升降舵后緣連接性能的試驗研究與漸進失效分析.pdf

1、復(fù)合材料因其具有高強、輕質(zhì)、抗腐蝕和耐疲勞等優(yōu)點，廣泛應(yīng)用于航空、航天領(lǐng)域。飛機的安全性能一直是很受關(guān)注的問題，復(fù)合材料升降舵是尾翼的重要組成部分，其工作性能和承載能力需要準(zhǔn)確的評價和估計。由于復(fù)合材料各向異性的特點，其損傷、失效行為比一般的金屬材料的力學(xué)行為復(fù)雜得多。為了最大程度地利用復(fù)合材料的性能，有必要對復(fù)合材料升降舵后緣的連接強度做深入的強度分析。
　　本文介紹了復(fù)合材料層壓板強度預(yù)測的基本理論，結(jié)構(gòu)的分析和設(shè)計都是基于經(jīng)

2、典的單模量理論的，即認(rèn)為材料的拉伸彈性模量與壓縮彈性模量相等。然而復(fù)合材料不同程度地表現(xiàn)出拉壓不同的彈性性質(zhì)，忽略材料的非線性很可能會導(dǎo)致計算的錯誤。本文針對復(fù)合材料的拉壓模量不等的性質(zhì)，采用Ambartsumyan的本構(gòu)模型，根據(jù)材料所處的應(yīng)力狀態(tài)來選擇適當(dāng)?shù)膭偠染仃?。以三維 Hashin準(zhǔn)則作為單向?qū)訅喊宓氖袚?jù)，選擇Camanho的剛度折減模型，編寫了UMAT子程序，并對復(fù)合材料銷釘連接結(jié)構(gòu)這一典型算例進行了理論計算，預(yù)測的載荷

3、位移曲線與試驗結(jié)果吻合良好。
　　對4種尺寸不同的復(fù)合材料升降舵后緣局部蜂窩夾層結(jié)構(gòu)鉚接連接進行了后緣拉脫試驗，并對試驗件進行了三維建模，考慮了復(fù)合材料的雙模量材料特性、漸進損傷失效和鉚釘與復(fù)合材料層壓板間的接觸。有限元計算的失效載荷與試驗吻合良好，可以為復(fù)合材料升降舵結(jié)構(gòu)強度的設(shè)計及改型提供可靠的依據(jù)。進一步對復(fù)合材料升降舵盒段進行了后緣強度靜力試驗，發(fā)現(xiàn)上下壁板的彎曲破壞導(dǎo)致了整個結(jié)構(gòu)承載能力的失效。有限元模擬的變形情況與試驗