大型复合材料结构强度有限元分析.
纤维增强树脂基复合材料连接结构强度与失效分析
研究论文RESEARCH纤维增强树脂基复合材料连接结构强度与失效分析*高佳佳，楚珑晟，马天阳，高朋（西南交通大学材料科学与工程学院，成都 610031）[摘要]采用拉伸试验和有限元分析方法研究纤维增强树脂基复合材料螺栓连接与胶–螺混合连接结构的失效机理。
通过拉伸–剪切试验分析其载荷–位移曲线，结合有限元仿真结果及断面微观结构变化分析其结构强度和失效机理。
结果表明，螺栓连接结构孔周碳纤维丝束受到螺栓挤压力变形后传递给树脂基体。
因此，呈现纤维屈曲变形，树脂基体由均匀分布状被断裂的纤维短束挤压变成团簇状，形成结构不均匀而出现薄弱区域。
胶–螺混合连接结构呈现拉伸断裂式破坏，断口处碳纤维丝束在拉伸–剪切作用下从环氧树脂基体中拔出并损伤断裂，丝束方向杂乱排布。
附着在碳纤维丝束周围的树脂基体从均匀分布状变为团聚状，连接结构在达到极限载荷之后出现拉伸断裂，呈现净截面破坏，并且在重新分配载荷之后板材之间的胶粘剂对纤维的破坏会起延滞作用。
材料强度、螺栓强度、胶层强度及螺栓宽径比等因素均会成为影响连接结构失效破坏的因素。
关键词：复合材料；机械连接；胶–螺混合连接；结构强度；失效机理Research on Strength and Failure Analysis of Fiber Reinforced Resin Matrix CompositesGAO Jiajia, CHU Longsheng, MA Tianyang, GAO Peng( Scho ol of Materials Science and Engineering, Southwest Jiaotong University, Chengdu 610031, China ) [ABSTRACT] E xperimental methods and finite element are used to study the failure mechanism of mechanical joints and adhesive-bolt hybrid joints. The load-displacement curve is analyzed by tensile-shear test, and the microstructure of the section is analyzed combining the stress distribution of the finite element simulation results. The results show that the perforated carbon fiber tow of the bolted joint structure is deformed by the bolt pressing force, which is passed to the resin matrix, so the fiber is subjected to buckle deformation, and the resin matrix is squeezed into a cluster by a short bundle of fibers that are uniformly distributed. Therefore the formed weak structure is due to uneven structure. Adhesive-bolt hybrid joints exhibits tensile fracture failure, the carbon fiber tow at the fracture is pulled out from the epoxy resin matrix under tensile-shearing and damages the fracture, and the direction of the tow is disorderly arranged. The resin matrix attached to the fiber changes to be agglomerated, and the joint structure fractures after reaching the ultimate load. And the adhesive between the sheets has a retarding effect on the destruction of the fibers after the redistribution of the load. Factors such as material