基于应力和变形值最小的复合材料含孔板孔形参数有限元优化
基于细观力学有限元法的复合材料有效模量的研究和数值模拟
基于细观力学有限元法的复合材料有效模量的研究和数值模拟基于大型有限元软件ANSYS建立单向纤维增强复合材料的代表性体积单元的仿真模型,将纤维和基体作为两种不同的材料建模。
通过施加适当的边界约束条件和载荷,计算有效弹性模量。
计算结果与部分实验和理论结果具有较好的一致性,表明所采用的方法能够较好地计算复合材料的宏观有基于细观力学有限元法的复合材料有效模量的研究和数值模拟杜潇，陈柯河海大学土木工程学院，南京（210098）摘要：基于大型有限元软件ANSYS建立单向纤维增强复合材料的代表性体积单元的仿真模型，将纤维和基体作为两种不同的材料建模。
通过施加适当的边界约束条件和载荷，计算有效弹性模量。
计算结果与部分实验和理论结果具有较好的一致性，表明所采用的方法能够较好地计算复合材料的宏观有效弹性模量。
关键词：ANSYS；复合材料；代表性体积单元；有效弹性模量1. 引言复合材料是一大类新型材料，具有强度高、刚度大、质量轻、抗疲劳、减振、耐高温等一系列优点，纤维增强复合材料是其中一种。
研究复合材料力学性能分为宏观力学和细观力学两种方法。
连续介质力学中假设材料为均匀，其目的是采用适当的本构关系描述材料外部作用的响应。
这类本构关系是在不考虑材料微结构的情况下通过宏观实验得到的。
然而，不论是天然材料还是人工材料，即使在宏观尺度下表现出均匀性，实质上却是非匀质。
所以，连续介质力学的描述只是一种近似，力学性能实验只能反映出材料的“整体”性能。
连续介质力学并不能揭示出微结构与宏观性能之间的关系。
材料细观力学是20世纪力学领域重要的科学研究成果之一。
它研究宏观均匀但细观非均匀的介质，多采用多尺度力学理论，目的就是基于材料细观结构的信息，寻找宏观均匀材料的有效性能，其基本思想是“均匀化”。
对于弹性问题，从细观尺度的应力、应变场出发，通过应力和应变体积平均值之间的关系确定材料的有效弹性性能，从而用均匀化后的介质代替原非均匀介质[1]。
圆形孔口多孔板的有限元分析
78现代制造技术与裝备2017第3期总第244期圆形孔口多孔板的有限元分析谭祖龙(普拉克环保系统（北京）有限公司，北京100005)摘要：利用A N S Y S有限元软件，研究不同厚度、载荷和布孔方式下，多孔板最大应力的变化规律，并采 用多项式函数拟合得到最大应力随板厚及载荷的变化曲线。
结果表明，多孔板的最大应力出现在边缘固定支撑位 置，且随着板厚的增大线性减小。
相同载荷及开孔数下，不同的布孔方式对多孔板的最大应力影响不大。
关键词：多孔板最大应力载荷拟合目前，对不同类型多孔板设计仍处于半经验半设计状 态，多孔板的强度设计问题依然通过数值方法估算。
而多 孔板板厚的选择、开孔数目的设计以及布孔方式，将直接 影响多孔板上的最大应力和应变，从而影响污水处理设备 整体的使用寿命。
因此，本文将采用有限元方法，系统研 宄多孔板最大应力随载荷、板厚及布孔方式的变化规律，从而为多孔板设备的设计提供理论依据。
1多孔板几何模型本文以DN2200混床用多孔板为例进行研宄。
多孔板直 径D=2240mm，并在水平和竖直方向上等间距分布，圆形孔 口直径d=36mm，间距大小为130mm。
多孔板的圆孔用于安 装过滤水帽，当水流过水帽时会产生压力差。
一般情况下，多孔板上下表面的压力差在0. 01〜0. 05MPa，设计过程中 水流和重力载荷忽略不计。
2多孔板厚度的有限元验证2.1多孔板的三维建模和定义材料属性在使用ANSYS Workbench进行分析前，采用Pro e软件 建立多孔板的三维模型，如图1所示，通过S T P的格式导 入A N S Y S中。
多孔板有限元模型材料为Q235-B，其材料属 性如表1所示。
[I h M a l||a|«i|^la|g.|n|B i^iE aM i图1多孔板三维模型表1多孔板材料参数弹性模量E密度P泊松比e重力加速度g2. lXIO'MPa7830kg/m30.2749.8m/s22.2网格划分和定义载荷有限元分析过程中，网格的划分质量和密度计算结果 有很大影响。
含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真
第1期纤维复合材料㊀No.1㊀1002024年3月FIBER ㊀COMPOSITES ㊀Mar.2024含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真陈英函,刘甲秋,于柏峰,刘㊀佳,郝晨伟(哈尔滨玻璃钢研究院有限公司,哈尔滨150028)摘㊀要㊀本文针对含中心孔洞和含多孔复合材料结构模型,利用Fibersim 进行铺层设计并检验铺层角度是否偏差,对于含中心孔洞复合材料结构采用分区域铺覆的设计方法进行探究,发现可以达到在制造中节省材料成本的作用㊂将两种结构进行仿真失效计算同时与不开孔状态的复合材料结构进行比较,得出失效比值㊂关键词㊀Fibersim;有限元仿真;复合材料;铺层设计Simulation of Tensile Properties of CompositeStructures Containing HolesCHEN Yinghan,LIU Jiaqiu,YU Baifeng,LIU Jia,HAO Chenwei(Harbin FRP Institute Co.,Ltd.,Harbin 150028)ABSTRACT ㊀In this paper,we use Fibersim to design the lay -up for center hole and porous composite structure model,check whether the layup angle is deviated or not,and explore the design method of lay -up by area for center pore compos-ite structures,and find that it can achieve the role of saving the material cost in manufacturing.The two structures were sub-jected to simulated failure calculations while comparing them with the composite structure in the unopened state to derive the failure ratio.KEYWORDS ㊀fibersim;finite element simulation;composite material;lay -up design通讯作者:陈英函,硕士,助理工程师㊂研究方向为复合材料结构设计与仿真㊂E -mail:1374057740@1㊀引言航空航天领域中许多构件由碳纤维复合材料制成[1],其中由碳纤维复合材料制成的开孔板在复杂的服役环境下会引起应力集中进而产生损伤,这类损伤会导致构件的服役寿命减退和降低承载能力[2-3]㊂因此,研究人员对含孔复合材料构件进行了进一步的研究[4]㊂碳纤维复合材料开孔对力学性能影响较大[5-6],因此对于复合材料开孔性能的研究极为重要,Khashaba [7]等通过实验研究发现随着碳纤维复合材料开孔尺寸的增加,复合材料的抗压强度和刚度都会减小㊂卿光辉[8]等基于增强应变理论建立了非协调广义混合模型计算含孔复合材料层合板的应力集中系数,所得模型计算结果好,精度高并具有适用性㊂王振兴[9]等基于复合材料S -N 曲线分析对比了在开孔情况和不开孔情况下的浆叶疲劳寿命,发现开孔情况会产生更大的应力集中,从而影响桨叶的疲劳寿命㊂Fibersim 是一款处理复合材料铺层复杂性问题的专业软件[10],能够模拟复合材料铺层真实角度㊀1期含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真偏差进行改进,本文利用Fibersim 对含中心孔复合材料结构以及含多孔复合材料结构进行铺层的设计及铺层角度的查看校验,分析了两种结构失效的最大载荷并与不开孔状态下的复合材料结构进行比较,得出失效比值㊂2㊀含孔洞复合材料结构基于Fibersim 与仿真软件可以进行数据交互的特点,选取典型的含中心孔以及多孔复合材料结构进行算例的仿真分析,材料属性选取如表1所示㊂表1㊀材料属性纵向弹性模量E 1/MPa 横向弹性模量E 2/MPa 泊松比v 剪切模量G 12/MPa 剪切模量G 23/MPa 密度ρ/g㊃cm 320900094500.27550039001.54㊀㊀失效准则选用Tssi -Wu 应力准则,根据该准则,材料不发生破坏的条件如公式(1)所示㊂F =F 1σ1+F 2σ2+F 11σ21+F 22σ22+F 66τ212+2F 12σ1σ2<1(1)其中,各种强度指标按照以下各式确定,如公式(2)所示㊂F 1=1X t -1X cF 2=1Y t -1Y cF 11=1X t X cF 22=1Y t Y c F 66=1S 2F 12=F ∗12X t X c Y t Y cìîíïïïïïïïïïïïïïïïï(2)其中,F ∗12的值在-1到1之间,一般选取-1/2㊂2.1㊀含中心孔复合材料结构针对含中心孔复合材料结构示意如图1所示,模型尺寸为300mm ˑ300mm,中心含有直径为150mm 的孔洞㊂采用Fibersim 对铺贴面,边界进行提取,并利用点位定义铺层原点和零度方向,其信息如图2所示㊂㊀㊀基于该构型进行复合材料铺层的设计,铺层角度设置为(0/45/-45/90)5s ,复合材料单层厚度为0.05mm,总共铺层数为40层,整体厚度2mm㊂对于每一层的铺层设计,采用纤维影响因子的值为0.3,通过对铺层角度仿真模拟真实铺贴时角度是否偏差,如图3(a)~3(d)所示分别显示为在0ʎ,45ʎ,-45ʎ,90ʎ铺层角度下的角度信息,信息显示图1㊀含中心孔复合材料结构示意图图2㊀含中心孔复合材料结构0ʎ坐标方向图3㊀各角度铺层仿真信息该模型的实际铺层角度与理论铺层角度无偏差㊂101纤维复合材料2024年㊀由于在生产制造中,按图3所示进行预浸料准备时会先利用下料机切出整体模型再去除中心圆形孔洞,这样造成不必要的浪费,基于此对于各个角度进行铺层设计的优化,给出如图4所示建立基于区域划分的铺层设置㊂㊀㊀查看基于分区铺覆下的铺层角度是否有偏差,优化后的各铺层角度信息如图5所示,各个铺层角度均无偏差㊂图4㊀各角度铺层分区信息图图5㊀优化后的各铺层角度信息㊀㊀对图1所示的含中心孔洞复合材料结构,按图5所示节省用料10%以上,并且随着中心开孔直径的增加,节省用料比率越高㊂同时针对此开孔结构利用表1属性进行有限元仿真,网格划分如图6所示㊂对模型采用下端固定约束,在上表面加载拉力作用,查看失效结果,发现当加载力的大小为22437N 时模型出现首层失效,失效时观察不同角度失效系数结果如图7所示,并且发现失效发生在90ʎ铺层的孔洞附近位置㊂图6㊀网格划分示意图图7㊀含中心孔复合材料结构失效结果图㊀㊀将开孔模型与未开孔的模型做失效结果对比,对比结果如表2所示,含中心孔复合材料结构的首201㊀1期含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真层失效载荷是未开孔结构的0.347㊂表2㊀比对结果模型失效载荷失效比值含中心孔复合材料结构22437N 0.347未开孔结构64525N1㊀㊀2.2㊀含多孔复合材料结构针对含多孔复合材料结构示意如图8所示,模型尺寸为200mm ˑ600mm,含有三个直径为100mm 的孔洞,孔间距为200mm㊂图8㊀含多孔复合材料示意图基于该构型按照如含中心复合材料结构铺层进行设计,铺层的零度坐标如图9所示㊂图9㊀含多孔复合材料结构0ʎ坐标方向㊀㊀基于该构型进行复合材料铺层的设计,铺层角度设置为(0/45/-45/90)5s ,复合材料单层厚度为0.05mm,总共铺层数为40层,整体厚度2mm㊂对于每一层的铺层设计,采用纤维影响因子的值为0.3,通过对铺层角度仿真模拟真实铺贴时角度是否偏差,如图10(a)~10(d)所示,分别显示为在0ʎ,45ʎ,-45ʎ,90ʎ铺层角度下的角度信息,信息显示该模型的实际铺层角度与理论铺层角度无偏差,同样可以采用如含中心孔洞复合材料结构相似的分区域铺层设计方法以达到在制造中节省材料的目的㊂图10㊀各角度铺层仿真信息㊀㊀对模型采用下端固定约束,在上表面加载拉力作用,查看失效结果,发现当加载力的大小为54221N 时模型出现首层失效,失效时观察不同角度失效系数结果如图11所示,并且发现失效发生在90ʎ铺层距边线较近的孔洞边缘位置㊂将含多孔复合材料模型与未开孔的模型做失效结果对比,对比结果如表3所示,含中心孔复合材料结构的首层失效载荷是未开孔结构的0.403㊂301纤维复合材料2024年㊀图11㊀含多孔复合材料结构失效结果图表3㊀比对结果模型失效载荷失效比值含多孔复合材料结构54221N0.403未开孔结构134576N13㊀结语(1)利用Fibersim针对含中心孔复合材料进行分区域的铺层设计,节省材料在10%以上㊂㊀㊀(2)将本文含中心孔洞复合材料和含多孔复合材料结构与未开孔结构进行对比,其失效比值分别为0.347和0.403㊂(3)本文采用首层失效进行结果的判断,只能作为单层失效的标准,不能反映结果的最终承载能力㊂参考文献[1]蔡菊生.先进复合材料在航空航天领域的应用[J].合成材料老化与应用,2018,47(6):94-97.[2]MOURE M M,HERRERO C J,GARCíA C S K,et al.Design tool to predict the open-hole failure strength of composite laminates sub-jected to inplane loads[J].Composite Structures,2020,238: 111970.[3]SAYAR H,AZADI M,GHASEMI A,et al.Clustering effect on damage mechanisms in open-hole laminated carbon/epoxy compos-ite under constant tensile loading rate,using acoustic emission[J]. Composite Structures,2018,204:1-11.[4]郭峰,王哲峰,王共冬,等.低温条件下含孔碳纤维复合材料层合板拉伸损伤特性研究[J].复合材料科学与工程,2022(04):56-61.[5]姚辽军,赵美英,周银华.不同孔径复合材料层合板应变集中及失效强度分析[J].机械科学与技术,2011,30(5):761-764.[6]韩小平,郭章新,朱西平,等.含孔复合材料层合板孔边的应力集中[J].复合材料学报,2009,26(1):168-173. [7]KHASHABA U A,KHDAIR A I.Open hole compressive elastic and strength analysis of CFRE composites for aerospace applications [J].Aerospace Science and Technology,2017,60:96-107.[8]卿光辉,王绍波.含孔复合材料层合板的应力集中分析[J].中国民航大学学报,2019,37(05):55-59.[9]汪振兴,陶宪斌,杨建灵,等.直升机复合材料开孔对桨叶疲劳寿命的影响[J].中国科技信息,2020(20):23-25. [10]洪清泉,吕长,王招.Fibersim复合材料设计与工艺技术应用[M].清华大学出版社,2019,1(4):39-42.401。
