通过非线性屈曲理论建立了复合材料加筋板有限元分析模型,采用三维界面单元模拟蒙皮和筋条的脱粘,应用二维Hashin失效准则模拟复合材料的失效,通过ABAQUS/Explicit显式求解器研究了复合材料加筋板在压缩载荷下的屈曲和后屈曲行为及破坏过程,并与试验结果进行了对比。结果表明,有限元模拟与试验结果在屈曲载荷、破坏载荷及破坏模式方面均吻合得很好。

在渐进失效分析法的基础上,为研究粘性系数(η)对层合板结构最终失效的影响,以含有中心贯穿式孔裂纹的E-glass/HT907复合材料层合板为研究对象。采用工程上使用较为普遍的Hashin准则作为结构失效单元的判别依据,结合各种损伤模型,对层合板结构的破坏机理、材料失效后的损伤扩展过程以及结构发生破坏后的最终失效载荷进行了合理阐述。利用此方法探讨了不同粘性系数影响下对复合材料结构的极限承载力的影响,同时可以清楚的了解到材料结构的局部和整体应力损伤分布情况以及发生损伤后载荷的重新分布和损伤扩展途径,为基于有限元复合材料层合板结构的极限承载力分析、设计提供参考。试验表明,此预测结果与试验结果基本吻合。

基于三维非线性Hashin准则和连续损伤力学,建立了一种复合材料层合板的三维渐进损伤有限元分析模型,采用指数形式退化模型表示材料的损伤扩展,准确地描述复合材料损伤的本构关系。通过ABAQUS用户材料子程序UMAT预测了复合材料层合板偏心压缩强度,并与试验结果进行了对比。结果表明,有限元模拟结果与试验结果在损伤扩展、破坏模式及破坏载荷方面均吻合得很好,所提出的三维非线性Hashin准则+指数退化模型模拟复合材料偏心压缩失效的方法有效、可行。

以铺层方式为[<0|45>]8的曲线铺丝变刚度单层板为例,对比分析了含重叠单元的单层板模型与不含重叠单元的理想单层板模型的承载能力和失效区域分布。结果发现,在重叠单元面积仅占总面积4.98%的情况下,与理想单层板模型相比,其屈曲载荷提高了13.1%,极限载荷提高了3.0%。此外,两种模型在压缩工况下失效区域有较为明显的区别,这表明制造因素导致的丝束重叠缺陷会使得单层板的损伤分布与理想模型有一定的差异。

研究了复合材料刚度退化准则对破坏载荷分析结果的影响。分析采用渐进损伤方法,以Hashin准则为材料失效判据,分别采用基于断裂能的指数退化方法、基于失效因子的反比例退化准则以及瞬间退化准则等刚度退化准则,通过用户材料子程序在ABAQUS中实现。利用文献中碳纤维复合材料开孔拉伸试验数据,对3种退化准则的预测效果进行了对比,结果表明基于失效因子的反比例退化准则能很好地预测试验件损伤演化过程以及最终破坏载荷;基于断裂能的指数退化方法也能得到较好的结果;瞬间退化准则低估了材料损伤后的承载能力,得到的分析结果过于保守。

划痕测试方法是一种高分辨率的测试手段及检测方法,能够在微观尺度下观察材料表面结构形态。测试结果可获取材料的摩擦系数、硬度、表面粗糙度等重要表面信息及力学参数,并结合沟槽形貌、试件表面残余形貌来评价试件表面的抗摩擦磨损性能及薄膜的结合能力,从而揭示材料深层结构与其表面性质的内在联系。本文通过两种加载方式,针对铜铝复合材料进行划痕试验和硬度测量,结合划痕形貌和测得硬度值,研究了在不同载荷及接触深度条件下,薄膜复合材料的微观形貌及材料特性,可以看出铝基底层中靠近压头尖端的划痕区,微观形态相对光滑平坦。此外,在压痕试验中,在较小的压痕深度下,维氏硬度急剧下降,随着压痕深度的增加,维氏硬度更接近于基片层的硬度,但仍然大于基底材料硬度,揭示了镀膜层和交界面的粘着抑制了基底层的塑性流动和堆积行...

为了提高卫星探测器蜂窝板的动态性能,将蜂窝板中的蒙皮和支撑结构采用复合材料设计。对蒙皮和支撑结构设计了六种复合材料铺层方案,并与常用的铝材结构进行分析对比,利用大型通用有限元分析软件ABAQUS,通过对复合材料件及蜂窝板整体结构的动态性能分析,研究铺层角度对蒙皮、支撑结构及整体蜂窝板刚度的影响,确定了最佳方案,满足航天飞行器基频设计要求。研究工作为蜂窝板的结构优化设计提供了理论依据,对同类航空结构的设计也有很好的借鉴作用。

复合材料构件是航空发动机、飞机机翼、机身和风力发电机等结构的重要组成部分,在包括航空、机械和土木工程等领域有极其重要的应用,然而受到其内部结构复杂性和制造缺陷的影响,复合材料的服役性能一直是制约结构安全性和经济性的一大瓶颈,因此针对复合材料结构的损伤识别和健康监测是领域内的研究热点及难点。笔者在论述了目前国内外技术发展和应用的基础上,系统地比较了复合材料结构损伤识别和健康监测的关键技术,讨论了该类技术的发展方向并进行了总结和展望。

针对航空领域复合材料层板冲击损伤检出概率的影响因素复杂、不确定性难以进行准确预测的问题,将BP神经网络和模糊推理系统相结合,提出了一种基于自适应神经模糊推理系统(Adaptive Neuron Fuzzy Inference System,ANFIS)的冲击损伤目视检测检出概率预测方法。首先利用仿真函数验证预测模型的有效性,然后以实验数据为例进行仿真分析,与传统的BP神经网络和支持向量机预测模型进行比较。仿真和实验结果表明,自适应神经模糊推理系统预测模型在目视检测损伤检出概率预测中具有更高的精度。

计算了复合材料机翼的翼尖挠度和静气动弹性稳定性导数随海拔高度、速压及马赫数的变化。经研究发现：静稳定性导数随马赫数和速压的增大而减小但其随马赫数的变化比较缓慢而随速压的变化比较显著;翼尖挠度随海拔高度的升高逐渐变小随马赫数的增加虽略有增长但比较小随配平攻角的增加增长速度变化迅速。