strength, bolt strength, adhesive strength and bolt width to diameter ratio will be factors that affect the failure of the joint structure.Keywords: Comp osite materials; Mechanical joints; Adhesive-bolt hybrid joints; Strength of structure; Failure mechanism DOI:10.16080/j.issn1671-833x.2020.11.094纤维增强树脂基复合材料（简称复合材料），具有比强度高、比刚度高、耐高温、耐腐蚀、抗疲劳性能好、减振性好、成型工艺简单等优异性能[1]，被广泛应用在航空航天、轨道交通、车辆等领域[2–3]。
复合材料的应力分析与优化
复合材料的应力分析与优化在现代工程领域中，复合材料凭借其优异的性能，如高强度、高刚度、良好的耐腐蚀性等，得到了广泛的应用。
然而，要充分发挥复合材料的优势，对其应力进行准确分析和优化是至关重要的。
复合材料是由两种或两种以上不同性质的材料通过物理或化学的方法组合而成的。
由于其组成的复杂性，复合材料的应力分布和传递规律与传统的单一材料有很大的不同。
因此，对复合材料应力的分析需要采用专门的方法和理论。
常见的复合材料应力分析方法包括有限元法、边界元法等数值方法，以及实验测试方法。
有限元法是目前应用最为广泛的一种方法。
它将复合材料的结构离散成有限个单元，通过求解每个单元的平衡方程，得到整个结构的应力分布。
在使用有限元法进行分析时，需要准确地建立复合材料的几何模型和材料模型，合理地划分网格，并选择合适的边界条件和加载方式。
边界元法是另一种有效的应力分析方法。
它只需要对结构的边界进行离散化，从而减少了计算量。
但边界元法在处理复杂的几何形状和非线性问题时，可能会遇到一定的困难。
实验测试方法则是通过直接测量复合材料在实际加载条件下的应力应变响应，来获取应力分布信息。
常见的实验测试方法有应变片测量法、光弹性法等。
然而，实验测试方法往往受到测试条件、设备精度等因素的限制，而且只能获得有限点的应力数据。
在对复合材料进行应力分析时，还需要考虑其微观结构对宏观性能的影响。
复合材料的微观结构包括纤维的排列方式、纤维与基体的界面结合情况等。
这些微观因素会显著影响复合材料的应力传递和分布。
例如，纤维的取向会导致复合材料在不同方向上的力学性能差异很大。
如果纤维沿受力方向排列，复合材料的强度和刚度会显著提高；反之，如果纤维与受力方向垂直，复合材料的性能则会大打折扣。
此外，纤维与基体的界面结合强度也会影响复合材料的应力传递。
如果界面结合强度不足，在受力时容易发生脱粘，从而导致复合材料的性能下降。
在了解了复合材料的应力分布特点后，就可以进行应力优化。
复合材料力学行为分析及模拟
复合材料力学行为分析及模拟复合材料是由两种或多种不同性质的材料组合而成的一种新材料，具有轻量化、高强度、高刚度和良好耐腐蚀性等特点，被广泛应用于航空航天、汽车制造、建筑工程等领域。
了解复合材料的力学行为对于材料的设计、优化和工程应用非常重要。
因此，力学行为的分析和模拟成为复合材料研究的核心内容之一。
第一部分：复合材料的力学行为分析1. 复合材料的组成与结构复合材料一般由纤维增强体和基体组成。
纤维增强体可以采用碳纤维、玻璃纤维等，而基体则常常选择聚合物、金属等材料。
了解复合材料不同组分之间的相互作用、排列方式和界面结合强度等对于力学行为的分析具有重要意义。
2. 弹性力学行为分析弹性力学行为是指材料对外力加载产生弹性变形的能力和性质。
对于复合材料而言，确定其弹性模量和杨氏模量等参数是分析和设计材料性能的关键。
通过实验测试和理论模型建立，可以获得复合材料的弹性力学行为，例如应力-应变关系、泊松比、剪切模量等。
3. 材料破坏力学行为分析复合材料的破坏机理主要包括纤维拉断、矩阵损伤、界面剥离等。
了解复合材料的破坏过程以及各个组分的破坏性能对于材料的使用寿命和安全性具有重要意义。
通过研究和模拟不同加载条件下的破坏行为，可以为复合材料的使用和维护提供重要参考。
第二部分：复合材料的力学行为模拟1. 基于有限元分析的力学行为模拟有限元分析是一种常用的工程数值分析方法，可以模拟和评估复合材料在不同载荷和边界条件下的力学行为。
通过将复合材料的结构离散化为有限数量的有限元单元，可以计算复合材料在各个单元内的力学响应，并最终得到整体的应力和应变分布。
2. 分子动力学模拟分子动力学方法是一种基于原子与分子之间相互作用力的模拟方法。
对于复合材料而言，分子动力学可以用于研究界面结合强度、纤维断裂等微观力学行为。