基于优化的蜂窝板有限元模型修正
2
蜂窝板三明治理论等效计算
对含有蜂窝夹层板的复杂结构进行分析时， 由
于 NASTRAN 等通用有限元程序中没有蜂窝结构 单元，只能采用特殊的方式进行，例如采用三维有 限元方法或是采用层板单元进行近似分析。 采用三 维有限元方法的缺点是计算量巨大， 对于一个复杂 结构进行分析时，采用此方法得不偿失。此外，现 有的层板单元也不能很好地近似蜂窝夹层板。另 外，通过试验的方法测定各种蜂窝夹层结构，得到 刚度矩阵，然后编制各种蜂窝板的材料单元库，再 与通用有限元程序进行接轨， 这种方法的难点是需 要对各种类型的蜂窝板进行测定， 由于蜂窝板的制 造成本非常高，所以这种方法也很不易实现。鉴于 上述各种方法在实际应用起来都存在难度， 多年来 人们极力追求等效方法， 即先在理论上找出蜂窝夹 层结构的等效力学模型， 实际分析时用等效力学模 型代替原来结构 。 对于正六边形蜂窝板， 目前有 3 种常用的等效 方法，即三明治夹芯板理论、蜂窝板理论以及等效 板理论 。等效板理论最容易实现，但是它无法反 映蜂窝夹芯形状的影响； 蜂窝板理论计算量相对较 大，而且计算中需要用到三明治夹芯板理论的结 果，在实际应用中不是很方便；三明治夹芯板理论 计算工作量不大，容易实现。在早期的蜂窝夹层结
在一定原则下的等效参数， 跟实际的材料参数值有 一定的偏差， 因此以蜂窝板的材料参数作为设计变 量，通过修改材料参数达到修正结构基频的目的。 等效参数包括等效的弹性模量 Ex、Ey 和等效的剪 切弹性模量 Gxy 、Gxz、Gyz。由于每个等效参数对 基频的影响程度差别较大， 把所有的等效参数作为 设计变量具有一定的盲目性和局限性， 通过分析计 算找出对基频影响较大的等效参数并将其作为设 计变量，这样会大大减少计算量，提高效率。 将等效参数的值分别提高 20%， 并计算参数改 变后基频的值，发现等效参数 Gxz 对基频的影响最 大，因此本文以等效参数 Gxz 为设计变量。在计算 而一 等效参数 Gxz 时选取的修正因子 γ 的值为 0.6， 般情况下 γ 的取值范围为 0.4～0.6。 通过分析可知， 在优化的过程中，Gxz 的值是减小的，因此令设计 变量 Gxz 的取值上限比初值稍大，下限为 γ 取 0.4 时的值。综上所述，设计变量的取值范围为 4.188×107～6.282×107 Pa。 3.3.3 蜂窝板频率优化设计 将 bdf 文件提交运算，经过 4 次迭代，优化计 算收敛， 每一步迭代的基频和设计变量值如表 1 和 表 2 所示。
基于三维应变渐进损伤准则的复合材料层合板大开孔压缩损伤研究
基于三维应变渐进损伤准则的复合材料层合板大开孔压缩损伤研究李泽江;郑锡涛【摘要】针对复合材料层合板大开孔压缩,将二维应变渐进损伤准则修正为三维应变渐进准则,使其能够模拟层合板的分层损伤,建立了复合材料层合板大开孔压缩损伤分析模型.利用UMAT子程序将基于三维应变渐进损伤准则引入到分析模型中预测纤维、基体及分层等失效演化过程;并对大开孔复合材料层合板进行试验研究.试验结果表明所建立的基于三维应变渐进损伤准则的层合板大开孔分析模型能很好地模拟大开口复合材料层合板压缩过程中的损伤起始、损伤扩展及破坏模式;并最终预测复合材料层合板大开孔的破坏强度.%A new model for the damage analysis of composite laminate with large-open hole under compression was developed using 3D strain progressive damage theory of which is an improvement from 2D strain progressive damage theory.The analysis model was incorporated into ABAQUS FE analysis through user subroutine UMAT to model various composite laminate failure types,such as matrix cracking,fiber failure,delamination,and etc.It can simulate damage initiation,damage progression and failure load for the composite laminate with large open-hole under compression.A test on composite laminate with large-open hole has been done and its result of failure load agree well with that predicted using the damage analysis.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2017(017)017【总页数】6页(P66-71)【关键词】复合材料层合板;大开孔压缩;渐进损伤;UMAT;损伤分析【作者】李泽江;郑锡涛【作者单位】上海飞机设计研究院强度设计研究部,上海201210;西北工业大学航空学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】TB330.1;V257以碳纤维增强的先进复合材料因其高比模量、高比强度、耐腐蚀及热膨胀系数低等优点成为了航空航天领域广泛应用的材料之一，与传统金属材料相比，其结构减重可以达到20%～30%[1]。
复合材料结构的参数敏感性分析与性能优化策略研究
复合材料结构的参数敏感性分析与性能优化策略研究复合材料在工程领域中得到了广泛应用，其优异的性能使其成为替代传统材料的重要选择。
然而，复合材料的性能很大程度上取决于其结构参数的选择和优化。
因此，对复合材料结构的参数敏感性进行分析，并针对分析结果制定合理的性能优化策略，对于提高复合材料的应用性能具有重要意义。
在复合材料结构参数敏感性分析方面，可以采用多种方法和工具。
一种常用的方法是有限元分析，通过建立复合材料的有限元模型，分析各个结构参数对材料性能的影响。
这一分析方法可以通过调整参数值，分析不同参数取值对材料的影响程度，以确定哪些参数对性能影响最大。
此外，还可以运用统计学方法进行参数敏感性分析。
通过构建合适的统计模型和设计实验，可分析各参数对复合材料的主要影响因素，并对参数的敏感性进行排序。
