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摘 要:本文在复合材料多墙盒段的静强度试验的基础上,考虑了试验件的实际的加载、支持状态,并采用合适的有限元单元对复合材料多墙结构进行了合理的简化,建立了多墙盒段的有限元模型。通过线性静强度和屈曲的有限元分析,计算结果与试验结果取得了较好的一致性。
关键词:复合材料 多墙盒段 有限元分析 屈曲
中图分类号:V215 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2012)01(a)-0071-02
1 引言
复合材料多墙结构具有结构重量轻、承载能力高和扭转能力大的特点,因此在先进战斗机的机翼、尾翼结构中已经开始得到了应用[1,2],而在民机上,尤其是大型客机上,迄今为止,也仅在波音787的尾翼结构等极少数民机的机、尾翼结构上被采用。目前,对于多墙式结构的研究还以金属结构为主,而对复合材料的机、尾翼结构的研究也主要集中在加筋壁板的稳定性方面[3,4]。而对于复合材料多墙结构的分析,在国内还开展的较少。
复合材料盒段级别的静强度试验属于复合材料结构积木式验证体系中的部件级试验,其主要目的主要是为了考核盒段的分析方法,为飞机的全尺寸结构的验证试验提供支持。本文通过建立复合材料多墙盒段的有限元模型,进行了线性静强度和屈曲分析,而有限元的分析结果也和试验结果取得了较好的一致性。
2 试验简介
在积木式验证方法中,应选取主要结构件(PSE)进行验证试验。即选取安全裕度小的部位进行试验。对于平尾盒段,其外来物冲击损伤主要出现在壁板。应选择厚板区域,相同板厚的情况下选取靠近根部所受应力更大的区域。这里为了制造的方便,不考虑实际结构中壁板的曲率,复合材料多墙盒段试验件为平直的等剖面多墙结构,如图1所示。
复合材料件均采用T700/BA9916体系,热压罐固化成形。试验盒段全长1120mm,宽630mm,高200mm;蒙皮和梁为T700/BA9916预浸料层压结构,墙为蜂窝夹层结构。
试验盒段通过支持盒段过渡固定在承力墙上,利用加载盒段的加载接头进行加载。试验盒段、支持盒段与加载盒段上壁板的连接形式均为角材对接,与下壁板的连接形式为搭接。复合材料多墙盒段的试验载荷为:
扭转试验设计载荷(极限载荷):
——————————————
弯曲试验设计载荷(极限载荷):
Mx=62kN·m
3 有限元模型
3.1 有限元模型的建立
为了和试验结果进行比较,采用四节点四边形单元(Quad4),在MSC.PATRAN/NASTRAN中建立了如图2所示的有限元计算模型。模型包括加载段,过渡段,固定段以及试验段四部分。
上下壁板、梁腹板、立柱立筋简化成为复合材料层合板元,墙简化为复合材料蜂窝夹芯层合板元,其中上下壁板在梁凸缘、π筋条处的铺层,墙在π筋条处的铺层以及梁腹板在立柱平筋处的铺层为对应两部分铺层的叠加。为了准确定义不同结构的铺层方向,以如图3所示的一个整体坐标系,和两个局部坐标系为参考。
对于蜂窝夹层结构,这里按照文献[3]66-78提出的方法来处理,将面板与蜂窝芯子分开处理,面板用板元素,蜂窝芯用“特殊体元”模拟。
3.2 材料属性的定义
T700/BA9916单向带的基本力学性能见表1,蜂窝材料为ZMS 1974A(3型A级,密度48kg/m3),其力学性能数据见表2。T700/BA9916单向板的实际单层厚度为0.14mm。
4 分析结果与试验值的对比
4.1 扭转工况
4.1.1 线性静强度分析
由试验结果可知,在扭转工况下,80%极限载荷附近结构开始发生屈曲。由于发生初始屈曲之后,结构会出现大位移、大变形的几何非线性情况。所以,这里线性静强度分析所施加的载荷需在80%以内,计算值和试验结果才具有可比性。
如图3所示,位移的有限元计算值与试验值是接近的。
4.1.2 屈曲分析
扭转载荷作用下盒段的一阶屈曲模态见图4,屈曲形态为局部屈曲,屈曲位置在前梁腹板,屈曲载荷为87.15%,与试验值的比较见表3。
4.2 弯曲工况
4.2.1 线性静强度分析
同样,由试验结果可知,在弯曲工况下,75%极限载荷附近结构开始发生屈曲。所以,这里线性静强度分析所施加的载荷需在75%以内。
如图5所示,位移的有限元计算值与试验值是接近的。
4.2.2 屈曲分析
弯曲载荷作用下盒段的一阶屈曲模态见图6,屈曲形态为整体屈曲,屈曲位置在上壁板,屈曲载荷为58.67%,与试验值比较见表4。
5 结论
通过对多墙盒段的有限元建模及分析,并与相关试验数据进行对比,得到了如下的结论:
(1)对实际的多墙结构的有限元简化是合理的,建立的多墙盒段的有限元模型能够反映实际结构的受力特点;
(2)在扭转和弯曲工况中,线性静强度分析和屈曲分析的有限元计算结果均与试验结果取得了较好的一致性。
参考文献
[1] 程文渊,崔德刚,顾志芬等.复合材料多墙结构承载能力分析[J].复合材料学报,2006,23(4):119-123.
[2] 孙晓峰,张志民.复合材料多墙式结构非线性稳定性分析[J].复合材料学报,2001,18(3):119-123.
[3] 中国航空研究院.复合材料结构稳定性分析指南[M].北京:航空工业出版社,2002.
