石晓朋
,
李曙林
,
常飞
,
杨哲
航空材料学报
doi:10.3969/j.issn.1005-5053.2013.6.012
针对Nomex蜂窝复合材料冲击损伤问题,研究蜂窝材料在冲击作用下的损伤行为.对试件进行预制冲击损伤试验和冲击形貌分析.测试剩余压缩强度,根据试件应变值变化情况得出试件的屈曲载荷和破坏载荷,并与未进行冲击试件对比分析.结果表明:冲击损伤后,Nomex蜂窝复合材料试件压缩屈曲载荷保持率为80.0％左右,破坏载荷的保持率为67.7％左右,破坏最大应变的保持率为62.9％.
关键词:
蜂窝复合材料
,
冲击损伤
,
剩余压缩强度
,
屈曲载荷
吴伟
,
刘斯以
,
邬冠华
材料导报
应用声发射技术对蜂窝夹层复合材料压缩损伤过程进行了实验研究.分析载荷与声发射信号经历图,依据其损伤过程和声发射特征,发现随着加载载荷的增加,复合材料的损伤逐步增大.在加载初始阶段,仅有少量声发射信号,各种表征信号量小幅度增加；在加载中期,声发射信号增多,各种表征信号量不断增大；在加载后期,声发射信号明显突增,各种表征信号量急剧增加.复合材料压缩损伤破坏与声发射的幅值、能量、撞击、上升时间、持续时间和计数等参量相关.蜂窝夹层复合材料试件的应力-应变曲线近似为直线,应变速率与声发射信号特征相互对应.
关键词:
蜂窝夹层
,
声发射检测
,
压缩损伤
,
特征分析
张恩阳
,
刘波
,
陆振玉
,
冯琨程
玻璃钢/复合材料
复合材料蜂窝夹层结构广泛应用于小型无人机机体结构,蜂窝夹层结构设计需要满足无人机使用技术的不断发展的要求.就某小型无人机弹射试验破坏的问题,基于经典梁弯曲理论与Reissner剪切理论薄面板的基本假设进行了分析模型建立与工程估算分析,并与有限元结果进行对比分析,结果为上面板最大应力偏差为3％,下面板最大应力偏差为10.8％,与试验破坏结果具有较好的一致性.研究结果表明,该工程估算方法对实际蜂窝夹层结构设计具有一定的指导意义.
关键词:
无人机
,
弹射
,
蜂窝夹层结构
,
工程估算
,
有限元
邹广平芦颉曹扬刘宝君
金属学报
doi:10.3724/SP.J.1037.2011.00253
研究了钢质蜂窝夹芯板的室温四点弯曲疲劳行为, 得到疲劳寿命(S-N)曲线. 结果表明, 在载荷比R=0.20时, 钢蜂窝夹芯板疲劳行为体现明显的方向性. L向芯子排列试件较W向易于承受循环载荷, 疲劳强度极限分别为1369和859 N. 基于等效剪切模量退化理论, 建立了寿命预测和损伤演化模型. 结果发现, L向试件损伤开始萌生的循环次数约占总寿命的86%-90%, W向试件高载荷时为73%, 较低载荷时退化为48%. 在不区分芯子排列方向时, 可分别用二阶多项式和指数模型描述高、低载荷水平的损伤演化规律, 模型体现出较强的材料相关性.
关键词:
蜂窝夹芯
,
shear modulus degradation
,
life prediction
,
cumulative damage
袁修起
玻璃钢/复合材料
针对一类民用飞机舱门结构的特点,采用蜂窝夹层结构形式进行设计.选定不同内外蒙皮厚度、不同蜂窝高度、加装加强垫板、填平蜂窝凹槽、局部抬高蜂窝高度等多种结构形式进行分析对比.为便于比较各种结构的优缺点建立了舱门结构的有限元模型,并对各组结构弯曲变形情况进行计算.计算结果表明,内蒙皮厚度和蜂窝高度对舱门刚度起主导作用,存在合适刚度的内蒙皮厚度和蜂窝高度使舱门在巡航状态下的弯曲变形符合要求.分析结果及所得结论为同类型飞机舱门的设计提供了借鉴,有一定的参考价值.
关键词:
民用飞机
,
舱门
,
蜂窝夹层
,
刚度
,
有限元
法洋洋
,
陈秀华
机械工程材料
采用有限元模拟方法分析了蜂窝夹层结构拉脱破坏的机理，并通过试验对其进行了验证。结果表明：使用Usdfld定义的失效模型能够准确地预测蜂窝夹层结构的失效过程；在加载过程中，对整个结构的失效起决定作用的是与灌封胶接触部位的蜂窝材料的剪切失效破坏，蜂窝芯材剪切失效破坏导致了材料的形变突增，最后影响周边的复合材料面板发生基体失效破坏，整个失效过程基本不发生纤维拉伸失效；模拟结果与试验结果比较吻合。
关键词:
蜂窝夹层
,
埋件
,
数值模拟
,
破坏机理