通过建立相应的力场和势能函数，可以模拟复合材料在原子尺度下的力学响应和破坏过程。
3. 统计学方法统计学方法可以用于预测复合材料力学行为的统计分布和概率性质。
复合材料结构宏、细观强度破坏分析
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南京航空航天大学硕士学位论文
图 3.14 90°铺层单层板基于 GMC 模型失效准则的逐步损伤过程 ............... 63 图 3.15 90°铺层单层板基于 GMC 模型失效准则的逐步损伤过程 ............... 64 图 3.16 90°铺层单层板基于 GMC 模型失效准则的逐步损伤过程 ............... 66 表 2.1 纤维、基体、单层板材料常数表 .................................... 17 表 2.2 GMC 模型与有限元方法计算得到得代表性体积单元中极值应力比较 ...... 17 表 2.3 纤维体积分数对基体残余应力的影响 ................................ 32 表 2.4 残余应力对 RVE 内细观应力极值的影响 .............................. 38 表 3.1 SOLID46 计算结果与经典层合板理论比较 ............................ 43 表 3.2 单层板材料常数表 ................................................ 47 表 3.3 0°铺层单层板逐步损伤规律比较 ................................... 66 表 3.4 45°铺层单层板逐步损伤规律比较 .................................. 66 表 3.5 90°铺层单层板逐步损伤规律比较 .................................. 66
作者签名： 日 期：
南京航空航天大学硕士学位论文
图表目录
图 2.1 通用单胞模型求解示意图 ...........................................8 图 2.2 复合材料的周期性与 RVE 单元划分 ...................................9 图 2.3 有限元法与 GMC 模型细观应力计算结果比较 ..........................19 图 2.4 复合材料带孔单层板及其加载情况 ..................................24 图 2.5 有限元模型及网格划分 ............................................24 图 2.6 PA 作用下孔边应力分布 ............................................25 图 2.7 PB 作用下孔边应力分布 ............................................26 图 2.8 PA 情况下判断是否发生失效 ........................................27 图 2.9 PB 情况下判断是否发生失效 ........................................28 图 2.10 PA 情况下危险点 RVE 的 图 2.11 PB 情况下危险点 RVE 的
飞机复合材料球面框结构设计方法
飞机复合材料球面框结构设计方法引言：飞机的框架结构对于飞行安全至关重要。
目前，随着复合材料技术的发展，球面框结构在航空领域中得到了广泛的应用。
本文将探讨飞机复合材料球面框结构的设计方法，旨在提供一种高效可靠的设计方案。
一、设计目标：设计一个轻量级、高强度的球面框结构，以满足飞机结构强度要求和减少整机重量的需求。
二、材料选择：1. 复合材料：由于其优异的力学性能和低密度特性，碳纤维复合材料是飞机球面框结构的理想选择。
其高强度和高刚度的特点可以有效应对飞行过程中的动载荷。
2. 基体材料：选择高温热固性树脂作为基体材料，能够满足高温环境下的使用要求。
同时，这种材料还具有较高的抗冲击性和抗老化性能。
三、球面框结构设计：1. 结构布局：根据实际需求，设计合适的球面框结构布局。
通过细致的力学分析和结构计算，确定球面框结构的位置、数量和尺寸。
2. 连接方式：选择适当的连接方式来加固球面框结构。
常用的连接方式包括粘接、螺栓连接和铆接等。
在设计时要考虑连接方式的可行性和连接强度的要求。
3. 加固措施：在球面框结构的关键部位，采取加固措施以增加结构的强度和刚度。