[4] 航空航天部工业部科学技术研究院.复合材料设计手册[M].北京:航空工业出版社,1990.
关键词:复合材料 多墙盒段 有限元分析 屈曲
中图分类号:V215 文献标识码:A 文章编号:1674-098X(2012)01(a)-0071-02
1 引言
复合材料多墙结构具有结构重量轻、承载能力高和扭转能力大的特点,因此在先进战斗机的机翼、尾翼结构中已经开始得到了应用[1,2],而在民机上,尤其是大型客机上,迄今为止,也仅在波音787的尾翼结构等极少数民机的机、尾翼结构上被采用。目前,对于多墙式结构的研究还以金属结构为主,而对复合材料的机、尾翼结构的研究也主要集中在加筋壁板的稳定性方面[3,4]。而对于复合材料多墙结构的分析,在国内还开展的较少。
复合材料盒段级别的静强度试验属于复合材料结构积木式验证体系中的部件级试验,其主要目的主要是为了考核盒段的分析方法,为飞机的全尺寸结构的验证试验提供支持。本文通过建立复合材料多墙盒段的有限元模型,进行了线性静强度和屈曲分析,而有限元的分析结果也和试验结果取得了较好的一致性。
2 试验简介
在积木式验证方法中,应选取主要结构件(PSE)进行验证试验。即选取安全裕度小的部位进行试验。对于平尾盒段,其外来物冲击损伤主要出现在壁板。应选择厚板区域,相同板厚的情况下选取靠近根部所受应力更大的区域。这里为了制造的方便,不考虑实际结构中壁板的曲率,复合材料多墙盒段试验件为平直的等剖面多墙结构,如图1所示。
复合材料件均采用T700/BA9916体系,热压罐固化成形。试验盒段全长1120mm,宽630mm,高200mm;蒙皮和梁为T700/BA9916预浸料层压结构,墙为蜂窝夹层结构。
试验盒段通过支持盒段过渡固定在承力墙上,利用加载盒段的加载接头进行加载。试验盒段、支持盒段与加载盒段上壁板的连接形式均为角材对接,与下壁板的连接形式为搭接。复合材料多墙盒段的试验载荷为:
扭转试验设计载荷(极限载荷):
——————————————
弯曲试验设计载荷(极限载荷):
Mx=62kN·m
3 有限元模型
3.1 有限元模型的建立
为了和试验结果进行比较,采用四节点四边形单元(Quad4),在MSC.PATRAN/NASTRAN中建立了如图2所示的有限元计算模型。模型包括加载段,过渡段,固定段以及试验段四部分。
上下壁板、梁腹板、立柱立筋简化成为复合材料层合板元,墙简化为复合材料蜂窝夹芯层合板元,其中上下壁板在梁凸缘、π筋条处的铺层,墙在π筋条处的铺层以及梁腹板在立柱平筋处的铺层为对应两部分铺层的叠加。为了准确定义不同结构的铺层方向,以如图3所示的一个整体坐标系,和两个局部坐标系为参考。
对于蜂窝夹层结构,这里按照文献[3]66-78提出的方法来处理,将面板与蜂窝芯子分开处理,面板用板元素,蜂窝芯用“特殊体元”模拟。
3.2 材料属性的定义
T700/BA9916单向带的基本力学性能见表1,蜂窝材料为ZMS 1974A(3型A级,密度48kg/m3),其力学性能数据见表2。T700/BA9916单向板的实际单层厚度为0.14mm。
4 分析结果与试验值的对比
4.1 扭转工况
4.1.1 线性静强度分析
由试验结果可知,在扭转工况下,80%极限载荷附近结构开始发生屈曲。由于发生初始屈曲之后,结构会出现大位移、大变形的几何非线性情况。所以,这里线性静强度分析所施加的载荷需在80%以内,计算值和试验结果才具有可比性。
如图3所示,位移的有限元计算值与试验值是接近的。
4.1.2 屈曲分析
扭转载荷作用下盒段的一阶屈曲模态见图4,屈曲形态为局部屈曲,屈曲位置在前梁腹板,屈曲载荷为87.15%,与试验值的比较见表3。
4.2 弯曲工况
4.2.1 线性静强度分析
同样,由试验结果可知,在弯曲工况下,75%极限载荷附近结构开始发生屈曲。所以,这里线性静强度分析所施加的载荷需在75%以内。
如图5所示,位移的有限元计算值与试验值是接近的。
4.2.2 屈曲分析
弯曲载荷作用下盒段的一阶屈曲模态见图6,屈曲形态为整体屈曲,屈曲位置在上壁板,屈曲载荷为58.67%,与试验值比较见表4。
5 结论
通过对多墙盒段的有限元建模及分析,并与相关试验数据进行对比,得到了如下的结论:
(1)对实际的多墙结构的有限元简化是合理的,建立的多墙盒段的有限元模型能够反映实际结构的受力特点;
(2)在扭转和弯曲工况中,线性静强度分析和屈曲分析的有限元计算结果均与试验结果取得了较好的一致性。
参考文献
[1] 程文渊,崔德刚,顾志芬等.复合材料多墙结构承载能力分析[J].复合材料学报,2006,23(4):119-123.
[2] 孙晓峰,张志民.复合材料多墙式结构非线性稳定性分析[J].复合材料学报,2001,18(3):119-123.
[3] 中国航空研究院.复合材料结构稳定性分析指南[M].北京:航空工业出版社,2002.
[4] 航空航天部工业部科学技术研究院.复合材料设计手册[M].北京:航空工业出版社,1990.