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  • 淺談L型層合梁分層破壞的高階理論分析論文

    時間:2024-08-20 03:04:35 其他類論文 我要投稿

    淺談L型層合梁分層破壞的高階理論分析論文

      復合材料具有輕質高強、材料具有可設計性、耐高溫和隱身性能等特點。因其優(yōu)良的力學物理性能,各種先進的復合材料已經廣泛用于航空航天、船舶工程、建筑工程、車輛制造工業(yè)和機械工程等不同領域。特別是現代飛機機體結構正逐漸擴大使用纖維增強復合材料的比例。我國復合材料飛機設計已經進入實施階段。為使我國在飛機的結構設計過程中,充分發(fā)揮復合材料的優(yōu)勢,減輕重量,縮短研制周期,迫切需要研究創(chuàng)新的復合材料計算理論,建立能夠準確分析的工程實用計算手段。目前在國內外都在使用的商用大型結構分析軟件( NASTRAN,ANSYS,ABAQUS 等) 中的復合材料結構分析模塊都是采用一階層合板理論,只能計算各層的面內應力,不能計算層間應力,采用的強度準則也不考慮層間應力,F有的商用大型結構分析軟件不能計算層間應力,并不是層間應力可以忽略不計,而是至今沒有成熟的理論和方法。事實上,層間剪應力會導致層合板的層間破壞,對于這種重要的破壞行為現有的軟件顯得無能為力。不準確的分析手段已經成為新一代復合材料飛行器結構設計的障礙。大型商用軟件都采用一階理論( 沒有計算層間應力,不能做分層分析) 。高階理論有限元實施困難,沒有見到相關軟件的報道。

    淺談L型層合梁分層破壞的高階理論分析論文

      1 理論分析

      一階剪切變形理論已經被廣泛運用于層合板靜動力分析,但是由于層間應力不準,對于較厚的層合板和夾層板的精度很低。1973年,Whitney 和Sun提出了二階板理論,1974年,Nelson 和Lorch采用高階理論分析了層合板問題。1977 年,Lo 等提出了考慮橫法向應變的高階剪切變形理論,這些理論均不滿足表面剪應力為零,不滿足層間剪應力連續(xù)條件。1984 年,Redd提出一個滿足上下表面橫向剪切應力為零的3 階理論,但這種理論不滿足層間剪應力連續(xù)條件。1997 年,Li 和Liu基于整體- 局部理論發(fā)展了一種可以滿足上下表面剪應力為零層間剪應力連續(xù)條件的1,2- 3 理論。2005 年,Chen 和Wu建議了一種新的高階剪切變形理論。這種理論的整體位移部分為Reddy 板理論和局部位移部分為Li的整體- 局部1,2- 3 高階剪切變形理論,能夠滿足自由表面橫向剪切應力為零和層間剪應力連續(xù)條件。層和板理論的獨立未知數個數與板的層數無關,目前層合板理論主要有:

      1) 一階理論( 不滿足表面剪應力為零,不滿足層間剪應力連續(xù))uG( x,y,z) = u0( x,y) + θy zvG( x,y,z) = v0( x,y ) - θx zwG( x,y,z) = w0( x,y )( 1)其中,u0,v0,w0分別代表x,y,z3 個方向的位移; θx,θy為橫法線關于x 和y 軸的旋轉角。

      2) 高階理論( 例如Reddy 理論: 滿足表面剪應力為零,但不滿足層間剪應力連續(xù))uG( x,y,z) =u0( x,y) - 祑0( x,y)祒 -γx( x,y ) z -4z33h2γx( x,y)vG( x,y,z) =v0( x,y) - 祑0( x,y)祔 -γy( x,y z -4z33h2γy( x,y)wG( x,y,z)=w0( x,yìí)( 2)其中,γx = θy,γy = - θx。

      3) 整體- 局部高階理論( 滿足表面剪應力為零和滿足層間剪應力連續(xù))uk( x,y,z) =u0( x,y) +Φk1u11( x,y) +Φk2γx( x,y) +Φk3祑( x,y)祒 +Φk4v11( x,y) +Φk6祑( x,y)祔,vk( x,y,z) =v0( x,y) +Ψk1u11( x,y) +Ψk2γx( x,y) +Ψk3祑( x,y)祒 +Ψk4v11( x,y) +Ψk5γy( x,y) +Ψk6祑( x,y)祔,wk( x,y,z) =w0( x,yìí)( 3)其中,Φki和Ψki的表達方式可以在參考文獻[中找到。

