民用飞机复合材料结构损伤评定及其适航符合性验证研究

发布时间：2020-03-31 05:53

【摘要】：复合材料因其巨大的结构减重潜力,较高的比强度、比刚度特征以及广泛的材料可设计性,在航空结构中获得越来越广泛应用。我国大型民机的研制正逐步推进,飞机结构必然由成熟的铝合金结构进展到复合材料结构,在面对与欧美国家复合材料飞机结构差距较大的现状下,需要尽早掌握基于复合材料结构的制造技术、检测方法、高效的装配工艺以及适航审定技术。本文基于国家商用飞机制造工程技术研究中心创新基金项目的要求,对民用飞机复合材料结构损伤评方法及其适航符合性验证技术进行研究。本文首先分析CCAR 25.305、307确定了复合材料结构的适航审定基础;基于AC107B确定复合材料结构的验证方法;基于ASTM文件确定了影响飞机复合材料结构静强度的因素。在国内外现有的关于复合材料受力损伤的研究基础上,选取了适当的模型进行了受力损伤分析与剩余强度以及复合材料层合板损伤规律进行了分析,阐述了载荷损伤与剩余强度的内在联系。其次,通过对复合材料层合板进行冲击试验,预制冲击损伤缺陷,并获得三种不同冲击能量下复合材料层合板的冲击损伤面积。采用INSTRON-8803低频试验机对层合板进行压缩试验。通过试验获得三种不同冲击能量下复合材料层合板的载荷-位移曲线及剩余压缩强度。采用结构力学对复合材料结构进行损伤失效分析,建立层合板应力分析模型以及失效分析模型进行仿真分析,然后与实验结果进行对比分析,最后,在复合材料层合板结构损伤试验以及层合板模型的基础上,对同材料的含孔层合板进行预测损伤结果。分析拉伸载荷以及垂直方向面外载荷对同材料含孔层合板的作用,并预测其剩余强度以及损伤位移,从而研究其对含孔层合板性能的影响以及损伤变化规律。最后,提出大型民机复合材料结构静强度验证方法以及复合材料结构静强度试验验证程序,对飞机水平安定面盒段的静强度全尺寸进行验证试验。提出新材料的验证要求以及验证思路,为复合材料结构适航符合性验证,以及国产材料研究提供了技术基础,有利于扩大民机复合材料的应用。
【图文】：

示意图,层合板,有限元模型,板基

L1L2图 4.11 含孔层合板结构示意图表 4.2 碳纤维环氧树脂单层板基本力学性能22 33E E12 13 23 12 13G G23GCXTYCYa /GPa /GPa /GPa /MPa /MPa /MPa 34 8.82 0.342 0.52 4.32 3.2 1132 59 211 复合材料板采用了 SOLID185 单元，所划分的网格如图 4.12 所示，共分割成 160 个节点。

模拟图,层合板,拉伸破坏,模拟图

与试验结果基本一致，可以满足工程应用要求。使用 ANSYS 软件，对铺层方式为[45/-45/0/90]s 的同材料含孔层合板进行拉伸损伤分析，将层合板沿长度方向一端进行全方位约束，另一端施加拉伸载荷，，其失效准则采用蔡-希尔（Tsai-Hill）准则，图 4.16、4.17、4.18 和 4.19 给出其损伤图形。对含孔复合材料层合板在拉伸载荷作用下的破坏问题，进行了详细的算例分析和讨论，得到如下具体结论。含孔层合板在拉伸载荷下的损伤扩展过程中，孔边损伤最先出现，在孔边应力集中区就出现与孔边相切的两条纵向裂纹。起始阶段，以5MPa为间隔进行设置载荷大小，在出现损伤时，将其间隔缩小为0.1MPa。当施加 250MPa 的载荷，得到层合板 0°铺层、90°铺层、+45°铺层以及-45°铺层的受力云图，其中 0°铺层孔边中的纤维发生断裂，其他铺层的基体裂纹沿纵向裂纹扩展，如图 4.16 所示。基体开裂基纤剪切分层纤维断裂
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V215;V250

【参考文献】