【摘 要】
：
通过弯曲、拉伸试验研究了Z-pin预制孔植入工艺在降低复合材料层合板面内性能损伤方面的表现.对固化后的Z-pin增强试件进行损伤检测发现Z-pin预制孔植入工艺可显著降低Z-pin植入后造成的纤维卷曲、绕流稀释及断裂等初始损伤.试验结果显示直径为0.28 mm的Z-pin采用预制孔植入工艺植入试件后,试件拉伸、弯曲强度分别只降低了3.02％和3.33％,这表明Z-pin预制孔植入工艺可显著降低对试件面内性能的损伤;直径为0.18 mm的Z-pin采用预制孔植入工艺植入试件后,试件拉伸、弯曲强度分别只降低了
【机 构】
：
西北工业大学 机电学院, 西安 710072;中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司, 上海 200241
论文部分内容阅读
通过弯曲、拉伸试验研究了Z-pin预制孔植入工艺在降低复合材料层合板面内性能损伤方面的表现.对固化后的Z-pin增强试件进行损伤检测发现Z-pin预制孔植入工艺可显著降低Z-pin植入后造成的纤维卷曲、绕流稀释及断裂等初始损伤.试验结果显示直径为0.28 mm的Z-pin采用预制孔植入工艺植入试件后,试件拉伸、弯曲强度分别只降低了3.02％和3.33％,这表明Z-pin预制孔植入工艺可显著降低对试件面内性能的损伤;直径为0.18 mm的Z-pin采用预制孔植入工艺植入试件后,试件拉伸、弯曲强度分别只降低了1.69％和1.12％,这说明细小直径Z-pin在实现试件层间增韧的同时能进一步降低其对试件面内性能的损伤.此外,通过对试件失效机制的分析得出:合理设置Z-pin的排布方式、尽量使用细小直径Z-pin、试件铺层设计中尽量减少0°铺层的使用等都有利于减轻对试件面内性能的损伤.
其他文献
碳纤维增强复合材料(CFRP)因其优异的力学性能在航空工业中得到了广泛的应用,评估复合材料沉头螺栓连接结构的极限承载和损伤扩展对航空器连接结构的经济性和安全性意义重大.本文首先创建复合材料沉头螺栓搭接三维模型,并采用虚拟热变形法施加螺栓预紧力,然后利用Fortran语言编写VUMAT用户自定义程序,将所选的刚度退化模式与3D Hashin失效准则嵌入渐进损伤模型中,建立有限元损伤预测模型,研究不同搭接端距对复合材料沉头螺栓连接结构失效的影响.研究结果表明:搭接端距主要影响连接结构的剪切强度,端距越小,其极
随着各类新型复合材料的迅速发展,复杂结构的材料性能的研究方法越来越多.本文基于复合材料细观力学方法,推广了代表性体积元的概念,对蜂窝铝材料的弹性参数进行了数值研究,搭建了具有不同几何参数的135个蜂窝铝RVE有限元模型并计算,通过多元回归分析的方式得到了其弹性模量的拟合公式.同时提出了通过统计学方法来分析有限元计算结果得到复杂材料属性的一般规律,预测具有复杂结构的材料性能,指导材料在工程领域的应用的方法,并通过某一应变率下的SHPB试验验证了其可行性.
基于断裂面失效理论,建立了含孔复材层板渐进损伤数值分析模型.纤维失效后将损伤区的刚度直接折减为原来的0.01％;纤维间失效后基于能量释放率对损伤区的材料性能进行线性软化;同时,模型还考虑了剪切非线性效应对失效分析的影响.随后,模拟了不同孔径、铺层的含孔复合材料层合板的拉伸失效过程,并通过物理试验进行了验证.验证结果显示计算误差小于10％,且预测的失效模式与试验结果一致.最后,讨论了铺层、结构尺寸对含孔层合板破坏模式和强度的影响.同一孔径下,不同铺层的层合板破坏模式相近;同一铺层下,孔径与宽度比一定时,拉伸
脱黏损伤是复合材料结构中最常见的损伤之一,其检测对于评估复合材料结构安全至关重要.本文基于压电阻抗技术(EMI),借助压电-结构耦合场分析,采用阻抗实部曲线的均方根(RMS)和峰值对应频率(fmax)作为区分碳纤维复合材料中脱黏和非脱黏区域的判别指标进行分析,使用均方根偏差(RMSD)、平均绝对偏差(MAPD)和相关系数偏差(CCD)对不同脱黏程度进行量化对比.研究结果表明:RMS和fmax可以很好地区分碳纤维复合材料中脱黏与非脱黏区域,RMSD和CCD可以较好地表征其脱黏程度.
