考慮脫粘的機(jī)翼復(fù)合材料結(jié)構(gòu)相似縮比型強(qiáng)度研究.pdf

1、飛機(jī)機(jī)翼風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)對(duì)飛機(jī)的飛行性能、載荷分布、強(qiáng)度校核以及結(jié)構(gòu)布局與選型等性能參數(shù)的設(shè)計(jì)有至關(guān)重要的作用，受國(guó)內(nèi)風(fēng)洞規(guī)模的限制，只能采用縮比模型實(shí)驗(yàn)，模型在風(fēng)洞中需要準(zhǔn)確地模擬出原飛機(jī)的氣動(dòng)彈性響應(yīng)特性，所以模型的設(shè)計(jì)必須根據(jù)相似性理論，確保滿足與原機(jī)翼在幾何、質(zhì)量和彈性方面均保持精確相似。傳統(tǒng)的金屬骨架縮比模型超重系數(shù)較高，難以準(zhǔn)確模擬現(xiàn)代跨音速飛機(jī)的彈性特征，機(jī)翼復(fù)合材料結(jié)構(gòu)相似縮比模型(ComSSM)可大大提高模型結(jié)構(gòu)效率、降低模型

2、結(jié)構(gòu)重量，實(shí)現(xiàn)與原機(jī)幾何外形、剛度特征和質(zhì)量分布的相似，是一種先進(jìn)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ汀?br>　　為滿足相似理論要求，ComSSM的設(shè)計(jì)和制造采用粘接形式，而不能采用機(jī)械等方式連接。從而使模型為一個(gè)粘接的空間薄壁結(jié)構(gòu)，在外載荷作用下可能發(fā)生失穩(wěn)導(dǎo)致強(qiáng)度下降;并且由于縮比后可能出現(xiàn)一些細(xì)微結(jié)構(gòu)，如翼梁緣條部分，緣條寬度過(guò)小會(huì)使梁和蒙皮的粘接面積變小導(dǎo)致粘接強(qiáng)度不足;同時(shí)模型在制造過(guò)程中可能產(chǎn)生氣泡等粘接缺陷，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的吹風(fēng)過(guò)程中也可能在粘接界

3、面形成微裂紋造成強(qiáng)度損傷，這些缺陷和損傷都將對(duì)結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度造成影響。強(qiáng)度不足則會(huì)導(dǎo)致風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)時(shí)模型提前發(fā)生破壞，使風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)失敗，并且可能損害風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，造成嚴(yán)重的經(jīng)濟(jì)損失。
　　本文面向機(jī)翼復(fù)合材料結(jié)構(gòu)相似縮比模型的強(qiáng)度問(wèn)題，以復(fù)合材料機(jī)翼盒段為研究對(duì)象，首先根據(jù)構(gòu)件材料特點(diǎn)確定了相應(yīng)的失效準(zhǔn)則，建立了含連續(xù)損傷狀態(tài)變量的材料剛度退化方案;并且在梁緣和蒙皮的高應(yīng)力集中區(qū)域的連接部位引入了界面單元反映粘接強(qiáng)度對(duì)于盒段極限承載能力的影