复合材料长桁压缩稳定性方法研究

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1、复合材料长桁压缩稳定性方法研究　　摘要：通过对某直升机结构设计过程中广泛应用的复合材料T型长桁结构进行工程理论计算和试验研究，得到复合材料T型长桁在轴压载荷作用下的压缩失稳载荷。研究结果表明，工程理论计算方法相对保守，对于长件和短件分别有8.12%和16.65%的余量，该结果为直升机复合材料结构设计提供参考依据。　　关键词：复合材料；压缩；稳定性；方法　　1概述　　复合材料以其比强度高、比刚度大、具有抗疲劳、减振、耐高温、可设计等一系列优点，在航空航天等多个领域中都得到了广泛的应用。复合材料可改善结构性能，具有显著的减重效益，在直升机结

2、构中已由次承力件发展为主承力件，且应用面逐步扩大[1-3]。作为直升机结构的基本构件，复合材料长桁结构在承受压缩载荷时可能发生局部屈曲，即突缘产生面外翘曲而发生的屈曲，为了保证结构的使用安全，需要进行稳定性分析和计算，求解结构件的失稳临界载荷和失稳模态，以控制结构失效[1]。　　本文以某型直升机典型T型复合材料长桁结构为研究对象，采用工程理论计算和试验验证相结合的方法研究复合材料长桁在轴压载荷作用下的稳定性。得到T型复合材料长桁结构在轴压载荷作用下的破坏模式和失稳载荷，同时，通过对工程理论计算和试验得到的结果进行对比分析，得到不同方法之

3、间的差异，对直升机复合材料结构设计提供有意义的参考。　　2工程理论计算方法[1]　　直升机结构中采用了大量的复合材料长桁结构，当其承受压缩载荷时，可能会发生局部屈曲失稳或压损等破坏模式。计算其承载能力时，将结构分解成一边自由一边简支的长板结构和两边简支的长板结构两类层压板组成的单元。　　其中，一长边自由一长边简支的长板可按下式计算长桁的轴压局部屈曲载荷：　　对于两长边简支的长板按下式计算局部屈曲载荷[2]：　　式中：Nxcr为单位宽度上的轴压屈曲载荷；b为突缘的宽度；L为突缘的长度；D为层压板的弯曲刚度系数。　　各组成单元的压缩应力截止

4、值用下式计算：　　式中：？滓cu为各组成单元的层压板压缩截止值；Ex为各组成单元的层压板沿受压方向的等效弹性模量；？着c为各组成单元的层压板的压缩设计许用应变。　　另一种常见的破坏模式为长桁的压损破坏，对于具有一个自由边板元的压损载荷计算公式如下：　　式中：Ncu为层压板的极限压缩载荷，可根据材料的力学性能及铺层等进行估算，Ncccr为单位宽度上的轴压压损载荷。　　3试验验证　　3.1试验件　　试验件采用直升机机体结构中典型的复合材料长桁结构，截面形状为T型，材料采用T300碳纤维材料，结构铺层为[45/0/90/0]s，选择两种长度的

5、试件各6件，尺寸大小分布为300mm×48mm×24mm（长件）和140mm×48mm×24mm（短件），各板元厚度均为1.566mm，具体试件尺寸如图1所示。　　3.2试验件支持状态及加载方式　　将试验件两端与夹具连接，在压力试验机上施加大小为10000N的轴向压缩载荷，如图2所示。在非加载面上布置应变片，分布于长桁总长度的1/2、1/3和1/6处，应变片距离试件边缘有5mm的距离，如图3所示。　　试验过程中，沿着T型材的2加载边，通过夹具对试件施加轴压载荷，直至试验件破坏。在试验加载过程中，通过夹具上两侧的夹持螺栓、加载螺栓来保证试

6、件的对接螺栓三个螺栓孔在同一对称轴线上，试验完成后，记录试验件的载荷～应变数据。试验前、后照片如图4所示。　　3.3试验结果分析　　分别对试验件进行测试，试验件的典型破坏模式如图4中右侧图示所示。处理试验数据，得到试件的载荷-应变曲线（图5）和载荷-位移曲线（图6）。可以看出，在加载的过程中，曲线最初近似一条直线，随着载荷的不断增加，当载荷达到屈曲临界载荷时，曲线曲率发生变化，此时，长桁试验件板元无支持一侧逐渐发生变形以致发生翘曲，最后被压溃，导致试验件破坏，破坏后的试验件断裂。　　试验测得长件的平均压缩失稳载荷为12800N，短件的平

7、均压缩失稳载荷为14990N。可以看出，在截面尺寸相同的前提下，长桁长度对其压缩失稳载荷有所影响，长度减小，其承载能力增大，压缩失稳载荷增加。对于本文中所选取的试验件，当长度减小大约一半时，压缩失稳载荷增加约14.61%。　　3.4与工程理论计算对比分析　　依据理论计算公式，计算T型长桁的压缩失稳载荷，结果对比如表1所示。　　从对比结果可以看出，长件的轴压失稳载荷理论计算结果为11761N，试验结果为12800N，计算结果与试验结果之间存在3.6%的误差；短件的轴压失稳载荷理论计算结果为12494N，试验结果为14990N，计算结果与试

8、验结果之间存在16.65%的误差。　　可以看出，无论是长件?是短件，工程理论计算的结果都小于试验值。也就是说，在直升机结构设计过程中，通过工程理论计算的方法得到的结果相对保守。　　表1结果对比　　4结论