復合材料工型梁承載能力試驗研究

榮海波++邢益輝

摘 要：通過對復合材料工型梁進行承載能力試驗研究，得到復合材料工型梁的破壞模式和破壞載荷。試驗結果表明，復合材料結構件批次間離散性對其承載能力有一定的影響；而在工型梁腹板處增加T型加強角材，可以提高試驗件的整體抗彎承載能力有較大提高，對直升機復合材料結構設計提供參考。

關鍵詞：復合材料工型梁；承載能力；試驗

中圖分類號：V212.4 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2017）20-0005-03

1 概述

先進的復合材料是20世紀60年代中期問世的一種新型材料，一經出現就顯示出強大的生命力。其具有比強度高、比剛度大、較好的耐腐蝕性、抗疲勞性以及較強的可設計性等一系列優點，已經在航空航天結構中獲得了廣泛的應用，對于結構的減重優化和性能的提高起到了非常重要的作用。先進復合材料在飛機上應用的部位和用量幾乎成為衡量飛機先進性的一個重要指標[1～3]。

直升機機體結構上復合材料的應用，已占到機體結構質量的40%-80%，因此復合材料機體結構設計直接關系到直升機的總體性能。目前，在直升機結構上的應用已由次承力結構逐步過渡到主承力結構，常見的結構形式有層合板梁、框骨架等[4]。本文以典型復合材料工型梁結構為研究對象，對其承載能力進行試驗研究，以期對直升機復合材料結構設計提供有價值的參考。

2 試驗

2.1 試驗件

試驗件以典型的復合材料工型梁為基礎，為帶有減輕孔的工型薄壁梁，全長2000mm。試驗件共有3件，其中，試驗件1和2狀態完全相同，試驗件3在中間腹板區域粘貼了T型加強角材，如圖1所示。

2.2 試驗內容

試驗在室溫下進行，試驗件采用夾具支持，兩端模擬簡支約束（試驗件延展向自由），每端200mm區域用來設計支持夾具，約束上突緣的側向位移，試驗選擇3個加載點，且各個加載點施加載荷相同，如圖2所示。

試驗件貼片見圖3所示，應變花測量點共4個（13～16），分別在工型梁不同的腹板區域，拉壓應變測量點共20個，分別測量上下突緣（1～12）、腹板加厚區（17～18）及開孔附近（19～24）的應變。變形測量點共1點，位于試驗件的中間位置，即應變片5～8之間試驗件的中心軸線位置，測量沿著載荷方向的位移。試驗過程中根據試驗要求，分別測量并記錄各級載荷下各測量點的應變值和位移值。

試驗分為兩種狀態進行，分別為定載荷試驗和破壞載荷試驗，試驗完成后，記錄試驗件的載荷～應變數據。

2.3 試驗結果分析

試驗共進行了3組，分別按定載荷級數進行三點逐級協調加載。隨著載荷的增加，試驗件發出多次輕微的響聲，在試驗件中間位置處可以看到逐級明顯的彎曲變形。當載荷逐步增加到接近破壞載荷時，試驗件發出較大的聲響，試驗件破壞，在破壞處發生劈裂，試驗后照片如圖4～圖6所示。各組試驗的破壞載荷和位移見表1。

對測量數據進行處理，將腹板面應變花測量點應變轉化為最大、最小主應變及剪應變，得到在破壞載荷狀態下，試驗件突緣的載荷-應變曲線、腹板孔邊載荷-應變曲線以及腹板面載荷-應變曲線（圖7為試件1結果）。

2.3.1 試驗破壞模式

復合材料工型梁在兩端簡支約束（試驗件延展向自由）狀態下，中間下凸緣施加集中載荷，導致梁整體發生彎曲變形。當上、下突緣的層合板的軸向應力達到材料的拉伸或壓縮強度時，突緣發生拉伸或壓縮失效。

從載荷-應變曲線和載荷-位移曲線可以看出，隨著載荷的增加，曲線以一條近似直線的曲率延長，當載荷接近破壞臨界載荷時，兩種曲線增長率迅速提高，隨即試驗件發生破壞。說明破壞前試驗件一直處于彈性變形范圍內，一旦進入塑性，試件很快就會發生破壞。

2.3.2 工藝的影響

試件1和2鋪層和尺寸完全相同，兩個試驗件破壞模式相同，破壞的位置都在試驗件中間加載點位置處。分別在試件1和試件2上選取相應位置的點，進行載荷-應變及載荷-位移對比，如圖8所示。

從曲線可以看出，二者上、下突緣及腹板開孔周圍的載荷-應變曲線重合較好，相同載荷級數下，試件2比試件1應變稍小，而腹板處曲線差異相對突緣來說大一些，越接近破壞載荷曲線曲率差異越大。從表1可以看出，試件1和試件2的破壞載荷分別為7600N和7200N，誤差為5%左右；破壞時位移分別為25.2mm和24.4mm，誤差為3%。說明復合材料結構件工藝及加工等生產過程對其承載能力有一定的影響。

2.3.3 T型加強件的影響

試件3在試件1、2的基礎上，在三個加載點上方的腹板處各增加了一個T型加強角材。從試驗件破壞模式可以看出，試件1、2的破壞位置在中間加載點處，上、下突緣發生拉、壓破壞，而試件3中間加載點處并未發生破壞，在加載點最近處的開孔上下發生了斷裂。說明T型加強角材的增加，使中間腹板處承載能力提高，而近處的開孔導致腹板變弱，成為整個結構的最薄弱位置。從表1可看出，試件3的破壞載荷為9400N，破壞時位移為31.6mm，比未加強試件承載能力提高了27%左右。

3 結束語

本文以典型復合材料工型梁結構為研究對象，對其承載能力進行試驗研究，通過對3個試驗件的試驗結果進行對比分析，得到如下結論：

（1）工型梁在中部彎曲載荷作用下，上、下突緣分別承受拉、壓載荷，當其軸向應力達到材料的拉伸或壓縮強度時，突緣發生拉伸或壓縮失效，結構發生破壞。通過試驗得到了典型工型復合材料梁的抗彎承載能力，分別為7200N、7400N和9400N。

（2）復合材料工藝及加工等生產過程對其承載能力有一定的影響。

（3）在工型梁腹板處增加T型加強角材，可以提高試驗件的整體抗彎承載能力。

參考文獻：

[1]中國航空研究院.復合材料結構設計手冊[M].北京：航空工業出版社，2001.

[2]飛機設計手冊總編委會.飛機設計手冊[M].北京：航空工業出版社，2000.

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

[4]楊乃賓，倪先平.直升機復合材料結構設計[M].北京：國防工業出版社，2008.