复合材料机翼关键结构胶接强度分析-论文.pdf

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1、2014年第3期JIANGSUAvIATIoN23复合材料机翼关键结构胶接强度分析◎王开浚／南京航空航天大学航空宇航学院复合材料在飞机结构中的应用越来越广泛，其结构强构损伤起始及损伤扩展时，能够更加清楚地描述结构的失度也越来越多地受到研究人员的重视。而在受载分析时，效模式。因此本文选用Hashin失效准则作为材料的失关键结构间连接处的强度往往是整体结构的薄弱环节，因效判据，该准则描述的失效主要分为基体失效跟纤维失此对于复合材料机翼结构的强度分析重点在于连接处的效。包括以下几种失效模式强度分析。纤维拉伸破坏(≥O)胶接作为最常见的结构连接形式之一，因其具有应力一()+a()≥1c

2、3)分布均匀、重量轻、抗疲劳性能好、胶接工艺简便，以及可以用于不同材质、不同厚度的结构件连接等特点，在航空纤维压缩破坏(

3、料破坏与胶层其中d11、、为单层纤维方向、垂直纤维方向以及剪切的损伤破坏两个方面完成结构的强度分析。方向应力。x、Y、s为对应强度，下标T、C分别代表拉伸1．1胶层失效准则和压缩。胶层的分层起始通过基于相对分离位移的二次准则材料的性能退化则结合有限元软件采用非线性指数Ⅱ定模式的退化模型，认为在满足失效准则后材料逐渐丧失承载能力。有限元软件中选用高级非线性模式(SOL400)下的渐进损伤材料失效模型(MATF)定义层合板材料，满足()+(赛)。+(妻)。一㈩失效准则后对相应的材料参数进行非线性退化。式中，一r0／k，一r?／k，，一r0f／k，r0、r、分别表示I型、Ⅱ型、Ⅲ型剪

4、切强度。当有效应变达到分层起始临界2机翼结构有限元建模值时，分层起始发生。2．1几何模型分层起始后，判断分层是否进入完全状态则通过能量本文中的无人机机翼采用双梁式，其主体结构可分为释放率这一参数决定。假设胶层裂纹模式I、Ⅱ和Ⅲ的临上下蒙皮、前后梁、加强肋、普通肋、长桁，上下蒙皮与梁缘界应变能释放率分别为GIc、GⅡc和GⅢc。在单独损伤模条间的胶接通过胶层模拟。机翼结构尺寸如下：机翼全长式I、Ⅱ和Ⅲ的裂纹扩展时，一般认为应变能释放率达到4350mm，翼根弦长840mm，翼尖弦长440mm，共有9临界值后分层损伤扩展。但是，胶层的分层损伤扩展模式根翼肋，翼肋均布，其中加强肋1根；

5、机翼上布置2根梁，通常为混合模式，这种情况下，在各模式下的应变能释放梁缘条与上下蒙皮通过胶层连接；2根长桁，等距分布。率达到各自的临界值之前结构就会发生分层损伤扩展。肋为等厚度层合板，厚度1mm；梁缘条的厚度除了受约损伤扩展准则通常与损伤起始准则不同，一般选用线性或束端略有增加外，其他均为等厚度，厚度3mm；梁腹板与高次能量准则。本文采用二次能量准则作为混合模式载上下蒙皮为变厚度层合板，其中梁腹板位于翼根处前半段荷作用下的裂纹扩展准则厚度为3mm，后半段厚度为2mm。()+()+()。一c22．2有限元模型当满足上述准则时，则认为裂纹损伤扩展。机翼模型的主要构件根据各自的特点需

6、要选用不同有限元软件Patran／Nastran通过定义有粘着力的界的单元属性。具体选择如下：面内聚力单元属性(MCOHE)模拟胶层的属性，损伤起始(1)蒙皮蒙皮主要采用4节点四边形壳单元通过临界分离位移确定，损伤扩展则通过内聚能来判断。(quad4)，在局部的过渡位置采用3节点三角形壳单元1．2层合板失效准则(tria3)；复合材料的失效分析需要引入合适的失效准则。(2)梁结构形式采用C型梁，梁缘条与梁腹板均采Hashin准则由于其具有判断失效模式的优点，在分析结用quad4单元；