黃雨霓

【摘 要】針對復(fù)合材料帽型長桁進(jìn)行了有限元計算和試驗研究，得到帽型長桁在軸壓載荷作用下的失穩(wěn)和壓損載荷。研究結(jié)果表明，有限元模型中若不考慮捻子條則會影響到計算的精度，有限元計算所得的局部屈曲載荷偏保守，該結(jié)果為民機(jī)復(fù)合材料長桁結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考依據(jù)。

【關(guān)鍵詞】復(fù)合材料；長桁；穩(wěn)定性

中圖分類號： V214.8 文獻(xiàn)標(biāo)識碼： A 文章編號： 2095-2457（2018）19-0024-002

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.19.009

Research on the Stability of Composite Omega Stringer

HUANG Yu-ni

（Shanghai Aircraft Design Research Institute， Shanghai 201210，China）

【Abstract】The finite element calculation and experimental study of composite omega stringer are carried out， and the buckling and crippling loads of omega stringer under axial compression are obtained. The results show that the local buckling load is conservative if the noodle is not considered in the finite element model. The results provide a reference for the design of civil aircraft composite material stringer.

【Key words】Composites； Stringer； Crippling

0 引言

飛機(jī)構(gòu)件受壓的破壞形式，根據(jù)有效長度分為三種破壞形式。在長柱范圍內(nèi)，屬于彈性彎曲失穩(wěn)破壞（又稱柱失穩(wěn)），采用歐拉公式計算；在中長柱范圍，屬于塑性失穩(wěn)破壞，工程上一般采用約翰遜拋物線方程計算，承載能力與型材壓損強(qiáng)度和長細(xì)比有關(guān)；在短柱范圍內(nèi)，屬于塑性壓縮破壞，即壓損破壞。飛機(jī)結(jié)構(gòu)中使用的長桁，一般為中長柱或短柱，因此準(zhǔn)確地確定長桁失穩(wěn)和壓損應(yīng)力，對于確定結(jié)構(gòu)設(shè)計和強(qiáng)度校核有著重要的意義。

本文以民機(jī)典型帽型復(fù)合材料長桁結(jié)構(gòu)為研究對象，采用有限元方法計算和試驗驗證相結(jié)合的方法研究復(fù)合材料長桁在軸壓載荷作用下的穩(wěn)定性。得到帽型復(fù)合材料長桁結(jié)構(gòu)在軸壓載荷作用下的破壞模式和失穩(wěn)載荷，同時，通過對有限元方法計算和試驗得到的結(jié)果進(jìn)行對比分析，得到不同方法之間的差異，對民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計提供有意義的參考。

1 長桁結(jié)構(gòu)形式

長桁截面形狀為帽型，長桁鋪層為[45/0/0/-45/90/-45/0/0/45]，蒙皮鋪層為[45/0/0/-45/90]s，典型尺寸見圖1。圖1試驗件編號為SYJ-1；第二種試驗件帽頂長度為20，編號為SYJ-2；兩種編號試驗件數(shù)量均為3。長桁和蒙皮的材料為Hexply M21E/34%/UD194/IMA-12K 600，層合板單層的厚度為0.1868mm。

圖2為長桁的受壓示意圖，長桁長度為270mm，兩側(cè)端頭各35mm通過樹脂封閉，因此長桁實際承載長度為200mm。

2 有限元計算

建立的有限元模型如圖3所示，根據(jù)試驗夾具及加載情況對模型進(jìn)行簡化。試驗件兩側(cè)端頭外的參考點位于長桁剖面壓心連線上，兩個參考點分別與長桁兩側(cè)端頭（長度為35mm）的六個自由度耦合約束。一側(cè)的參考點上施加單位軸向壓縮載荷，同時約束該參考點除軸向平動方向的另外五個自由度；另一側(cè)的參考點進(jìn)行固支約束。

圖3 長桁局部屈曲有限元模型

以SYJ-2為例，圖4給出了兩種視圖下的長桁一階屈曲振型圖，在中間蒙皮上出現(xiàn)3個波的軸向屈曲，屈曲載荷因子為180006。因此長桁的局部屈曲載荷為：

壓損載荷建模方法和局部屈曲載荷建模方法近似，長桁一端固支，另一端約束除軸向平動方向的另外5個自由度，在壓心處施加軸向強(qiáng)迫壓縮位移，材料的失效準(zhǔn)則采用Hashin準(zhǔn)則，表達(dá)式如下[1]。

圖6顯示了試驗件的纖維破壞云圖，纖維壓縮破壞最先出現(xiàn)在帽底邊緣，隨后沿45°方向擴(kuò)展到底部蒙皮和帽腰?；w壓縮破壞也始于帽底邊緣?；w拉伸破壞早于纖維壓縮破壞和基體壓縮破壞，且最先發(fā)生在底部蒙皮中間段，其損傷區(qū)域面積要大于另兩種破壞模式。

試驗件的載荷-位移曲線如圖7所示，壓損載荷為252KN。

3 試驗和計算結(jié)果對比

長桁局部屈曲載荷試驗和有限元計算結(jié)果對比見表1。有限元計算所得到的局部屈曲載荷均比試驗值小，偏保守，是因為有限元計算模型未對長桁底部R區(qū)填充的捻子條進(jìn)行模擬，從而忽略了捻子條對長桁剛度有所增加的影響。相同鋪層方式，對于帽型長桁，隨著帽頂尺寸的減小，結(jié)構(gòu)的局部屈曲載荷增加。

壓損載荷試驗與有限元計算結(jié)果對比見表2。有限元計算值比試驗值高可能是因為帽底R區(qū)的捻子條和長桁之間出現(xiàn)了分層，降低了長桁的承載能力，在計算中未能模擬出來。采用相同鋪層方式，兩種帽頂尺寸的長桁壓損載荷值相近。

4 結(jié)論

本文以典型帽型復(fù)合材料長桁為研究對象，分別應(yīng)用有限元計算和試驗方法得到長桁的壓縮試問載荷和壓損載荷，結(jié)論如下：

（1）局部屈曲是，帽型長桁均在底部中間蒙皮處出現(xiàn)3個或4個的軸向屈曲波。

（2）壓損破壞時，纖維壓縮破壞最先出現(xiàn)在帽底邊緣，隨后沿45°方向擴(kuò)展到底部蒙皮和帽腰?；w壓縮破壞也始于帽底邊緣?；w拉伸破壞早于纖維壓縮破壞和基體壓縮破壞，且最先發(fā)生在底部蒙皮中間段，其損傷區(qū)域面積要大于另兩種破壞模式。

（3）相同鋪層情況下，隨著帽頂尺寸的減小，結(jié)構(gòu)的局部屈曲載荷增加；而壓損載荷差別不大。

（4）有限元模型中若不考慮捻子條則會影響到計算的精度。有限元計算所得的局部屈曲載荷偏保守；壓損載荷有限元計算值大多要高于試驗值，說明長桁局部屈曲后，捻子條和長桁的連接區(qū)域會出現(xiàn)分層現(xiàn)象，降低了長桁的承載能力。

【參考文獻(xiàn)】

[1]中國航空研究院.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性分析指南[M].北京：航空工業(yè)出版社，2002.