摘要
复合材料夹层结构由于其轻量化、高比强度、高比模量、优良的吸能性能及可设计性等优点，在航空航天领域已成为重点研究的对象。作为通用飞机机身主承力结构，复合材料蜂窝夹层结构在面内载荷作用下容易发生屈曲失稳现象，进而导致夹层结构在达到极限载荷前提前失效。目前国内外学者大多基于ASTM或ISO标准试验方法，研究了小尺寸复合材料蜂窝夹层结构的屈曲稳定性性能，忽略了夹层结构尺寸效应。已有研究表明:基于小尺寸的试验和仿真分析模型并未充分考虑结构的整体稳定性，并不能完全反应其宏观力学行为。因此，研究更能真实反映实际结构力学性能的大尺寸复合材料夹层结构的屈曲稳定性具有重要的意义。 本文针对某通用飞机机身复合材料蜂窝夹层结构，研究大尺寸复合材料蜂窝夹层结构轴向压缩和面内剪切试验测试方法，从复合材料面板细观力学性能与宏观刚度理论关系入手，推导蜂窝夹层结构屈曲失稳载荷计算公式，建立复合材料蜂窝夹层结构面内载荷下屈曲失稳的宏细观数值分析模型，为复合材料蜂窝夹层结构在通用飞机机身结构上的应用提供依据。 本文利用试验测试手段对复合材料蜂窝夹层结构在轴向压缩和面内剪切载荷作用下的力学性能进行了详细的研究。基于真实通用飞机机身复合材料夹层结构，采用热压罐成型与二次胶结技术制备了大尺寸复合材料蜂窝夹层结构试验测试样件，设计制备了轴向压缩和面内剪切专用测试夹具;采用挠度计、应变片与DIC全场应变测量系统对夹层结构在压缩和剪切试验条件下的应变场进行测量和对比，验证了本文夹具设计和试验方案的合理性;获得了复合材料蜂窝夹层结构在轴向压缩和面内剪切试验下的应变场数据、屈曲失稳载荷及破坏模式，为后续的理论和有限元分析奠定了试验基础。 基于改进通用单胞模型，建立复合材料宏观力学刚度与细观组分材料性能的关联，运用ABAQUS有限元分析软件用户子程序，通过定义材料损伤准则与刚度退化准则，建立了复合材料开孔结构损伤分析宏细观数值模型;通过单向板开孔拉伸试验验证了本文宏细观理论及有限元模型的有效性，有限元预测的应力.应变关系、极限载荷与破坏模式与试验结果吻合良好;根据夹层结构屈曲失稳失效模式，研究了夹层结构应力分析方法，基于单胞理论模型得到的复合材料面板刚度，研究了复合材料蜂窝夹层结构在压缩和剪切载荷下屈曲失稳载荷理论预报方法。 基于改进单胞理论模型，建立复合材料蜂窝夹层结构压缩载荷下的损伤与屈曲稳定性数值分析模型，研究复合材料蜂窝夹层结构的位移、应变、屈曲失稳载荷及失效模式，并与试验、理论结果进行了比较。有限元分析的压缩屈曲模态与试验破坏现象吻合，有限元预测的屈曲失稳载荷、结构损伤与实际破坏模式一致;通过有限元分析可知，复合材料蜂窝夹层结构破坏载荷稍大于屈曲失稳载荷，揭示了复合材料蜂窝夹层结构在轴向压缩载荷作用下破坏方式。 基于P单元与H单元分析方法，建立了面内剪切载荷下蜂窝夹层结构屈曲有限元分析模型;通过与试验剪切载荷与位移曲线、载荷与应变曲线、应变场分布等结果进行比较，验证了有限元方法的有效性，有限元法在预测应变、变形等宏观力学信息更为准确;研究了复合材料面板铺层顺序对夹层结构屈曲失稳载荷的影响。
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