復合材料大開口壁板的穩定性研究

薛俊川　戰宇

摘 要：本文研究復合材料大開口壁板的穩定性能，應用商用有限元軟件ABAQUS對該結構進行有限元建模，開展數值分析，選用Hashin準則，對界面選用Quards二次應力判據分別判斷其失效，得到壁板的屈曲載荷和屈曲模態，然后對壁板進行后屈曲分析，進一步得到結構的破壞載荷和破壞方式。從分析結果表明該結構具有較強的后屈曲承載能力。

關鍵詞：復合材料 壁板 后屈曲 穩定性 大開口

中圖分類號：TB33 文獻標識碼：A 文章編號：1672-3791（2014）08（a）-0067-01

復合材料結構的典型形式之一是復合材料加筋壁板，該結構主要由層合板和長桁組成，該結構大量應用在飛機上，由于裝配、維修等原因，在這種典型結構上經常設置口蓋，一般該結構在承受壓縮、彎曲、扭轉和剪切載荷作用下，容易發生失效即一般意義上的喪失穩定性，亦可稱之為屈曲[1]，結構在失穩之后，還能夠繼續承載，此時又涉及到了結構的后屈曲行為特性，為了研究飛機結構的穩定性要求，保證結構的使用安全，工程人員往往需要對結構做穩定性分析。[2]

2 有限元分析

2.1 邊界及加載

復合材料大開孔壁板和長桁均采用SC8R連續體殼單元離散，同時在蒙皮和長桁之間預置一層粘接元，粘接元采用COH3D8單元模擬。

有限元模型及邊界條件圖1，右端施加20 mm均勻壓縮位移載荷，左端固支，夾持端采用約束Y方向上的位移來模擬，同時在兩側邊限制X和Y方向上的位移，以及繞X軸和Y軸的轉角來模擬側邊夾具的支持。

2.2 屈曲分析

計算結構的屈曲模態時，壓縮位移載荷設為1 mm。經過前屈曲分析得到結構的前三階屈曲模態，對應的特征值分別為2.58，2.68和3.97。

2.3 后屈曲分析

在屈曲分析的基礎上進行后屈曲分析時，在結構中引入的初始擾動為前屈曲的一階模態。結構的載荷位移曲線見圖2，曲線存在很長的線性段，且突然發生掉載，說明破壞是突然發生的。載荷位移曲線掉載時，位移載荷為6.86 mm，結構的支反力為755.76 kN，結構應變水平約為3000微應變。

結構在復合材料出現損傷之前，蒙皮和長桁之間的界面首先發生脫粘，模型中以粘接元的損傷來體現，粘接元起始位置為中間長桁的被打斷處，支持端附近粘接元的損傷緊隨其后，隨著載荷的繼續增加，復合材料開始出現損傷，損傷模式為基體壓縮損傷，損傷出現在兩側長桁中部，緊接著出現的損傷模式為復合材料纖維壓縮損傷，損傷位置和基體壓縮損傷位置相同。當復合纖維損傷達到一定面積之后，結構達到承載能力最大值，此時加載端位移為6.86 mm，支反力為755.76 kN。

3 結論

（1）長桁和蒙皮之間首先發生脫粘，之后兩側長桁發生屈曲，進而導致復合材料基體和纖維發生壓縮破壞；當復合材料纖維損傷達到一定面積之后，結構達到承載能力的極限，載荷位移曲線掉載，結構的極限承載能力為755.76 kN；（2）由屈曲分析得到結構的一階屈曲特征值為2.58，在此位移下，結構的載荷位移曲線的斜率并未出現明顯的變化，這從側面說明，結構的局部屈曲對結構整體的剛度影響不大；（3）試件破壞載荷遠大于屈曲載荷，說明本文研究的結構具有較強的后屈曲承載能力，在工程應用中應充分發揮該種結構的效能。

參考文獻

[1] 中國航空研究院.復合材料結構穩定性指南[M].北京：航空工業出版社，2002.

[2] Zimmermann R，Klein H，Kling A. Buckling and post-buckling of stringer stiffened fiber composite curved panels-Tests and computations. Composite Structures，2006.