復(fù)合材料由于其出色的材料力學(xué)特性,目前得到了廣泛的應(yīng)用。在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中連接設(shè)計(jì)不可避免且始終是結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵環(huán)節(jié)。隨著復(fù)合材料逐漸應(yīng)用于主承力結(jié)構(gòu),需要連接的板更厚和釘徑更大,連接區(qū)的受力也更為復(fù)雜。由于載荷在厚度方向的不均勻性,造成螺栓的彎曲變形和孔邊應(yīng)力隨厚度方向的分布不均,導(dǎo)致原有的薄板二維有限元和理論分析方法在對(duì)厚板分析時(shí)會(huì)產(chǎn)生一定的誤差。復(fù)合材料-金屬厚板多釘機(jī)械連接的強(qiáng)度研究具有相當(dāng)?shù)睦碚撘饬x和應(yīng)用價(jià)值。本文采用試驗(yàn)研究、文獻(xiàn)參考和數(shù)值模擬相結(jié)合的辦法,分別針對(duì)復(fù)合材料-金屬厚板雙釘單剪和多釘單剪機(jī)械連接結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度開展研究工作,主要研究?jī)?nèi)容如下:(1)開展了復(fù)合材料-金屬雙釘單剪擠壓強(qiáng)度試驗(yàn),分析試件的破壞模式,得到試件的承載能力;基于ABAQUS軟件平臺(tái)建立復(fù)材/金屬雙釘單剪結(jié)構(gòu)三維漸進(jìn)損傷分析模型,與試驗(yàn)對(duì)比驗(yàn)證了模型的有效性和正確性,討論了厚度、孔距等參數(shù)對(duì)釘載分配、破壞模式和結(jié)構(gòu)連接強(qiáng)度的影響。(2)建立螺栓對(duì)稱分布多釘單剪連接結(jié)構(gòu)三維漸進(jìn)損傷分析模型,研究了多釘單剪連接結(jié)構(gòu)的破壞模式與釘載分配,討論了厚度對(duì)連接強(qiáng)度、釘載分配和破壞模式的影響以及橫向和縱向孔距對(duì)多釘單剪連接結(jié)構(gòu)的連接強(qiáng)度的影響。(3)建立螺栓交錯(cuò)分布多釘單剪連接結(jié)構(gòu)三維漸進(jìn)損傷分析模型,研究了多釘單剪連接結(jié)構(gòu)的破壞模式與釘載分配,討論了厚度對(duì)連接強(qiáng)度、釘載分配和破壞模式的影響,對(duì)比了螺栓對(duì)稱分布與螺栓交錯(cuò)分布連接結(jié)構(gòu)的連接強(qiáng)度的差異,討論了螺栓分布方式對(duì)結(jié)構(gòu)連接強(qiáng)度的影響。
【學(xué)位單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2018
【中圖分類】：TB33
【部分圖文】：

擁有普通材料所不具備的性能要求，提高了材料的可設(shè)計(jì)性具有強(qiáng)度高、模量大、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等特點(diǎn)，已廣泛運(yùn)用于機(jī)械、汽車、船舶等諸多領(lǐng)域，取得了長(zhǎng)足的發(fā)展。特別是在航空空器的重要組成材料之一，其在結(jié)構(gòu)中所占的比例越來(lái)越高。些次要受力位置，減重效果較低，隨著飛機(jī)結(jié)構(gòu)的發(fā)展，復(fù)合力結(jié)構(gòu)，且減重效果也明顯提升，可以減輕 20%~30%的重量。了復(fù)合材料作為結(jié)構(gòu)部件。21 世紀(jì)前十年最先進(jìn)的民用飛機(jī)分者復(fù)合材料質(zhì)量占結(jié)構(gòu)總質(zhì)量的比例都具有劃時(shí)代的意義，在空構(gòu)用量的 30%，而波音 787 客機(jī)復(fù)合材料的使用比例則是達(dá)到的用量更是高達(dá) 52%。前不久剛首飛成功的國(guó)產(chǎn)大型客機(jī) C919 民機(jī)型號(hào)，據(jù)統(tǒng)計(jì)C919里面復(fù)合材料構(gòu)件的質(zhì)量占結(jié)構(gòu)總質(zhì)量件比如機(jī)身和平垂尾等部件都是用了高性能碳纖維復(fù)合材料，高復(fù)合材料的比例。復(fù)合材料的使用比例已經(jīng)成為評(píng)價(jià)飛機(jī)結(jié) 1.1 為復(fù)合材料在航空器上使用的發(fā)展歷程。

大多應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的主承力部分。膠結(jié)具重也具有一定的優(yōu)勢(shì)，但是其受力較分散，承載能力小的小的部位。有學(xué)者研究過(guò)復(fù)合材料與金屬焊接連接，通過(guò)和金屬板表面形成微小金屬的共固化接頭，但這項(xiàng)技術(shù)目工程應(yīng)用當(dāng)中[5]。所以在復(fù)合材料整體結(jié)構(gòu)化設(shè)計(jì)當(dāng)中，的螺栓連接結(jié)構(gòu)就顯得十分有意義。發(fā)展，復(fù)合材料螺栓連接結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)越來(lái)越重要，由于復(fù)合難度也大大增加，特別是復(fù)合材料的質(zhì)量和力學(xué)性能的不合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的比例大大提高，已經(jīng)不僅僅運(yùn)用在飛機(jī)的主承力結(jié)構(gòu)上，且復(fù)合材料板的厚度也越來(lái)越厚。體劃分，有學(xué)者進(jìn)行了具體歸納。薄板是指厚度值在 4mm]；中厚板是指范圍超過(guò)薄板的定義，但厚度小于 20mm，且板定義的稱為超厚板。根據(jù)上面的定義，當(dāng)板料的寬度比厚板和厚板；當(dāng)板料的寬度較小時(shí)，則采用跨厚來(lái)區(qū)分中1.2 所示[7]。

件的試驗(yàn)結(jié)果對(duì)上述應(yīng)力集中系數(shù)確定一性、不均勻性、非線性和損傷等材料特性層的層壓板，用 Hart-Smith 方法進(jìn)行連接比過(guò)大時(shí)計(jì)算結(jié)果的精度非常差。且減縮，它不僅是材料和鋪層的函數(shù)，和其他因無(wú)論承受拉伸載荷還是壓縮載荷，螺栓孔析結(jié)果過(guò)于保守，產(chǎn)生結(jié)構(gòu)質(zhì)量過(guò)大等問(wèn)特征曲線方法最早是由 Whitney 和 Nuism開孔材料拉伸失效。后來(lái) Chang[42~47]等人上面，目前復(fù)合材料的失效分析上經(jīng)常用Rot，其中 Roc為壓縮特征長(zhǎng)度，Rot為拉伸合板拉伸和壓縮試驗(yàn)獲得的。圖 1.3 為按余位置，當(dāng)特征線上某一點(diǎn)的應(yīng)力滿足失效

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前7條

1 賈云超;關(guān)志東;宋曉君;;復(fù)合材料-金屬機(jī)械連接性能研究[J];玻璃鋼/復(fù)合材料;2015年04期

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1 劉通;復(fù)合材料厚板單釘螺栓連接強(qiáng)度研究[D];南京航空航天大學(xué);2016年

2 朱智毅;復(fù)合材料厚板螺栓連接擠壓強(qiáng)度研究[D];南京航空航天大學(xué);2014年

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本文編號(hào)：2818379