通过这种方法，可以有效地确定关键参数和次要参数，进而确定优化方向和策略。
对于参数敏感性分析的结果，进一步的研究需要根据不同复合材料的具体性质和应用需求，制定相应的性能优化策略。
其中，一种常见策略是优化各个参数的取值范围。
通过确保各参数在合适的范围内，使复合材料能够发挥最佳的性能。
此外，还可以通过参数的逐步调整和优化，进一步提高材料性能。
另一种性能优化策略是材料的组分优化。
复合材料由多种成分组成，不同成分的选择和比例决定了材料性能的优劣。
通过研究各组分的性能特点和相互作用，可以确定最佳的组分组合，以达到优化材料性能的目的。
除了组分的优化，还可以通过改变复合材料的微观结构来提升其性能。
例如，可以调整纤维的排列方式和长度，改变纤维表面的处理方法，以及优化基质的形态和性能，从而实现性能的提升。
此外，还可以借助模拟和仿真的方法，对优化策略进行验证和评估。
通过建立复合材料的数值模型，并进行仿真分析，可以预测不同优化策略的效果，为最终的优化方案提供科学依据。
需要注意的是，复合材料结构参数敏感性分析与性能优化策略研究是一个复杂的课题，需要多个学科的交叉和合作。
三维渐进损伤的复合材料层合板低速冲击模型
三维渐进损伤的复合材料层合板低速冲击模型郭卫【摘要】为了有效反映复合材料层合板面内和层间的非线性损伤，建立了一个新型的损伤模型，该模型基于三维实体单元和内聚力单元可以有效分析复合材料层合板在低速冲击作用下的层内和层间非线性失效行为。
对于复合材料层合板面内损伤，以改进的Hashin失效准则作为起始损伤准则，提出了一种基于能量释放率的损伤变量指数渐进演化模型，既描述了复合材料损伤的渐进失效过程，又避免了材料刚度突然下降导致刚度矩阵奇异的不足，同时引入特征长度来降低结果对网格的依赖性，最终建立了单层板的渐进损伤非线性分析模型；针对层合板的层间损伤，采用内聚力单元来模拟，通过结合传统的应力失效准则和断裂力学中的能量释放率准则定义了界面损伤演化规律。
该损伤模型通过商用有限元软件ABAQUS/Explicit 的用户子程序VUMAT实现，并使用该模型对碳纤维增强环氧树脂复合材料层合板在横向低速冲击作用下的损伤和变形行为进行预测分析。
数值仿真的结果与试验结果进行了比较，吻合良好，验证了该模型的有效性。
%In order to effectively describe the progressively intralaminar and interlaminar damage for composite laminates , a three dimensional progressive damage model for composite laminates used for low-velocity impact is presented in this paper .Being applied to three di-mensional solid elements and cohesive elements , this nonlinear damage model can be used to analyze the dynamic performance of composite structure and its failure behavior .For the in-tralaminar damage , as a function of energy release rate , this damage model in an exponential function can describe progressive development of the damage;for interlaminar damage , dam-age evolutionwas described by the framework of the continuum mechanics through cohesive elements.Through coding user subroutine VUMAT of finite element software ABAQUS /ex-plicit, and applied the model to an example ,carbon fiber reinforced epoxy composite lami-nates under low velocity impact , the prediction for damage and deformation were good agree-ment with the experimental results .【期刊名称】《哈尔滨商业大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2014(000)004【总页数】6页(P455-460)【关键词】复合材料层合板;渐进损伤;分层损伤;低速冲击【作者】郭卫【作者单位】上海飞机设计研究院，上海201210【正文语种】中文【中图分类】TB332复合材料是由两种或两种以上不同性质或不同形态的原材料，通过复合工艺组合而成的一种材料，它既保持了原组分材料的主要特点，又具备了原组分材料所没有的新的性能.但由于其沿厚度方向的性能不连续、层间强度较低，使得其低速冲击损伤成为工程实际中十分关切并得到广泛研究的问题.在冲击载荷作用下，损伤破坏模式主要表现为纤维断裂、基体开裂、层与层之间的分层损伤等，其过程很复杂，没有解析解, 因而使用有限元法求解越来越显示出其优势.为了预测复合材料层合板在低速冲击载荷下的损伤扩展情况，虽然很多学者都对其进行过探索性试验，并且提出了很多分析模型来预测层合板的损伤情况.但是因为冲击响应的分析过程比较复杂，因而采用何种损伤和演化准则仍然没有统一的认识.Tan[1] 等的渐进损伤分析模型中采用基于壳单元理论进行应力求解，但是却无法较好的反映层合板三维效应和铺层之间的相互作用.Chang[2-3]等在研究T300/976复合材料层合板强度时，根据不同的失效模式将相应的材料弹性常数退化为零，认为层合板一旦发生失效就不可以继续承载，明显与实际不符，因而预测的强度偏小.Camanho[4]等在分析T300/914复合材料层合板接头拉伸强度时，将Tan[1]的参数退化方式扩展到三维，认为材料发生损伤后，其弹性常数退化到一定程度，因此退化系数需要大量的试验进行测定，另外由于层合板的弹性系数突然降低同时会造成刚度矩阵的奇异，很容易发生计算无法进行.为了解决这些问题，张彦[5-6]等使用ABAQUS建立了以基于应变Hashin 失效准则基础上的层内损伤，并通过结合传统的应力失效准则定义了损伤演化规律，但是由于文中提出的损伤演化规律没有考虑到能量释放率和损伤力学对于网格的依赖影响，因而对于预测的分层面积和实验值相差很大.本文基于有限元软件ABAQUS对复合材料层合板低速冲击，建立了一个有效反映复合材料层合板面内和层间的非线性损伤模型，该模型基于三维实体单元和内聚力单元可以有效分析层合板层内和层间失效行为.对于复合材料层合板面内损伤, 以改进的Hashin失效准则作为起始损伤准则，提出了一种基于能量释放率的损伤变量指数渐进演化模型，既描述了复合材料损伤的渐进失效过程，又避免了材料刚度突然下降导致刚度矩阵奇异的不足，同时引入特征长度来降低网格的依赖性，最终建立了单层板的渐进损伤非线性分析模型.