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《復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)沖擊損傷數(shù)值模擬的損傷力學(xué)模型》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在學(xué)術(shù)論文-天天文庫(kù)。
1、航空學(xué)報(bào)Oct．252016voI37No．103054。3063ActaAeronauticaelAstronautIcaSinicaISSN1000．6893CN11．1929／Vhttp：∥hkxb．buaa．edu．cnhkxb@buaa．edu．cn復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)沖擊損傷數(shù)值模擬的損傷力學(xué)模型劉向民1，姚衛(wèi)星2一，陳方11．南京航空航天大學(xué)飛行器先進(jìn)設(shè)計(jì)技術(shù)國(guó)防重點(diǎn)學(xué)科實(shí)驗(yàn)室，南京2l00162．南京航空航天大學(xué)機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京2lool6摘要：針對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)低速?zèng)_擊損傷問題，基于連續(xù)損傷力學(xué)提出了一種
2、動(dòng)力學(xué)沖擊條件下的三維損傷數(shù)值模型。模型中區(qū)分了層內(nèi)損傷(纖維拉伸與壓縮失效、纖維間拉伸與壓縮失效)和層間分層損傷不同的失效模式。采用三維Puck失效準(zhǔn)則與考慮壓縮抑制效應(yīng)的Aymerich準(zhǔn)則對(duì)上述兩類損傷進(jìn)行判定，材料失效后基于連續(xù)損傷力學(xué)中線性軟化模型對(duì)材料損傷進(jìn)行演化。模型中考慮了復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)中子層的就位效應(yīng)和損傷分析中的“連鎖效應(yīng)”。通過對(duì)Shi的沖擊試驗(yàn)進(jìn)行數(shù)值模擬，模型預(yù)測(cè)的沖擊接觸載荷、分層形狀和尺寸與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，證明了所提出的數(shù)值模型對(duì)復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)低速?zèng)_擊損傷預(yù)測(cè)的有效性。關(guān)鍵詞：復(fù)合材料；低速?zèng)_擊；漸進(jìn)
3、損傷演化；中圖分類號(hào)：V214，8文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：APuck失效準(zhǔn)則；連鎖效應(yīng)文章編號(hào)：1000一6893(2016)10一3054—10先進(jìn)復(fù)合材料具有比強(qiáng)度和比剛度高、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)、抗疲勞性能好等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天等領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用。然而復(fù)合材料對(duì)沖擊載荷比較敏感，在低速?zèng)_擊載荷作用下，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)內(nèi)部很容易出現(xiàn)目視不可檢的基體裂紋和分層等損傷，會(huì)使層合板的強(qiáng)度削弱35％～40％[1]，嚴(yán)重影響結(jié)構(gòu)的安全使用。因此，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的沖擊損傷問題一直是國(guó)內(nèi)外學(xué)者研究的～個(gè)重要內(nèi)容?？紤]到?jīng)_擊試驗(yàn)耗時(shí)長(zhǎng)、成本高，并且無(wú)法呈現(xiàn)沖擊損傷的萌生與擴(kuò)展的全
4、過程，國(guó)內(nèi)外許多學(xué)者采用有限元技術(shù)研究低速?zèng)_擊損傷。目前，低速?zèng)_擊損傷數(shù)值模擬的有限元模型主要分為準(zhǔn)靜態(tài)模型和動(dòng)力學(xué)模型兩類。準(zhǔn)靜態(tài)模型忽略了沖擊載荷作用下結(jié)構(gòu)的慣性效應(yīng)，假設(shè)結(jié)構(gòu)在沖擊載荷作用下與最大沖擊力的靜載荷引起的應(yīng)力與應(yīng)變相同，將沖擊動(dòng)力學(xué)問題簡(jiǎn)化為靜力問題，采用靜態(tài)最大沖擊力作用于結(jié)構(gòu)進(jìn)行沖擊損傷模擬。Swanson[2]和Sun[31等認(rèn)為大質(zhì)量低速?zèng)_擊問題可以看做是準(zhǔn)靜態(tài)問題，deMoutaL4J、Wis—heart【引、張海波(61和彭文杰‘73等建立了準(zhǔn)靜態(tài)模型模擬沖擊損傷，模型計(jì)算效率高，能夠較好地預(yù)測(cè)分層形狀，但對(duì)分
5、層尺寸的預(yù)測(cè)精度有待進(jìn)一步證實(shí)。動(dòng)力學(xué)模型中建立了帶質(zhì)量和速度的沖頭模型以及沖頭與結(jié)構(gòu)之間的接觸模型，實(shí)時(shí)計(jì)算沖擊接觸載荷與結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，進(jìn)而用于收稿日期：2015．10-19；退修日期：2015—11—16；錄用日期：2015-12·17；網(wǎng)絡(luò)出版時(shí)間：2016—01—1809：28網(wǎng)絡(luò)出版地址：www．cn¨net／kcms／detail／111929V201601180928．004html基金項(xiàng)目：國(guó)家自然科學(xué)基金(11202098)*通訊作者Tef：025—84892177E—maif：wxyao@nuaaeducn爨翅格武：
6、超晦氏，然衛(wèi)星．壤方．復(fù)合材辯層合板結(jié)熱砷擊損傷數(shù)值模擬的損傷力學(xué)模型￡Jj?航空學(xué)攝，20{6．37(10)：3054-3083LIUxM，YAowX。cHENF．DarnagemechanIcsmode
7、fofsimu
8、aling{m。adres00nses0fcom00s．te
9、aminaledstmctures￡∞Act8AeronaUticaetAstronauticasinica，2016，37(10)：3054．3063．劉向民，等：復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)沖擊損傷數(shù)值模擬的損傷力學(xué)模型結(jié)構(gòu)損傷分析與演化。此模型考慮了結(jié)構(gòu)的慣性效應(yīng)
10、，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)沖擊動(dòng)力學(xué)問題的真實(shí)模擬，因此得到廣泛應(yīng)用。Choi[8]、Hou[91和徐穎‘101等基于有限元應(yīng)力建立的動(dòng)力學(xué)模型只能預(yù)測(cè)損傷的萌生，無(wú)法模擬分層損傷的擴(kuò)展行為。Aymer—ich[11]、Shi[121和朱煒毒[131等基于損傷力學(xué)建立的模型中采用連續(xù)界面元實(shí)現(xiàn)了對(duì)分層損傷萌生與擴(kuò)展的模擬，且Shi等口糾采用了基于潛在斷裂面應(yīng)力判定基體壓縮失效的Puck失效準(zhǔn)則，而后陳普會(huì)[141和Singh[15]等也將Puck失效準(zhǔn)則用于沖擊損傷預(yù)測(cè)模型中。以上大部分學(xué)者的模型未考慮層合板中子層的就位效應(yīng)，但事實(shí)上復(fù)合材料存在橫向就位
11、效應(yīng)和剪切就位效應(yīng)有堅(jiān)實(shí)的物理基礎(chǔ)，并已被廣泛認(rèn)同。此外，以上學(xué)者的動(dòng)力學(xué)模型并未對(duì)沖擊接觸時(shí)間與沖擊波傳播時(shí)間的關(guān)系進(jìn)行協(xié)調(diào)?；谝陨峡紤]，本文基于連續(xù)損傷力學(xué)提出了一種復(fù)合材
