復合材料層壓板結構剪切承載能力分析

王碧蓉 榮海波

摘 要：本文以直升機典型復合材料層壓板結構為研究對象，采用蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則，對層壓板的剪切承載能力進行計算分析。同時通過試驗測試得到結構的實際剪切承載能力，并將計算分析結果與試驗結果進行了對比分析，驗證了用蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則計算復合材料層壓板結構剪切承載能力的可行性與準確性。

關鍵詞：典型復合材料層壓板;剪切承載;蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則

中圖分類號：V215 文獻標識碼：A 文章編號：1671-2064（2020）12-0096-02

0 引言

在復合材料結構中，層壓板是一種應用廣泛的結構，由于它可制成多種結構形式，并可采用多種工藝方法成形，可設計性強，在航空航天飛行器結構中應用十分普遍[1]。當復合材料層壓板受剪切載荷時，可能發生屈曲甚至因此而引起破壞，設計中應對其屈曲載荷及承載能力進行分析計算。機身上板框中的格板、縱向構件與框之間的蒙皮，翼面上的肋腹板、長桁與肋之間的蒙皮，都可作為平板來處理，盡管蒙皮具有一定的曲率，處理成平板是偏安全的[2-3]。

本文著力于通過蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則計算復合材料層壓板的剪切承載能力，并通過試驗測試的方法驗證用蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則計算復合材料層壓板結構剪切承載能力的可行性與準確性。

1 層壓板承剪計算分析

1.1 試驗件設計

試驗件為復合材料層壓板結構，結構尺寸為500mm×500mm的典型結構試驗件，如圖1所示，試驗件鋪層為[45/0/0/45/0/45/0/45]。

1.2 試驗件承剪能力計算分析

采用殼元模擬試驗件，結構四邊簡支約束，在結構四邊施加剪流，具體如圖2所示。

復合材料鋪層的失效準則是利用基本強度剪力判別狀態下鋪層是否失效的準則，本文采用的蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則如下：

2 層壓板剪切試驗

2.1 試驗件及試驗加載

對試驗件進行剪切承載能力試驗，試驗采用四連桿機構夾具支持，通過四連桿機構的兩對角施加載荷。四連桿機構與試驗件四邊用鉚釘連接，確保四連桿機構連接螺栓與試驗件和夾具間連接鉚釘在同一條直線上，如圖4所示。

2.2 試驗測試結果

試驗件破壞圖片如圖5所示，試驗測試載荷與位移變化曲線如圖6所示。

試驗件最終沿受力方向上、下部撕裂，喪失承載能力，試驗件剪切破壞載荷為76.1kN。

3 結果分析與對比

采用蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則和試驗測試得到的復合材料層壓板結構破壞載荷對比如表2所示。

計算得試驗件試驗測試結果與蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則計算的試驗件破壞載荷相差2.5%。

4 結語

本文通過蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則對復合材料層壓板的承剪進行了計算，并進行了結構的試驗驗證，得到以下結論：

（1）復合材料層壓板在受剪切載荷時最終沿受力方向上、下部撕裂而喪失承載能力。

（2）蔡-胡（Tsai-Wu）失效準則能夠較理想的模擬結構實際破壞情況，最終得到的極限承剪能力與試驗測試結果相差2.5%。

參考文獻

[1] 中國航空研究院.復合材料結構設計手冊[M].北京：航空工業出版社，2001.

[2] 航空航天工業部科學技術研究院.復合材料設計手冊[M].北京：航空工業出版社，1990.

[3] 中國航空研究院.復合材料結構穩定性設計手冊[M].北京：航空工業出版社，2002.