[發明專利]一種拉壓剪復合載荷作用的加筋壁板失效預測方法

有效

• 申請號: 202010725125.6
• 申請日: 2020-07-24
• 公開（公告）號: CN111948044B
• 公開（公告）日: 2021-11-19
• 發明（設計）人: 王彬文;陳向明;王喆;成李南;楊鈞超;柴亞南
• 申請（專利權）人: 中國飛機強度研究所
• 主分類號: G01N3/08
• 分類號: G01N3/08;G01N3/24;G06F17/12
• 代理公司: 北京航信高科知識產權代理事務所(普通合伙) 11526
• 代理人: 劉傳準

本申請屬于飛機結構強度設計領域，涉及一種拉壓剪復合載荷作用的加筋壁板失效預測方法，所述方法包括：獲得由拉壓載荷分量一次項、拉壓載荷分量二次項以及剪切載荷分量二次項組成的冪級失效方程；獲取單純剪切載荷作用下的剪切失效臨界載荷，計算剪切載荷分量二次項的系數；求解拉壓載荷分量一次項的系數及拉壓載荷分量二次項的系數；基于由所述剪切載荷分量二次項的系數、所述拉壓載荷分量一次項的系數及所述拉壓載荷分量二次項的系數構成的冪級失效方程來對加筋壁板進行失效預測。本申請僅需軸向壓縮、拉伸及剪切的單一載荷試驗數據即可完成對任意比例的軸向載荷和剪切載荷作用下的壁板結構失效載荷的預測。極大地提高了設計效率，準確度高。

技術領域

本申請屬于飛機結構強度設計領域，特別涉及一種拉壓剪復合載荷作用的加筋壁板失效預測方法。

背景技術

復合材料以其出色的減重特性、獨特的材料可設計性和良好的工藝性，愈來愈多地被應用于航空飛行器結構中。但由于技術水平的不完善，設計準則的過于保守，復合材料結構的減重效果并不理想，特別是對于壁板穩定性結構。飛機機體通常采用的薄壁加筋壁板結構具有很長的后屈曲承載歷程，亞音速飛機機翼金屬加筋壁板的蒙皮通常允許在極限載荷的50%左右發生局部屈曲，但目前的飛機復合材料加筋壁板結構設計準則基本上都不允許在限制載荷以下出現蒙皮屈曲。因而，解決復合材料壁板后屈曲設計技術問題是復合材料結構進一步減重的有效途徑，并且在該技術領域已經開展了十多年的專題研究。在剪切或壓縮載荷下的復合材料加筋壁板屈曲與后屈曲試驗與分析已經開展了很多研究，并且取得了很好的效果。但飛機壁板結構真實的受力狀態一般不會是單一的壓縮或剪切，而是復合載荷狀態。比如，機翼的上蒙皮主要承受壓縮-剪切復合載荷，而下蒙皮則主要承受拉伸-剪切復合載荷，機身壁板也同樣存在這樣的復合載荷狀態。壓縮-剪切復合載荷狀態無疑是對結構穩定性最嚴酷的考驗，因此，國內外學者希望尋求一種相關方程來預測結構在不同比例復合載荷下作用下的承載能力。

對于考慮后屈曲設計的復合材料加筋壁板結構，除了需要快速計算復合載荷下的屈曲載荷相關曲線外，還需要知道失效包線。然而，失效包線主要是通過雙軸試驗或有限元模擬得到，目前還沒有一種復合載荷下的失效相關方程能夠較為準確地描述失效包線。

發明內容

為了解決上述技術問題，本申請針對承受軸向拉伸/壓縮和面內剪切復合載荷作用的加筋壁板結構，構建了一種可以準確預測失效載荷的相關方程。

本申請提供拉壓剪復合載荷作用的加筋壁板失效預測方法包括：

步驟S1、獲得由拉壓載荷分量一次項、拉壓載荷分量二次項以及剪切載荷分量二次項組成的冪級失效方程，所述冪級失效方程為一時表示結構達到了起始損傷臨界狀態；

步驟S2、獲取單純剪切載荷作用下的剪切失效臨界載荷，帶入所述冪級失效方程，計算所述剪切載荷分量二次項的系數；

步驟S3、將由軸向載荷的單獨作用下的冪級失效方程轉變為一元二次方程，根據加筋壁板在軸向載荷作用下的失效機制，確定所述一元二次方程的正解為拉伸失效載荷，負解為壓縮失效載荷，獲取拉伸失效載荷及壓縮失效載荷，根據韋達定理求解所述拉壓載荷分量一次項的系數及所述拉壓載荷分量二次項的系數；

步驟S4、基于由所述剪切載荷分量二次項的系數、所述拉壓載荷分量一次項的系數及所述拉壓載荷分量二次項的系數構成的冪級失效方程來對加筋壁板進行失效預測。

優選的是，獲得所述冪級失效方程包括：

步驟S11、將由拉壓載荷和剪切載荷形成的失效相關函數展開，獲得由拉壓載荷分量和剪切載荷分量組成的冪級數形式函數；

步驟S12、通過舍去三次以上的高階項來簡化所述冪級數形式函數；