例如，在球面框结构的连接点处增加加强筋，或者采用纤维增强材料进行局部加固。
四、结构分析与验证：1. 有限元分析：利用有限元分析方法对设计的球面框结构进行力学分析，验证其受力性能是否满足强度要求。
通过模拟不同飞行状态下的载荷情况，评估结构的稳定性。
2. 实验验证：在设计完成后，进行物理实验来验证结构设计的合理性和可行性。
对于球面框结构的强度和刚度进行实测，与理论计算结果进行对比，确保设计的有效性。
五、优化改进：1. 材料优化：根据实验结果和实际应用需求，对材料进行优化改进。
通过改进基体材料或表面处理方法，提高材料的性能和耐久性。
2. 结构优化：通过调整结构布局、增加加固筋或改变连接方式等措施，进一步优化设计的球面框结构。
通过迭代设计和验证，不断提升结构的强度和重量性能。
基于“特殊体元”模型的复合材料蜂窝夹层结构强度分析
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其中刚度元素 Ｇ 中下标 １ ６分别为材料轴 ｘｙ ｘ 、ｚ 嚣轴。对于蜂窝芯子而言 ， — ， ｙｙ 和 只需
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本文基于 Ｍ Ｃ Ｎ Ｓ Ｒ Ｎ有限元分析软件， Ｓ／ Ａ Ｔ Ａ 利用蜂窝“ 特殊体元” 模型和经典层压板理论 ，
对该复合材料平尾的静强度进行 了分析， 确定了该复合材料全动平尾的结构尺寸参数 ， 经全尺寸
复合材料平尾静力试验验证， 采用该方法分析复合材料夹层结构的强度是合理的。
复合材料蜂 窝夹层结构强度进行 了分析 。试验证 明该 分析方法是合理 的。
ＷＡ Ｇ Ｚ ｕ ｎｉＪＡ Ｇ Ｙ ｊａ Ｎ ｈ ａｌ， Ｎ ａｕｎ Ｉ
（ ｏｇｕＡ ｉｉ ｎｕｔ ｒｕ ） Ｈ ｎｄ ｖａｏ Ｉｄ ｓｙＧｏｐ ｔｎ ｒ
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应力修正 因子， 对于该平尾而言取 ＝ ． ； ２０
． ——蜂窝体元形心处的纵 向剪应力 ； ｒ 。
．——蜂窝体元形心处的横 向剪应力 ； ｒ
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４ 平尾结构 简介及 有 限元模 型建 立
大尺寸复材结构装配变形仿真中快速匀质化计算方法研究
大尺寸复材结构装配变形仿真中快速匀质化计算方法研究【摘要】利用有限元仿真软件，通过复合材料纤维与基体的力学行为模拟分析，得出大尺寸复材结构在进行装配时的力学性能参数，从而实现大尺寸复合材料结构装配过程变形的快速仿真计算，得出复合材料结构在不同边界条件下的变形情况，为装配流程设置和工艺装备优化提供参考。
关键词：复合材料；匀质化；有限元分析；装配变形仿真随着航空产品更新换代的速度加快和性能要求的不断提升，在航空材料性能方面的要求也越来越高，减轻结构重量、提高结构强度以及耐腐蚀能力等成为提高飞机性能的重要途径，复合材料有强度高、比模量高、韧性好、及抗疲劳特性等特点，兼备高承载、抗腐蚀、抗冲击等优点，在航空航天领域应用越来越广泛，并逐渐应用于主承力结构件中。
大量复合材料结构的应用，满足了产品减重、节能、隐身等需求的同时，关键服役指标，如断裂韧性、损伤容限、防弹性能、疲劳寿命等也得到了大幅提升。
然而，新材料的应用在提升产品性能的同时，势必也将给其加工及装配过程带来一系列新问题和挑战。
大尺寸复合材料结构受多向装配力叠加作用，在受到相同载荷作用后产生不同的应力应变状态，在装配过程中，受成形残余应力、重力、夹持力、制孔力、连接力等多载荷作用，也会产生不同的应力应变状态，在装配过程中导致变形、间隙、边缘、连接变形等装配质量问题。
针对飞机金属或者叠层壁板的定位变形与壁板回弹，国内外学者从理论建模、有限元仿真、理论与实验测量相结合的方法对飞机结构定位装配变形展开了深入的研究。
通过利用仿真分析软件建立一套基于匀质化思想的大尺寸复合材料结构装配变形仿真分析模型，研究飞机复合材料壁板装配过程中整体变形带来的应力应变问题，以期在装配过程中减少变形。
复合材料结构材料性能的有限元仿真一直是复合材料研究领域的前沿，本文提出一种基于匀质化思想的快速计算方法，旨在简化大尺寸复材结构装配过程变形仿真的计算过程，通过预测变形趋势，为装配方案和工装方案提供参考。
复合材料夹层结构分析
复合材料夹层结构分析复合材料夹层结构是指由两个或多个不同材料组成的结构，每个材料在夹层结构中的分布和相互作用对整个结构的性能起着重要的影响。
本文将从夹层结构的组成、分析方法和应用领域三个方面进行介绍，并重点探讨夹层结构的应力分析、强度计算和疲劳寿命预测等方面的问题。