该损伤模型通过商用有限元软件ABAQUS/Explicit 的用户子程序VUMAT实现，并使用该模型对复合材料层合板在横向低速冲击作用下的损伤和变形行为进行预测分析，数值仿真的结果与试验结果进行了比较，吻合良好, 验证了该模型的有效性.1 复合材料三维渐进损伤模型1.1 层合板面内渐进损伤模型本文中考虑的失效模式包括纤维断裂、纤维挤压、基体开裂和基体挤裂4种模式，每种失效模式可以看作是在结构损伤过程中当一种特定的应力分量组合达到特定值时的一种明显状态，因此本文采用被众多研究人员普遍认可的三维Hashin失效准则[7]，其具体形式：1) 纤维断裂(1)2) 纤维挤压(2)3) 基体开裂(3)4) 基体挤裂(4)其中：σi为单元的正应力，σij为单元的剪应力，Xt、Xc、Yt、Yc、S12、S23、S13分别为轴向拉伸、轴向压缩、横向拉伸、横向压缩和各方向剪切强度.只要单元内的各应力分量满足上述一个式子，即认为发生了该式子对应的破坏的模式.当复合材料积分点满足失效准则时，其材料积分点应力和刚度开始发生退化，进行应力更新.本文引入连续损伤变量来预测复合材料结构内部损伤的产生和演化，特征值dft表示纤维断裂，dfc表示纤维挤压，dmt表示基体开裂，dmc表示基体挤裂，这些损伤变量的定义域为[0,1]，当d=0时，表示没有损伤产生，当d=1时，表示材料完全破坏失效了.使用上面四个损伤变量定义全局损伤，对于纤维损伤使用df来表征，对于基体损伤使用dm来表征：df=1-(1-dft)(1-dfc)(5)dm=1-(1-dmt)(1-dmc)(6)当材料积分点满足失效准则时，其刚度矩阵可以根据下面方程计算:(7)(8)(9)(10)(11)(12)(13)(14)(15)当复合材料发生损伤，对于纤维增强复合材料损伤累积引起的材料非线性，本文提出使用非线性指数函数定义损伤演化规律的方法，使材料性能逐渐下降，该方法可以避免刚度矩阵退化过程中矩阵的奇异性，又可以通过控制能量释放率保证材料刚度的迅速折减，达到积分点损伤破坏的目的，最终保证计算的顺利有效进行.(16)(17)(18)(19)其中:Gft、Gfc、Gmt和Gmc材料临界断裂能，Lc是单元的特征长度，本文参考ABAQUS，在损伤材料点的应变软化区域引入单元特征长度来降低其对于网格的敏感性，减小其对于网格的依赖特性.1.2 层合板层间渐进损伤模型大量试验表明，层合板的分层损伤在铺设角度不同的两相邻子层之间的界面处产生并扩展，因此把内聚力单元引入到可能发生分层的位置可以有效的预测分层损伤的产生、损伤扩展直至最后分层的发生.定义内聚力单元的应力分量为t1、t2、t3，ε为求的内聚力单元名义应变，可以得到本文所使用的内聚力单元本构关系如下：(20)其中：kn、ks、kt分别是内聚力单元法向刚度和切向刚度.Alfano[8]对双线性本构、梯形本构、指数本构、和线性抛物线内聚力模型做了分析比较，综合看在静态载荷作用下的中，双线性准则无论对于计算的经济行还是准确性以及收敛特征都是很好的选择，因此本文选择双线性本构模型来进行复合材料层合板的层间渐进损伤分析，其双线性本构模型典型的相对位移-牵引力曲线如图1.图1 双线性本构模型典型曲线根据图1，可以给出初始破坏点对应的界面相对位移，如下：(21)其中：N为界面的法向强度，S、T为界面的剪切强度.混合模式下的内聚力单元损伤扩展判据采用由Benzeggaph和Kenane[9]提出的B-K准则，该准则考虑了不同裂纹模式下应变能释放率直接的耦合关系，其表达式如下：(22)其中:2 复合材料层合板低速冲击分析算例验证2.1 模型参数试验中层合板尺寸150×100 mm，厚度5.8 mm，铺层方向[454/04/-454/904]s 对称铺层其基本力学性能见表1，层间性能见表2，通过四个刚性压头固支形成一个125×75 mm的冲击区域.刚性冲头为半球形，前端直径为16 mm，质量为5kg[10].表1 单层板材料基本力学性能E11/GPaE22/GPaG12/G Paυ11 υ23XT/MPaXC/MPaYT/MPaYC/MPaSL/MPa1287.64.40.350.452 300153126199.878.4表2 层间强度及层间韧性层间强度t0n=t0s=t0t=26.0MPa断裂韧性GIC=0.28N/mm;GⅡC=GⅢC=0.79N/mm2.2 有限元模型建立为了降低边界约束对试验结果的影响，本文在对复合材料层合板低速冲击部分建立有限元模型时，建立了试验中所有部件，即刚性底座、四个刚性压头、试验层合板、以及刚性冲头四部分,层合板子层选择沙漏增强的C3D8R单元；层间选择内聚力(CHO3D8)单元，其余全部选择离散刚体.为了保证接触区域分析精度，划分网格中部60×60区域内进行细化，其余部分按比例划分；四个刚性压头施加预紧位移0.015 mm，低速冲击的有限元模型如图2所示.图2 复合材料层合板低速冲击有限元模型2.3 数值仿真结果及讨论本文主要对冲击能量为19.3 J试验进行分析，图3中显示了数值计算和试验中冲击接触力随时间的变化曲线，从图3中可以看出冲击接触力峰值和试验值吻合的很好[11].图3 冲击能量为19.3 J下的接触力时间曲线图4为其各子层的基体损伤形状以及各层间分层，由图4可知，各层间的分层形状基本呈现对称的双叶形，即花生状，主轴方向沿着下层纤维的铺设方向，且靠近冲击背部的界面分层面积要大于靠近冲击点处的界面分层面积；基体损伤通常沿着该层纤维方向的带状分布，越是靠近冲击背部，基体开裂的长度越大，但发现靠近底层的铺层基体的方向沿着方向，其原因是因为其处在和之间，铺层角度变化最大，并且其下方有大面积分层出现，改变了该层的应力分布所致.图5所示冲击层合板后使用C扫描得到的分层面积，图6所示是使用绘图软件描边得到的数值计算和试验对比结果，从图5中可以看出分层面积在其沿长度和宽度的两方向上最大尺寸吻合的很好，但是整个投影面积有一定的误差，其试验投影面积最大值为4 000 mm2，图6是其数值计算的所有分层的投影面积，其值为4 450.9 mm2，其误差为11.3%.45°(45°/0°)45°(0°/-45°)-45°(-45°/90°)90°(90°)-45°(90°/-45°)0°(-45°/0°)45°(0°/-45°)图4 各子层的基体损伤形状以及各层间分层形状图5 试验分层面积图6 试验与数值计算分层投影面积对比3 结论本文基于损伤力学理论，建立了一个反映复合材料层合板面内和层间的三维渐进损伤的非线性损伤模型，研究了复合材料层合板在低速冲击作用下的层内和层间冲击响应下的非线性失效行为，可以得到如下结论：对于复合材料层合板面内损伤, 本文以改进的Hashin失效准则作为起始损伤准则，提出了一种基于能量释放率的损伤变量指数渐进演化模型，既描述了复合材料损伤的渐进失效过程，又避免了材料刚度突然下降导致刚度矩阵奇异的不足，同时引入特征长度来降低网格的依赖性，最终建立了单层板的渐进损伤非线性分析模型.针对层合板的层间损伤, 本文采用内聚力单元来模拟，通过结合传统的应力失效准则和断裂力学中的能量释放率准则定义了界面损伤演化规律.对试验结果进行对比分析，发现在冲击过程中，层合板最先产生的损伤形式是基体开裂和层间分层，并且是其能量消耗的主要表现形式，冲击造成的基体损伤，其方向一般沿纤维方向，并且越是靠近背部基体损伤较为严重，冲击造成的层间分层主要发生在不同铺层之间，一般呈现双叶形，即花生形，并且主轴沿着下子层的纤维方向，这与试验观察到的现象是一致的.