發(fā)布時間：2018-05-05 00:24

  本文選題：復(fù)合材料 + L型端框��； 參考：《復(fù)合材料學(xué)報》2017年08期

【摘要】：本文將某典型復(fù)合材料結(jié)構(gòu)艙體的L型端框簡化為單點(diǎn)連接的L型端框試件,通過試驗和仿真分析,對試件拉伸載荷工況下的失效形式和承載能力進(jìn)行了研究。結(jié)果表明,拉伸載荷工況下,L型端框失效形式以分層和基體破壞為主,試驗與仿真分析承載力偏差為10.1%,具有良好的一致性。依據(jù)研究結(jié)果,對復(fù)合材料L型端框設(shè)計進(jìn)行改進(jìn),通過試驗發(fā)現(xiàn),連接點(diǎn)局部粘接金屬墊片可以有效提升復(fù)合材料L型端框的拉伸承載能力。本文的研究結(jié)果可作為復(fù)合材料L型端框設(shè)計的參考。
[Abstract]:In this paper, the L-shaped end frame of a typical composite structure cabin is simplified as a single-point connected L-shaped end-frame specimen. The failure mode and load-carrying capacity of the specimen under tensile loading are studied by means of test and simulation analysis. The results show that delamination and matrix failure are the main failure modes under tensile loading, and the deviation of bearing capacity between test and simulation is 10.1, which shows good consistency. According to the research results, the design of L end frame of composite material is improved. It is found by experiment that the tensile bearing capacity of L end frame of composite material can be effectively enhanced by local bonding of metal gasket. The results of this paper can be used as a reference for the design of L-shaped end frame of composite materials.
【作者單位】： 上海宇航系統(tǒng)工程研究所;南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院;
【分類號】：TB33

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本文編號：1845361