夹层结构的组成可以有很多种形式，例如纤维增强复合材料夹层结构、金属-复合材料夹层结构、复合材料-塑料夹层结构等。
其中，纤维增强复合材料夹层结构是最常见的一种形式。
在纤维增强复合材料夹层结构中，一般由多层纤维增强复合材料板材和粘接剂层组成。
其中，板材是由纤维和基体材料复合而成的，粘接剂层用于将不同板材连接在一起。
夹层结构的分析方法可以通过有限元分析、理论分析和试验分析等途径进行。
其中，有限元分析是最常用的分析方法之一、有限元分析可以通过将夹层结构离散化成有限个小单元，然后利用数值方法求解得到夹层结构的应力、应变和变形等信息。
在进行有限元分析时，需要考虑夹层结构的几何形状、材料特性和加载方式等因素，并选择合适的有限元模型和边界条件。
夹层结构的应力分析是夹层结构分析的关键一步。
应力分析可以通过解析方法、数值方法和试验方法进行。
在解析方法中，常用的有层合板理论、三维理论和剥离理论等。
层合板理论是最常见和简化的一种方法，它假设夹层结构是一个薄板，在板厚方向上应力变化不大。
三维理论则考虑了夹层结构的厚度效应，可以更准确地描述夹层结构的应力分布。
而剥离理论则主要用于描述夹层结构在受剪力作用下的剥离破坏。
夹层结构的强度计算是夹层结构分析中的另一个重要内容。
强度计算可以通过解析方法和试验方法进行。
在解析方法中，常用的有杠杆平衡法、层合板理论和损伤力学等。
杠杆平衡法可以用于计算夹层结构的最大弯曲应力和最大剪应力等。
层合板理论可以用于计算夹层结构的最大应力和最大应变等。
而损伤力学则可以用于描述夹层结构的疲劳寿命和损伤演化过程等。
夹层结构的疲劳寿命预测是夹层结构分析的重要内容之一、疲劳寿命预测可以通过数值模拟和试验验证相结合的方法进行。
恶劣环境下复合结构材料的性能分析
恶劣环境下复合结构材料的性能分析复合结构材料是一类由两个或多个不同类型的材料组成的复合材料。
它的优点包括高强度、高刚度、轻质和耐腐蚀等特性，因此广泛应用于航空航天、船舶、汽车和建筑等领域。
然而，在恶劣环境下，复合结构材料的性能可能受到严重影响，因此进行性能分析变得至关重要。
首先，恶劣环境可能包括高温、低温、湿度、辐射等。
在高温环境下，复合结构材料可能会发生松动和失效，因为高温会引起材料的热膨胀，导致界面粘结力降低。
此外，高温还可能引发复合材料中的化学反应，导致材料的降解和损失。
相反，在低温环境下，复合结构材料可能变得脆性，失去其原有的韧性。
湿度和辐射也会对复合结构材料的性能产生负面影响，导致材料的老化和劣化。
针对这些问题，对复合结构材料的性能进行分析和评估变得十分重要。
一种常用的方法是进行实验室测试和模拟仿真。
实验室测试可以通过在不同的恶劣环境下对样品进行加载和破坏测试来评估其性能。
例如，在高温环境下，可以进行拉伸、压缩和剪切等加载试验来评估材料的强度、刚度和韧性。
同时，也可以对材料的热膨胀系数和热导率等热学性能进行测试。
模拟仿真可以通过建立复合结构材料的数值模型，并应用适当的数值方法和材料模型来预测其行为和性能。
例如，可以使用有限元分析方法对复合材料的应力、应变和位移进行模拟，以评估材料在不同环境下的性能。
除了实验室测试和模拟仿真，还可以通过常规的物理测试和化学分析来评估复合结构材料的性能。
例如，可以使用扫描电子显微镜（SEM）来观察材料的微观形貌和结构。
通过SEM观察，可以检测到材料中的开裂、疏松和腐蚀等问题。
同时，还可以使用X射线衍射（XRD）和红外光谱（IR）等方法来分析材料的组成和化学性质。
这些分析可以帮助了解材料在恶劣环境下的变化和损伤机制。
除了对复合结构材料的性能进行分析和评估，还可以采取一些措施来改善和增强其性能。
例如，可以采用表面涂层和覆盖物来保护材料，防止其受到恶劣环境的侵蚀。
复合材料结构优化设计
复合材料结构优化设计摘要：近年来，复合材料已在航空飞行器结构上广泛使用，复合材料结构因其良好的综合性能，常作为结构减重的有效手段，为充分发挥复合材料轻量化的优势，开展复合材料的结构优化显得尤为关键。
本文讨论了飞行器结构优化设计复合材料的应用。
关键词：复合材料；飞行器结构；优化设计复合材料由具有不同性质和相的两种或两种以上不同的材料组成，并相应地组合形成具有良好结构和性能的新型材料体系。
复合材料技术是指两种或两种以上具有不同性能的不同材料，不同的组合形成了整体结构和材料性能的良好组合。
复合材料经历了各个阶段，从天然到人造材料，从简单到复杂的复合材料。
用于生产高质量产品的各种材料组合已经存在了很长时间，并且今天仍在使用。
一、复合材料在结构设计中的重要作用提高部件的强度，耐久性和弯扭性，以满足飞行器的设计要求。
复合材料利用先进的材料制造技术来优化材料组合，形成在飞行器制造中发挥重要作用的新材料。
在加工过程中，使用先进的技术措施来调整不同的位置和方向，以提高飞行器结构部件的整体性能。