为研究多环境因素联合作用下高分子复合泡沫材料工作性能的变化,在30 MPa水压和15℃～60℃不同水温条件下对名义密度为475 kg/m3的材料试样进行了保压试验,并分别测试了保压1 d～30 d后的试样的吸水率、压缩强度和弹性模量.试验结果表明,高分子复合泡沫材料的吸水率随水温和保压时间的增加而增加,其压缩强度随水温和保压时间的增加而减小,其弹性模量在不同水温下随保压时间的变化趋势不同:在较低水温下,其弹性模量随保压时间的增加而增加;在较高水温下,其弹性模量随保压时间的增加而减小.文中分析了水压和温度联
使用同一批预浸料,采用自动铺带和手工铺贴两种工艺制备复合材料,对比分析了自动铺带和手工铺贴国产T800H碳纤维复合材料性能,并进行了等同性评价与分析.结果表明:自动铺带和手工铺贴的复合材料性能平均值偏差为-2.42％～4.50％,性能差异小;自动铺带和手工铺贴的复合材料强度平均值、强度最小单个值和模量平均值共42项,其中39项等同,3个不等同项性能差异较小,对后续复合材料应用的影响较小.自动铺带和手工铺贴的复合材料性能总体等同.
本文开展了基于干法缠绕成型工艺固体火箭发动机复合材料壳体样件的力学特性研究.通过建立基于三次样条厚度预测方法的封头精细化数值模型,利用Hashin失效判据对壳体爆破压强进行预测,并结合试验结果,分析了固体火箭发动机壳体的水压爆破失效行为.基于该数值模型,探究了补强角度、补强厚度和补强区域对壳体爆破行为的影响.结果表明:封头精细化补强对壳体的承载性能有较大提升,通过40°补强层进行封头补强,壳体爆破压强提升了约50％;在一定范围内,壳体的爆压压强随着补强层的增加而增加;针对破坏位置的局部补强对壳体水压爆破强
本文以地下水氯离子含量高、受动压影响显著环境应用轻骨料纤维喷射混凝土(Lightweight Aggregate Fiber Shotcrete,简称“LAFS”)喷层支护的情况为背景,设计出了以不同的氯化钠溶液侵蚀龄期与侵蚀浓度、陶粒掺量以及纤维种类为影响因素的正交试验,进行抗压、劈裂抗拉以及动态压缩一维SHPB冲击试验,并借助扫描电镜对氯盐侵蚀及纤维增强机理进行分析.研究结果表明:影响氯盐侵蚀LAFS抗压、劈裂抗拉及冲击性能的影响因素主要是侵蚀龄期和陶粒掺量,随侵蚀龄期和陶粒掺量的增加均呈现出先增加后
为探究热压复合工艺参数对飞艇蒙皮材料的能量耗散与残余应变特性的影响机制,本文以聚氟乙烯(PVF)膜为耐气候层,TPU膜为阻氦层,聚芳酯Vectran纤维机织平纹布为承力层,TPU胶膜为黏结层,通过热压复合的方式制备多种热压工艺参数下的飞艇蒙皮材料,并对其进行循环加载-卸载后的力学性能测试,分析了热压温度和热压时间对耗散能和残余应变的影响规律,并提出了理论公式.结果表明:热压温度和热压时间对飞艇蒙皮材料的能量耗散与残余变形特性的影响的变化规律相同,且拟合方程的拟合程度良好,系数与热压温度和热压时间呈正相关;
热压罐成型模具的温度梯度会增加复合材料固化的不确定性.提高模具表面温度分布的均匀性可保证复合材料构件的固化质量和成型精度.现存模具优化方案大多操作困难,难以用于工程实践.本文提出在模具支撑结构中,添加沿流体流向倾斜一定角度的直板作为导流板,通过控制导流板的倾斜角度,调整气体在模具后部的压缩程度,最终确定添加导流板的最佳位置.采用本文方法能够达到优化模具表面温度分布均匀性的目的,可用于指导实际工程中复合材料构件热压罐成型模具的优化工作.