復(fù)合材料長桁壓縮穩(wěn)定性方法研究

榮海波

摘 要：通過對(duì)某直升機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過程中廣泛應(yīng)用的復(fù)合材料T型長桁結(jié)構(gòu)進(jìn)行工程理論計(jì)算和試驗(yàn)研究，得到復(fù)合材料T型長桁在軸壓載荷作用下的壓縮失穩(wěn)載荷。研究結(jié)果表明，工程理論計(jì)算方法相對(duì)保守，對(duì)于長件和短件分別有8.12%和16.65%的余量，該結(jié)果為直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考依據(jù)。

關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；壓縮；穩(wěn)定性；方法

1 概述

復(fù)合材料以其比強(qiáng)度高、比剛度大、具有抗疲勞、減振、耐高溫、可設(shè)計(jì)等一系列優(yōu)點(diǎn)，在航空航天等多個(gè)領(lǐng)域中都得到了廣泛的應(yīng)用。復(fù)合材料可改善結(jié)構(gòu)性能，具有顯著的減重效益，在直升機(jī)結(jié)構(gòu)中已由次承力件發(fā)展為主承力件，且應(yīng)用面逐步擴(kuò)大[1-3]。作為直升機(jī)結(jié)構(gòu)的基本構(gòu)件，復(fù)合材料長桁結(jié)構(gòu)在承受壓縮載荷時(shí)可能發(fā)生局部屈曲，即突緣產(chǎn)生面外翹曲而發(fā)生的屈曲，為了保證結(jié)構(gòu)的使用安全，需要進(jìn)行穩(wěn)定性分析和計(jì)算，求解結(jié)構(gòu)件的失穩(wěn)臨界載荷和失穩(wěn)模態(tài)，以控制結(jié)構(gòu)失效[1]。

本文以某型直升機(jī)典型T型復(fù)合材料長桁結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，采用工程理論計(jì)算和試驗(yàn)驗(yàn)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T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(shí)，通過對(duì)工程理論計(jì)算和試驗(yàn)得到的結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，得到不同方法之間的差異，對(duì)直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供有意義的參考。

2 工程理論計(jì)算方法[1]

直升機(jī)結(jié)構(gòu)中采用了大量的復(fù)合材料長桁結(jié)構(gòu)，當(dāng)其承受壓縮載荷時(shí)，可能會(huì)發(fā)生局部屈曲失穩(wěn)或壓損等破壞模式。計(jì)算其承載能力時(shí)，將結(jié)構(gòu)分解成一邊自由一邊簡支的長板結(jié)構(gòu)和兩邊簡支的長板結(jié)構(gòu)兩類層壓板組成的單元。

其中，一長邊自由一長邊簡支的長板可按下式計(jì)算長桁的軸壓局部屈曲載荷：

對(duì)于兩長邊簡支的長板按下式計(jì)算局部屈曲載荷[2]：

式中：Nxcr為單位寬度上的軸壓屈曲載荷；b為突緣的寬度；L為突緣的長度；D為層壓板的彎曲剛度系數(shù)。

各組成單元的壓縮應(yīng)力截止值用下式計(jì)算：

式中：？滓cu為各組成單元的層壓板壓縮截止值；Ex為各組成單元的層壓板沿受壓方向的等效彈性模量；？著c為各組成單元的層壓板的壓縮設(shè)計(jì)許用應(yīng)變。

另一種常見的破壞模式為長桁的壓損破壞，對(duì)于具有一個(gè)自由邊板元的壓損載荷計(jì)算公式如下：

式中：Ncu為層壓板的極限壓縮載荷，可根據(jù)材料的力學(xué)性能及鋪層等進(jìn)行估算，Ncccr為單位寬度上的軸壓壓損載荷。

3 試驗(yàn)驗(yàn)證

3.1 試驗(yàn)件

試驗(yàn)件采用直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)中典型的復(fù)合材料長桁結(jié)構(gòu)，截面形狀為T型，材料采用T300碳纖維材料，結(jié)構(gòu)鋪層為[45/0/90/0]s，選擇兩種長度的試件各6件，尺寸大小分布為300mm×48mm×24mm（長件）和140mm×48mm×24mm（短件），各板元厚度均為1.566mm，具體試件尺寸如圖1所示。