      2 試驗模型及結果

      試驗按c 系列尾錐和機翼機身整流罩預先設計的鋪層,結構和厚度能符合層間拉伸強度要求。試驗在中國飛機強度研究所完成。120個試驗件為不同尺寸的90 度L 型梁,用來測量分層破壞。在彎曲梁試驗段的四個點上加載恒定的彎曲力矩如圖1 所示。觀察其破壞形式并計算出破壞處的層間應力。試驗按照美國材料試驗協(xié)會( ASTM) ASTM D 6415 測試纖維增強聚合物基復合材料彎曲梁強度的標準試驗方法完成。

      試件使用由材料CYCOM 985LV - 37% -6KHTA - 5H - 364 - 1650 織物預浸料制造。試件基本尺寸如圖1 所示。本文從幾組試件中選擇其中一種試件的型號,試件編號SG - H1- SAC - B - C1 - ILTSS - RD - 200 - 01,其材料屬性、鋪設角如表1 所示。試件共12 層,每層厚度為0. 0155inch,板的總厚度為0. 186inch,L = 3. 5inch,W = 1. 013inch。板的制備、試片的生產和標記在沈飛公司進行,板的鋪層采用手工方式。試片切割前后在沈飛公司做無損檢測。試片在試驗前后的無損檢測由中航工業(yè)飛機強度研究所完成。整個試驗用到120 個試片。沈飛民機公司( SACC)將以正式通知的形式邀請BA 派人查看試驗并審核。本文選取的試件的試驗結果如表2。

      3 計算模型及結果

      3. 1 計算模型

      計算模型如圖2 所示,L 型試件的末端采用一端固定鉸支,另一端可動鉸支,線集中載荷垂直作用在原支架上下兩處。當試件受到載荷變形時,上下作用點的距離變小,試件所受的力矩隨變形量的變化而變化,屬于非線性問題。

      3. 2 高階剪切變形理論計算結果

      根據整體- 局部Reddy 板高階剪切理論編寫與Abaqus 接口的二次開發(fā)程序,計算結果運用Gid 進行處理后L 型試件的轉角處均發(fā)生了分層破壞的現象,并且分層首先從試件轉角的邊緣( 紅色位置) 開始,這與試驗的現象吻合。但是,對于這個非線性問題,本文采用了線性化處理,在下一小節(jié)中給出了修正結果。

      3. 3 結果修正分析

      試驗時所加的力矩隨試件的變形而逐漸變小,而計算時的線性化處理保持了此力矩不變。因此,位移和力矩的計算結果會大于試驗結果。由于試驗并沒有給出真實的力矩大小,我們可以找到變形后滿足剛性條件的兩點( 變形后的兩點水平距離與加力點水平距離相等的兩點) ,并計算此時的位移和力矩。因此,我們可以給出試驗時所加力矩的一個范圍值,從而滿足破壞強度準則及位移的一個范圍。計算圖形輸出的結果文件中可以查到計算所需要點的變形后的y 方向坐標及變形量,如表3 所示。試驗測得的位移是相對下加力點的位移,因此,y 向位移減少: Δa = 0. 8456 - 0. 4836 =0. 362inch,初始時所加的力矩大小為M0 = 1. 15- 0. 65 = 0. 5。由于加力點沿試件表面滑動,還要考慮加力點水平距離不變的約束條件,因此,一個近似后y 方向位移減少: Δ = Δa - Δ 上- Δ下=0. 362 - ( 0. 41 -0. 31) - ( 0. 282 - 0. 168) =0. 148inch 滿足此條件時所加的力矩: M1 =0. 41 - 0. 28 = 0. 13。因而結論如下: ( 1) 上加力點的y 向位移應在0. 36 ~ 0. 148 之間( 試驗值為0. 271) 。( 2) 外力彎矩應在0. 5 ~ 0. 13 之間( 沒有實測值) ,對應的層間破壞強度計算值應乘以一個系數在1 ~ 0. 25 之間( 試驗值為1. 00,計算值為2. 45) 。

      4 結論

      由于目前國內外有限元軟件均采用一階剪切變形層合板理論,均無法計算層間應力,也無法計算出結構的分層破壞。本文基于整體- 局部高階剪切變形理論對軟件Abaqus 進行二次開發(fā),分析L 型梁的層間分層破壞。計算的分層位置與試驗的分層現象及位置相符。這是目前現有的有限元分析軟件所無法做到的。

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