更高的强度和力学设计以及更轻的弹性化和轻量化等应用特性对飞行器提出了更高的要求。
目前，复合材料用于高性能战斗机，利用其优势属性实现隐身，过失速和超声巡航交叉等新功能。
这将提高战斗机的飞行稳定性，安全性和综合作战能力，飞行器部件的重量下降。
飞行器的设计必须与复合材料的特性相结合，以确保合理的设计，最大限度地发挥复合材料的优势，提高性能。
特别是重量，使用复合材料可以减轻约20%飞行器重量，降低机身惯性，提高安全性。
飞行器的总重量极大地影响其运行质量，复合材料的功能可以大大减轻飞行器起飞时的重量，这不仅有助于提高飞行器的适航性，而且有助于改善飞行器的基本状态，提高飞行器的空域适应性。
它还有助于降低飞行器的能耗，延长机体寿命，降低飞行成本，提高飞行器的腐蚀和疲劳性能，延长使用寿命。
二、复合材料结构优化设计1.材料特性。
复合材料是两种或两种以上不同的材料，经过一定的制造工艺，飞行器部件可以由不同的复合材料制成。
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大型复合材料结构强度有限元分析
Massive composite structures Intension
Finite Element Analysis
王娟吴文科
(中国直升机设计研究所
摘要:本文选取一典型复合材料梯形梁结构,采用有限元计算程序MSC.Nastran,结合与理论分析相比拟的工程简化方法,对结构强度作简便、快捷地评估,用于指导结构的初步设计。
通过对计算结果分析,突现出大型复合材料结构在静强度设计过程中的问题。
关键词:复合材料梯形梁有限元 MSC.Nastran 静强度
Abstract In the paper, We take the process of analyzing a typical massive composite structure for example to show the problems in analyzing massive composite structures’ static intension . When analyzing, we use the calculating software MSC.Nastran which base on the theory of finite element analysis.
Key words:massive composite structure, static intension, MSC.Nastran, finite element analysis
1 概述
随着航空工业的发展,人们对航空器的要求越来越高。
为了增强市场竞争力,需要不断地提高航空器的性能,设法减轻结构重量,并提高结构的可靠性、维修性。
在这种迫切的需求下,复合材料的出现日益显示出其得天独厚的优势和无穷的潜力。
目前,复合材料在航空结构中的应用已逐渐从次结构过渡到了主结构,并进入主承力结构的设计。
能否灵活准确地应用复合材料成为设计过程中的一个关键问题。
在这个新兴的科目上,专家们已经作了大量的研究并取得了丰硕的成果,基础的复合材料
理论为复合材料的应用提供了理论依据。
在此基础上,如何灵活的发挥是设计能力的一大考验点。
一个行业的发展离不开其它行业的技术支持,各种大型计算软件在工程中的应用推动了整个世界向新时代的飞跃。
基于有限元理论而编制的各种强度设计软件在强度设计中越来越占据重要地位,近年来在复合材料的设计中亦显示出强大的支持力。
复合材料结构在强度设计中考虑的破坏形式很多,在静强度设计方面主要考虑结构的屈曲破坏和纤维失效。
采用有限元计算程序,结合与理论分析相比拟的工程简化方法能对结构强度作简便、快捷地评估,用于指导结构的初步设计,尤其对于大型复合材料结构更能发挥
其优越性。
但在使用时仍需辅以典型的试验数据加以修正,而且计算方法仍大有可挖之处。
以下是典型复合材料梯形梁结构的计算过程,采用MSC.Nastran大型通用有限元分析软件分析。
该过程可大致体现有限元法在大型复合材料结构强度分析中的特点。
2 结构
选取典型复合材料梯形梁结构,结构局部三维图及详细数据如图1。
各材料参数如表1。
表1 材料参数
材料E11 E22 μ12G12 T11 T22C11 C22 S12 BS 5224/G827 130000 9400
0.0435200140050900200 98 95 5224/G803 66000 60000 0.0944600530500500450 110 66 5224/T300 140000 8600 0.04750001400501100180 99 97应力单位为MPA;长度单位为mm;力的单位为N。
图1.