参考文献：[1] TAN S C. A progressive failure model for composite laminates containing openings[J]. Journal of Composite Materials, 1991, 25: 556-577.[2] CHANG F C K. A progressive damage model for laminated composites containing stress concentrations[J]. Journal of Composite Materials, 1987, 21: 834-855.[3] CHANG K, LIU S, CHANG F. Damage tolerance of laminated composites containing an open hole and subjected to tensile loadings[J]. Journal of Composite Materials, 1991, 25: 274-301.[4] CAMANHO P P, DAVILA C G. Mixed-mode decohesion finite elements for the simulation of delamination in composite material[R]. NASA/TM-2002-211737, 2002: 1-37.[5] 张彦, 朱平, 来新民, 等. 低速冲击作用下碳纤维复合材料铺层板的损伤分析[J]. 复合材料学报, 2006, 23(2): 150-157.[6] 张彦, 来新民, 朱平, 等. 复合材料铺层板低速冲击作用下损伤的有限元分析[J]. 上海交通大学学报, 2006, 40(8): 1348-1353.[7] HASHIN Z. Failure criteria for unidirectional fiber composites[J]. Journal of Applied Mechanics, 1980, 47: 329-335.[8] ALFANO G. On the influence of the shape of the interface law on the application of cohesive-zone models[J]. Composites Science and Technology, 2006, 66(6): 723-730。
碳纤维增强复合材料力学性能的有限元模拟分析
碳纤维增强复合材料力学性能的有限元模拟分析引言：碳纤维增强复合材料是一种重要的结构材料，具有高强度、低密度和优异的耐腐蚀性能。
为了更好地理解和预测这种材料的力学性能，有限元模拟成为一种有效的工具。
本文将探讨碳纤维增强复合材料的力学性能及其有限元模拟分析方法。
1. 碳纤维增强复合材料的力学性能碳纤维增强复合材料由碳纤维和基体材料组成，具有独特的力学性能。
首先，碳纤维的高强度和高模量使得复合材料具有出色的抗拉强度和刚度。
其次，由于碳纤维和基体的界面结合紧密，复合材料还表现出较好的层间剪切性能。
此外，碳纤维增强复合材料的疲劳强度和耐冲击性也远远优于传统金属材料。
2. 有限元模拟在力学性能分析中的应用有限元模拟是一种计算方法，通过将复杂结构离散为数学模型，基于力学原理求解结构的应力和变形分布。
在碳纤维增强复合材料力学性能分析中，有限元模拟被广泛应用。
首先，可以通过有限元模拟研究复合材料在静力载荷下的应力分布和应变响应，从而评估其强度和刚度。
其次，有限元模拟还可以模拟在动力载荷下复合材料的疲劳寿命和冲击行为，并优化复合材料的设计和性能。
3. 有限元模拟参数的选择在进行碳纤维增强复合材料力学性能的有限元模拟时，需要选择合适的模拟参数。
首先，应选择适当的网格划分，以保证模型几何形状和表面质量的准确性。
其次，需要确定材料的力学性能参数，如弹性模量、剪切模量和层间剪切强度等。
对于复合材料的层间剪切强度，通常需要进行微观结构分析以获取准确的数值。
此外，外界加载条件（如温度、湿度等）也需要考虑进来以获得可靠的模拟结果。
4. 有限元模拟分析的挑战和进展尽管有限元模拟在碳纤维增强复合材料力学性能分析中具有重要的应用前景，但仍面临一些挑战。
首先，材料的非线性和各向异性使得模拟计算的复杂度增加。
其次，复合材料的失效机制与金属材料有所不同，需要改进模型和算法以准确地预测结构破坏行为。
此外，对于复合材料的疲劳和寿命预测，还需要开展更多的试验和验证以提高模拟的准确性。
有限元计算中应力集中问题解决方法
-9.569 4.3
应力最集中的 a 处，单元密度最稀疏（数值试验 1） 时，两者的误差达到 30%。可见，在应力集中区 域，单元密度较稀疏时有限元计算结果的误差较 大；随着单元密度的增加，计算误差呈现先减小 后增大的趋势。当圆孔单元密度增加到 64 段时， 最大误差为 4.4%，由此可知，单元密度和单元质 量对拉压复合计算结果的影响较单向拉伸和双 向拉伸大。这主要是因为在薄板拉伸中，拉压复
分析结果和理论值的最大误差小于 4%，这主要是因为 此区域内应力集中较小。在应力最集中的 a 处，单元密 度最稀疏（数值试验 1）时，两者的误差达到 23%。可见， 在应力集中区域，单元密度较稀疏时有限元计算结果的 误差较大；随着单元密度的增加，计算误差呈现先减小 后增大的趋势。当圆孔单元密度从 16 段增加到 64 段 时，最大误差为 3.4%；当圆孔单元密度为 16 段时误差最 小，为 0.2%。可见，不是单元密度越密计算结果越准确， 当单元密度增加到一定程度时，计算精度不会有明显提 高。因此，采用数值试验 3 进行计算时最合理，其最大 计算误差不超过 3%。
Keywords: Stress concentration FEM Simple tension Biaxial tension Tension and compression Sub-modeling
的有限元模型 [4-5]，既要保证计算精度又要有较高的计 算效率。可见，划分网格是建立有限元模型的一个重要 环节，它要求考虑的问题较多，需要的工作量较大，所划 分的网格形式将对计算精度和计算规模产生直接影响。 为建立正确、合理的有限元模型，划分网格时必须考虑 一些基本原则 [6]。由于应力集中的影响，单元密度和单元 质量对计算结果均有较大影响，本课题结合弹性力学理 论和有限元法的特点对此进行了较深入、系统的研究。
不规则开孔梁试验及有限元参数化分析
beam -2 的应力/M Pa
最大应力
孔边最大应力
最大应力
孔边最大应力
237.78
97.31
220.12
113.18
1.3F
320.83
F 为实际设计荷载的等效荷载
126.46
302.14
146.32
荷载/kN 荷载/kN
4 有限元分析
4.1 有限元建模 本文采用 ABAQUS/Standard 进行有
②对钢梁进行有限元参数化分析表 明 ，开不规则巨型孔钢梁相较普通未开孔 钢梁 ，开孔后若不对孔边进行加强 ，可使 梁跨中变形刚度减小约 13%；若对孔边进 行加强措施 ，则梁跨中变形刚度约增加 10%。由于通过对孔洞加强 ，增加了远离 中心轴两侧钢材面积和钢梁的惯性矩。
参考文献
[1] GB 50017—2017. 钢结构设计标准[S]. [2] Chung K F， Lawson R M. Simplified
1.3 倍 设 计 荷 载 下 梁 上 的 应 力 分 别 为
