基于特殊体元模型的复合材料蜂窝夹层结构强度分析_图文

1、 洪都科技2010定本文基于MSC/NASTRAN有限元分析软件,利用蜂窝“特殊体元”模型和经典层压板理论,对该复合材料平尾的静强度进行了分析,确定了该复合材料全动平尾的结构尺寸参数,经全尺寸复合材料平尾静力试验验证,采用该方法分析复合材料夹层结构的强度是合理的。2蜂窝特殊体元模型的基本理论采用MSC/NASTRAN有限元分析软件对复合材料夹层结构进行分析时,面板采用膜应力元,蜂窝芯子采用与材料坐标系相关的“特殊体元”进行模拟。面板和芯子受力如图1所示。%芯子受力Z:、k以1么二歹乙以乃,面板受力.J:.f:7口-、-/f/写j/么_.矶图l夹层结构面板和蜂窝芯子受力示意蜂窝“特殊体元”特性,

2、假设x,y、z为蜂窝芯子材料坐标系统,在材料轴系统中,体元的应力应变关系方程为:Gll c2。乞G3。岛:c.。c42G。G:G6。%c“气魄铅魄魄其中刚度元素G。中下标16分别为材料轴x,y以xy、y'z和搿轴。对于蜂窝芯子而言,只需要考虑G33=E。,魄=吒,魄=吒,即蜂窝压缩模量和两个方向的剪切模量。3蜂窝夹层结构的失效准则因该平尾面板采用碳纤维材料,其相对于Nomex蜂窝而言强度足够,本文主要侧重于蜂窝夹芯的失效分析。一般而言,蜂窝夹层结构中蜂窝芯的破坏主要是蜂窝压塌和剪切破坏。失效判据如下:以岛岛%靠以以仉%印住 洪都科技20lO年布见图4,横向剪切应力分布见图5,由图4可知

3、纵向剪切应力最大值为0.592MPa,横向剪切应力最大值为0.335MPa。 圈4蜂窝体元剪应力【k】图5蜂窝体元剪应力%】5.2强度分析蜂窝剪切破坏计算:纵向:,=0.65I/0.592=1.1横向:,=0.364/0.335=1.086试验验证 该平尾静力试验加载到110%设计载荷以后,会出现“噼噼啪啪”的声音,随着载荷不断加大,声音逐渐增强。由图6可知,首先是蜂窝横向剪切破鬻龋誊亲燃嘉黼龚圈6枞蝴蝴状态坏,导致蒙皮失去支持,最终导致静力试验件破坏。根据100%设计载荷下的计算结果,纵向剪切1.08,因为许用值根据高度进行修正稍微偏保守,并且蜂窝的破坏是一个持续的过程,因此平尾在135%设

4、计载荷下完全破坏,蜂窝剪切破坏的形式见图7。(下转第8页洪都科技2010年6通风系统通风系统主要有离心通风器、高空活门及管路组成。离心通风器的好坏决定了滑油消耗率的高低,因此需要对离心通风器进行进一步研究,以期达到最好的通风效果。在较高的飞行高度上,发动机中的滑油压力会下降,这将引起强烈的汽化,在某些情况下还会使滑油从通气管中溢出。高空活门可以相对保证润滑系统的高空性能,也可用滑油箱加压的方法来保证高空性能。4.结语滑油系统是航空发动机上一个重要系统,它对发动机的正常工作和飞行安全有很大影响。发动机推力、飞行速度和高度的增大都会使得滑油系统的工作条件恶化,因此,针对无人机动力装置高推重比、高机动载荷以及更大的飞行高度等使用特点,应进行优化设计,以满足未来的作战需求。(收稿El期:2010一0416作者简介晏莹,女。1966午出生,1988年毕业于西北工业大学,高级工程师,现从事飞机发动机、燃油系统设计管理工作。(上接第4页 7结论1对于复合材料蜂窝夹层结构,用本文的“特殊体元”模拟蜂窝结构是合理的。2本文基于“特殊体元”模拟蜂窝结构的研究方法能准确地预测蜂窝夹层结构中蜂窝的强度,可有效指导复合材料结构的设计和使用。图7蜂窝剪切破坏的形式参考文献1中国航空研究院.复合材料结构设计手册M.北京:航空工业出版社