復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接結(jié)構(gòu)優(yōu)化.pdf

1、復(fù)合材料有比強(qiáng)度高、比剛度高、力學(xué)性能可設(shè)計(jì)性、耐疲勞等諸多優(yōu)點(diǎn),但其相對鈦合金也有材料性能分散性大、沖擊損傷容限低、受濕熱等環(huán)境影響大、較難準(zhǔn)確預(yù)測疲勞壽命以及制造費(fèi)用相對較高等缺點(diǎn),因此在實(shí)際應(yīng)用中還不能完全取代金屬材料。為綜合利用兩者的優(yōu)點(diǎn),在當(dāng)前的飛機(jī)結(jié)構(gòu)中既需要不斷擴(kuò)大復(fù)合材料的應(yīng)用范圍,又需要充分發(fā)揮金屬材料的固有優(yōu)勢,所以復(fù)合材料結(jié)構(gòu)和金屬結(jié)構(gòu)的連接不可避免。機(jī)械連接與其它連接形式相比具有易于拆卸、可靠性高和受環(huán)境影響較小

2、等優(yōu)點(diǎn),因而成為承力較大部位的首選連接形式。復(fù)合材料往往做成加筋板殼形式,能以少量筋條材料為代價(jià),使結(jié)構(gòu)的彎曲剛度大幅度提高,被廣泛應(yīng)用于包括航空航天在內(nèi)的各個(gè)工程領(lǐng)域。
　　本文為了研究復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接結(jié)構(gòu)受拉伸載荷作用下的承載能力,對復(fù)合材料加筋板與鈦合金機(jī)械連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行了準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗(yàn)。試驗(yàn)結(jié)果表明,在拉伸過程中由于載荷偏心造成的附加彎矩導(dǎo)致加筋板腹板端部出現(xiàn)了較為嚴(yán)重的應(yīng)力集中和復(fù)合材料損傷,使連接結(jié)構(gòu)出現(xiàn)了

3、提前破壞。為了進(jìn)一步分析腹板端部形狀對連接結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響,本文對試驗(yàn)進(jìn)行了三維有限元模擬,模型中考慮了復(fù)合材料的漸進(jìn)損傷失效、鈦合金的彈塑性以及緊固件連接部位的接觸。有限元模擬的破壞載荷、特定部位的應(yīng)變-載荷曲線和結(jié)構(gòu)失效模式均與試驗(yàn)吻合較好,驗(yàn)證了本文有限元模型的準(zhǔn)確性。利用經(jīng)過驗(yàn)證的有限元模擬方法,分析腹板端部幾何尺寸(腹板縮進(jìn)距離和端部斜削角度)對復(fù)合材料加筋板-鈦合金機(jī)械連接結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的影響。結(jié)果表明,腹板縮進(jìn)距離和端部斜削角度變

4、化會影響腹板端部的應(yīng)力分布和結(jié)構(gòu)的承載能力,對參數(shù)進(jìn)行合理選擇能提高結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。
　　在對連接結(jié)構(gòu)進(jìn)行參數(shù)化優(yōu)選的基礎(chǔ)上,應(yīng)用ABAQUS的拓?fù)鋬?yōu)化方法進(jìn)一步對筋條腹板端部進(jìn)行優(yōu)化。為提高優(yōu)化計(jì)算的效率,采用Global-local的方法取出Global model中關(guān)鍵的筋條部位作為local model,并驗(yàn)證其形狀的變化對邊界條件的影響在可接受范圍內(nèi)。經(jīng)過拓?fù)鋬?yōu)化后,結(jié)構(gòu)的腹板端部應(yīng)力集中得到有效緩解。根據(jù)優(yōu)化所得結(jié)果對筋條腹