205.1MPa 、268.3MPa 。
通过理论计算及试验表明 ，型钢梁开
不规则巨型孔后 ，对孔边进行加强则梁上
最大应力增量小于 20% ，并且钢梁强度能
满足钢结构设计要求。
○ 数字化与信息化 ○
荷载 F
表 1 梁上最大应力
beam -1 的应力/M Pa
with open holes is about 12% higher than that of the girder without open holes. However, the stress distribution on the steel beam is affected
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基于应力和变形值最小的复合材料含孔板孔形参数有限元优化FRP /C M 2010.No .1基于应力和变形值最小的复合材料含孔板孔形参数有限元优化铁 瑛,李 成(郑州大学机械工程学院,河南郑州450001)摘要:本文基于对复合材料孔板主承力接触区的有限元强度分析结果,利用AP DL 参数化有限元分析技术,以孔板第一主应力S1和X 方向上的变形UX 的最大值作为目标函数,对孔形参数进行优化。
设计出基于应力和变形最小的开口形状,并得出了孔形参数与应力、变形之间的相互关系。
关键词:复合材料;开孔板;孔形;应力;变形中图分类号:T B332 文献标识码:A 文章编号:1003-0999(2010)01-0010-03收稿日期:2008210225基金项目:河南省重点科技攻关资助项目(072102260023)作者简介:铁瑛(19782),女,博士,讲师,主要从事复合材料结构强度方面的研究。
1 引 言随着现代信息技术、新能源技术、生物工程技术、空间技术的发展,人们对材料性能的要求越来越高。
与传统材料相比,复合材料具有比强度高、比模量大,耐疲劳性能好和破损安全性高等优点,因此复合材料愈来愈多地应用于桥梁、建筑、机械,尤其是对重量和性能要求苛刻的航空和航天领域上。
在机械结构中,利用螺栓或销钉连接构件是常见的力学结构,该连接结构在传力方面起着十分重要的作用,孔连接形式是其中多见的一种形式。
孔边的应力集中现象十分突出[1],由此使局部结构强度迅速降低,而这些连接往往正是重要件或关键件的连接,对整个结构的安全至关重要。
因此,对复合材料开孔板的强度分析、计算,以及孔形设计是寿命估算中重要的一方面。
对于含孔复合材料板应力问题,国内外学者采用解析法、近似方法、数值方法和边界保角影射孔边界方法[2～5],分别对含孔板孔边应力集中问题、孔边应力场分布和各种孔形对含孔复合材料板孔边应力状态的影响进行了研究,并得出了有价值的结论。
含孔板孔形状和孔的尺寸,与含孔板应力之间的关系,对研究复合材料含孔板的强度和寿命具有重要价值,本文的主要内容是基于对复合材料孔板主承力接触区的有限元强度分析结果[6],利用AP 2DL 参数化有限元分析技术,以孔边应力和变形为目标,对孔形进行优化,设计出应力和变形值最小的开口形状。
并得出了孔形参数与应力、变形之间的相互关系。
2 复合材料孔板模型考虑一个含孔的各向异性复合材料板,它承受分布于板边缘并作用在中面内的力而变形。
假如孔的尺寸比板的尺寸小得多,且孔不在板边的附近,那么可以假定板是无限的,从而可忽略外边界的影响而使问题得到简化。
工程中常用的复合材料结构在很多场合都具有某种对称性,因此在很多情况下,各向异性的问题可以化为正交各向异性的问题来讨论。
板的几何参数为a 、b 、t ,分别为板的两边长及厚度,其中,a =1000mm;b =800mm;t =2mm 。
孔形控制参数:设含板孔的形状参数孔长H 与两端圆弧半径R 为参数进行孔边的应力优化。
图1 孔形控制参数Fig 11 Hole size para meters3 复合材料板材料属性和载荷条件根据弹性理论基本方程,由极小势能原理所确定的位移函数中的待定系数是完全满足边界条件的,进而可得到所求的单元刚度矩阵,这样就完成了单元分析。
利用ANSYS 相应的模块即可进行计算。
正交各向异性板材料常数为E 11=135GPa;E 22=915GPa;G 12=610GPa;v 12=013。
采用平面等参12010年1月玻璃钢/复合材料FRP /C M 2010.No .1单元8节点二次单元p lane82单元。
约束条件为左端固定。
荷载条件为右端受有均布拉力。
4 有限元参数优化分析AP DL 即ANSYS 参数化设计语言,可用来完成通过参数化变量方式建立分析模型的脚本语言,为用户提供了一种自动完成有限元分析工程的工具,即程序的输入可设定为根据指定的函数、变量以及选用的分析类型来作决定,是完成优化设计和自适应网格的最主要的基础。
AP DL 允许复杂的参数输入,使用户实际上对任何设计或分析属性有权控制,例如尺寸、材料、载荷、约束位置和网格密度等。
它可以减少大量的重复工作,便于携带和保存,且不受ANSYS 软件操作平台的限制,即AP DL 文件可以在任何操作平台上运行。
本文即采用AP DL 语言自动实现不同孔形的复合材料板的生成,研究采用孔形控制参数H 和R,进行参数化建模。
其中,赋初始值和变化范围为:r =50mm ,0～100mm;h =50mm ,10～100mm 。
节点的当量第一主应力和X 方向的变形作为含孔板孔形参数优化的目标函数。
有限元AP DL 目标函数优化语句为:3vget,s (1),node,1,s,13vscfun,s max,max,s (1)3vget,u (1),node,1,u,x 3vscfun,umax,max,u (1)迭代次数为30,随机法进行循环计算,执行循环命令(OPEXE )分别考虑R 和H 对含孔板应力和变形的影响。
5 孔形参数对开孔板应力、变形的影响图2 孔长H 对孔板S1的影响Fig 12 I nfluence of H on theS1图3 S1最小对应孔型和应力分布(考虑H 变化)Fig 13 Hole size and stress distributi on underm ini m al S1(R constant )考虑孔形尺寸设计变量(孔长H 或孔端半径R )变化,以选取该设计变量对应的含孔板上最大第一主应力S1和最大X 方向变形UX 为目标函数值,对含孔板孔形设计尺寸参数进行优化。
最终获得对应第一主应力和X 方向变形最小的孔形尺寸。
由图2可知,在整个H 取值范围内,随着孔长H 的增大,含孔板最大S1值先减小,后增大。
在H取7.0935时,最大S1值38.337为目标函数最小值。
图3所示为优化结果对应的含孔板有限元模型和S1应力分布图,可以看到最大S1位于孔的y 方向,而x 方向S1较小。
112010年第1期基于应力和变形值最小的复合材料含孔板孔形参数有限元优化FRP /C M 2010.No .1由图4可知,在整个H 取值范围内,随着孔长H 的增大,含孔板最大UX 值增大。
在H 取0.4326时,最大UX 值0.875E 204为目标函数最小值。
图5所示为优化结果对应的含孔板有限元模型和UX 位移分布图,可以看到最大UX 位于板承受拉应力端,与孔x 轴共线位置处,孔边位移在x 方向靠近板受力侧较大,x 方向远离板受力侧较小。
由图6可知,在整个H 取值范围内,随着孔端半径R 的增大,含孔板最大S1值先减小,后增大,在R 取51.147时,最大S1值42.008为目标函数最小值。