3 目的
主要计算结构在集中载荷下的承弯能力,根据承载能力的分析情况指导结构设计。
理论计算模型如图2,采用三点弯曲形式,载荷为作用在梁突缘中心的集中力,假定结构在施载过程中保持平面特性。
图2.
4 有限元模型
模型中所有单元为壳元。
左角边线1约束Z 向位移,右角边线2约束向X 、Z 向位移,其余梁面周边线约束Y 向(梁腹板面法向位移。
集中载荷作用在上突缘中心线上,载荷为任意初始值。
有限元模型如图3。
计算结构的稳定性许用值和纤维失效许用值。
图3.
5 计算结果分析
结构位移云图如图4,纤维初始实效安全裕度云图如图5。
图 4.
1
角边线2 图5.
计算结果为:结构稳定性许用集中载荷为16116N;纤维初始失效许用集中载荷为6786.8N。
计算结果显示,结构在失稳破坏前就已经开始纤维破坏。
按设计要求,在正常使用状态下,结构许用载荷只能定为6786.8N。
而实际上,在结构纤维破坏的过程中结构承载能力仍能不断提高,同时结构的抗失稳破坏能力不断下降。
这是因为设计中为增强结构稳定性而辅助加入了承载能力不高的“次”纤维,“次”纤维的存在干扰了主承力纤维的发挥。
因“次”纤维的过度加入而导致整体承载能力估算值的下降——明显与设计初衷相悖。
情况1
2004 年 MSC.Software 中国用户论文集结构承载能力许用值（取两结构稳定性许用值曲线情况 2 曲线中的较小值）结构抗纤维破坏承载能力曲线结构最终破坏值点纤维完整区纤维初始破坏点纤维持续破坏区注：图中曲线仅作变化的升降示意，不代表其他意义。
图6. 在其它特殊状态如坠毁状态下，可以允许纤维断裂，假定在结构抗纤维破坏承载曲线上升达到最大值前与抗失稳破坏的下降曲线相交，则该交点为结构的最终破坏值——设计中最理想的许用承载值（如图 6 中情况 1）。
若结构抗纤维破坏承载曲线上升达到最大值时仍低于抗失稳破坏的许用值，则应取结构抗纤维破坏的最大值为许用承载值（如图 6 中情况 2）。
通常用于计算结构纤维最终破坏值（即抗纤维破坏最大值）的方法对于简单板元件来
说比较方便，要计算出大型构件的最终破坏值却显得无从下手。
从另一方面来看，若结构的稳定性许用值比纤维初始失效许用值大得多，则说明结构中存在一部分对结构承载能力无贡献的纤维铺层，徒费工费料——设计不合理。
我们需要寻求一种求解更彻底、更优化的计算方法来指导设计。
如何求得抗纤维破坏承载曲线与相应稳定性承载曲线的交点，或求得大型复合材料结构纤维的最终破坏值及相应破坏情况下的稳定性临界值是现在问题的关键。
这一计算方法需要反复地叠代，反复地修改计算参数——依赖于有限元仿真的开发。
希望这一功能早日出现！ 6 参考文献 [1] 中国航空研究所编《复合材料结构设计手册》航空工业出版社 2001 -7-。