴＡ选择壳单元进行建立，由于只对结构进行屈曲失稳分析，因此在建立模型的时候将结构进行简化，加筋条将按直接固接于蒙皮上处理从而进行整体建模。建立的有限元模型见图２图示箭头方向为轴向加载方向。，由于复合材料具有各向异性的特点，因此在建立模型的同时根据结构形式建立局部坐标系。材料单向层合
１％，５说明本文有限元建模方法具有较好的精度，因此应用有限元方法可对不同构型及尺寸参数的复合材料加筋壁板进行稳定性分析，从而为进行结构优化设计及工程应用提供参考。
参考文献：
［］王平安，１矫桂琼，王波，等．复合材料加筋板在剪切载荷下的屈曲特性研究［］Ｊ．机械强度，０９，１１：８—８．２０３（）７２
发生变化。
２结构的破环形式主要表现为筋条的脱胶及断裂；）试验破坏载荷为屈曲载荷的６倍左右，因此对于复合材料薄壁加筋板结构，其轴向压缩后屈曲承载具有较大空间，采用后屈曲设计是一种充分利用壁板后屈曲承载能力的合理设计方法。
３）应用有限元模拟方法，拟屈曲形式与试验现象基本吻合，得计算结果与试验结果误差约为模所
１９８ｋ０．Ｎ
ＭＳＣ．Ｐｔａ２０５ｒ１Ｓｐ１０：１：ａｒｎ０２７一ｅ０１１０５ＦｒｎｇＤｅａｔＡ１ＭｏｅｌＦａｔｒ４０１ｉｅ：ｆｕｌ，：ｄ：ｃｏ一０２４，
Ｅｇｎｅｔｒ，ｒｎｌｔｎ１ｇｉｄ．ｉｅｖｅｏｓａｓｉａ．ＴａｏＭａｎｔｅ（Ｎ— ＡＥｕＮＯＬＹＲＥ）Ｄ
条上粘贴应变片，对试验过程中各测点的应变值进行观测，使加载开始阶段载荷通过试件蒙皮中面，并通过记录的应变曲线判断结构屈曲失稳载荷。应变片粘贴示意图见图１图中短线为应变片粘贴位置。，３２试验过程及现象．试验开始后，按级施加轴向压缩载荷，考有限元分析结参