图7所示为优化结果对应的含孔板有限元模型和S1应力分布图,孔边应力分布和图3相似。
由图8可知,在整个H 取值范围内,随着孔端半径R 的增大,含孔板最大UX 值增大,在R 取10.300时,最大UX 值0.801E 204为目标函数最小值。
图9所示为优化结果对应的含孔板有限元模型和UX 位移分布图,孔边位移分布和图5相似,位移分布沿孔周变化较图5小。
7 结 论(1)分别考虑孔长和孔端半径变化对含孔板UX 值的影响,为获得较小的UX 值,孔参数H 和R应在取值范围内尽量取小值。
对含孔板S1值,孔参数H 和R 取个7.0935和51.147时,能达到最小;(2)改变不同孔形参数(H 和R ),对含孔板的应力S1和位移UX 值可以引起较大变化。
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大大提高了设计和优化的速度,降低成本;(3)利用碳管质量轻、强度高的特性,在满足机翼应力要求的情况下,有效地减轻机翼质量。
参考文献[1]崔秀敏,王维军,方振平.小型无人机发展现状及其相关问题分析[J ].飞行力学,2005,23(1):14218.[2]张元明,赵鹏飞.单块式玻璃钢蜂窝夹层结构机翼设计[J ].玻璃钢/复合材料,1995,2(7):25228.[3]粱猛,万志强.轻质双尾撑布局无人机气动弹性建模与分析[R ].CARS,2007,5:316222.[4]刘亮亮,胡延霖,易牧,孟祥忠.无人机半实物仿真系统研究[J ].先进制造与管理,2008,27(3):4425.[5]刘兵山,燕瑛,钱卫.复合材料机翼盒段的设计、模态分析和试验[J ].北京航空航天大学学报,2003,29(11):1026229.[6]黄旌,高涛.ANSYS 用于机翼有限元分析的建模研究[J ].计算机辅助工程,2006,2(2):124.[7]孙中涛.基于曲面的飞机机翼结构参数化设计[J ].计算机辅助工程,2005,14(4):124.[8]赵鹏飞,薛小平,张元明.小型无人机玻璃钢蜂窝夹层结构机翼的制造[J ].玻璃钢/复合材料,1994,3(8):33237.[9]崔秀敏,王维军,方振平.小型无人机发展现状及其相关问题分析[A ].飞行力学,2005,23(1):14218.[10]Pr oud A,Pachter B,D ’Azz o C .Cl ose for mati on contr ol[R ].Port 2land,OR:Navigati on and Contr ol Conference,1999.[11]Finn A,B r own B ,L indsay C .M iniature UAV s and future electr onicwarfare Land [R ].Land W arfare Conference,2002.932106.[12]张元明,赵鹏飞.玻璃钢蒙皮/全腔填充泡沫塑料夹芯结构机翼设计[J ].玻璃钢/复合材料,2003,1(4):17220.[13]J ins on Cho A ,Younhyuck Chang B.Supers onic flutter analysis ofwings using an unsteady 3D panelmethod[J ].Computers &fluids,2002,30(2):237256.F IN I TE EL E M ENT ANALY S I S O F COM PO S I TE W ING FO R UN M ANNE DAER I AL VEH I CL E BASED O N M SC 1NASTRANYI N Xing 2yan,FENG Zhen 2yu,LU Xiang(Aer onautical Engineering College of Civil Aviati on University of China,Tianjin 300300,China )Abstract:Based on the co mposite wing of certain Unmanned Aerial Vehicle (UAV ),four different finite ele 2ment models of the composite wing are established by MCS 1Patran 1U sing those four finite ele ment models,strength check and modal analysis are carried out with the finite ele ment s oft w are MSC 1Nastran 1According t o the analysis re 2sults of the l oadings of components,the structural f or m and material of the composite wing are op ti m ized 1The service life is p r ol onged and the p r oducti on cost is reduced for the Unmanned Aerial Vehicle by the op ti m izati on analysis 1Key words:UAV;composites;wing;finite ele ment method;MCS 1Nastran /Patran(上接第12页)HOL E 2SHAPE PARA M ETERS O PT I M I ZAT I O N O F COM P O S I TE M ATER I AL S PLATEBASED O N M IN I M AL HOL E 2E D GE STRESS AN D D I SP LACE M ENTTI E Ying,L I Cheng(School of Mechanical Engineering,Zhengzhou University,Zhengzhou 450001,China )Abstract:Based on strength analysis result of main l oad 2carrying z one of composite p late using the finite ele 2ment method,using AP DL,the op ti m izati on of the hole size para meters is carried out .The maxi m al value of first p rinci p le stress S1and dis p lace ment in X directi on are as objective functi on in this op ti m izati on .The hole shape is designed based on m ini m al S1and UX .A ls o,the influence of hole size para meters on the S1and UX is obtained .Key words:composite materials;p late with hole;hole shape;stress and dis p lace ment;AP DL62010年1月。