3.2 試驗(yàn)件支持狀態(tài)及加載方式

將試驗(yàn)件兩端與夾具連接，在壓力試驗(yàn)機(jī)上施加大小為10000N的軸向壓縮載荷，如圖2所示。在非加載面上布置應(yīng)變片，分布于長桁總長度的1/2、1/3和1/6處，應(yīng)變片距離試件邊緣有5mm的距離，如圖3所示。

試驗(yàn)過程中，沿著T型材的2加載邊，通過夾具對(duì)試件施加軸壓載荷，直至試驗(yàn)件破壞。在試驗(yàn)加載過程中，通過夾具上兩側(cè)的夾持螺栓、加載螺栓來保證試件的對(duì)接螺栓三個(gè)螺栓孔在同一對(duì)稱軸線上，試驗(yàn)完成后，記錄試驗(yàn)件的載荷～應(yīng)變數(shù)據(jù)。試驗(yàn)前、后照片如圖4所示。

3.3 試驗(yàn)結(jié)果分析

分別對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行測(cè)試，試驗(yàn)件的典型破壞模式如圖4中右側(cè)圖示所示。處理試驗(yàn)數(shù)據(jù)，得到試件的載荷-應(yīng)變曲線（圖5）和載荷-位移曲線（圖6）?？梢钥闯?，在加載的過程中，曲線最初近似一條直線，隨著載荷的不斷增加，當(dāng)載荷達(dá)到屈曲臨界載荷時(shí)，曲線曲率發(fā)生變化，此時(shí)，長桁試驗(yàn)件板元無支持一側(cè)逐漸發(fā)生變形以致發(fā)生翹曲，最后被壓潰，導(dǎo)致試驗(yàn)件破壞，破壞后的試驗(yàn)件斷裂。

試驗(yàn)測(cè)得長件的平均壓縮失穩(wěn)載荷為12800N，短件的平均壓縮失穩(wěn)載荷為14990N。可以看出，在截面尺寸相同的前提下，長桁長度對(duì)其壓縮失穩(wěn)載荷有所影響，長度減小，其承載能力增大，壓縮失穩(wěn)載荷增加。對(duì)于本文中所選取的試驗(yàn)件，當(dāng)長度減小大約一半時(shí)，壓縮失穩(wěn)載荷增加約14.61%。

3.4 與工程理論計(jì)算對(duì)比分析

依據(jù)理論計(jì)算公式，計(jì)算T型長桁的壓縮失穩(wěn)載荷，結(jié)果對(duì)比如表1所示。

從對(duì)比結(jié)果可以看出，長件的軸壓失穩(wěn)載荷理論計(jì)算結(jié)果為11761N，試驗(yàn)結(jié)果為12800N，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果之間存在3.6%的誤差；短件的軸壓失穩(wěn)載荷理論計(jì)算結(jié)果為12494N，試驗(yàn)結(jié)果為14990N，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果之間存在16.65%的誤差。

可以看出，無論是長件還是短件，工程理論計(jì)算的結(jié)果都小于試驗(yàn)值。也就是說，在直升機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過程中，通過工程理論計(jì)算的方法得到的結(jié)果相對(duì)保守。

表1 結(jié)果對(duì)比

4 結(jié)論

本文以某型直升機(jī)典型T型復(fù)合材料長桁結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，分別應(yīng)用工程理論計(jì)算和試驗(yàn)方法得到長桁的壓縮失穩(wěn)載荷，通過對(duì)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比分析，得到結(jié)論如下：

（1）得到典型T型復(fù)合材料長桁的壓縮失穩(wěn)載荷，長件和短件分別為12800N和14990N。

（2）T型突緣在軸壓載荷作用下，突緣中部各板元無支持一側(cè)區(qū)域向面外發(fā)生翹曲，進(jìn)而發(fā)生失穩(wěn)，最終導(dǎo)致結(jié)構(gòu)發(fā)生失穩(wěn)破壞。

（3）工程理論計(jì)算方法較為保守，對(duì)于長件和短件分別有約8.12%和16.65%的余量，因此工程理論計(jì)算方法可以安全可靠地在直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過程中應(yīng)用。

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.

[2]航空航天工業(yè)部科學(xué)技術(shù)研究院.復(fù)合材料設(shè)計(jì)手冊(cè)[M].北京：航空工業(yè)出版社，1990.

[3]楊乃賓，倪先平.直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)[M].北京：國防工業(yè)出版社，2008.