复合材料工型梁承载能力试验研究

荣海波++邢益辉

摘 要：通过对复合材料工型梁进行承载能力试验研究，得到复合材料工型梁的破坏模式和破坏载荷。试验结果表明，复合材料结构件批次间离散性对其承载能力有一定的影响；而在工型梁腹板处增加T型加强角材，可以提高试验件的整体抗弯承载能力有较大提高，对直升机复合材料结构设计提供参考。

关键词：复合材料工型梁；承载能力；试验

中图分类号：V212.4 文献标志码：A 文章编号：2095-2945（2017）20-0005-03

1 概述

先进的复合材料是20世纪60年代中期问世的一種新型材料，一经出现就显示出强大的生命力。其具有比强度高、比刚度大、较好的耐腐蚀性、抗疲劳性以及较强的可设计性等一系列优点，已经在航空航天结构中获得了广泛的应用，对于结构的减重优化和性能的提高起到了非常重要的作用。先进复合材料在飞机上应用的部位和用量几乎成为衡量飞机先进性的一个重要指标[1～3]。

直升机机体结构上复合材料的应用，已占到机体结构质量的40%-80%，因此复合材料机体结构设计直接关系到直升机的总体性能。目前，在直升机结构上的应用已由次承力结构逐步过渡到主承力结构，常见的结构形式有层合板梁、框骨架等[4]。本文以典型复合材料工型梁结构为研究对象，对其承载能力进行试验研究，以期对直升机复合材料结构设计提供有价值的参考。

2 试验

2.1 试验件

试验件以典型的复合材料工型梁为基础，为带有减轻孔的工型薄壁梁，全长2000mm。试验件共有3件，其中，试验件1和2状态完全相同，试验件3在中间腹板区域粘贴了T型加强角材，如图1所示。

2.2 试验内容

试验在室温下进行，试验件采用夹具支持，两端模拟简支约束（试验件延展向自由），每端200mm区域用来设计支持夹具，约束上突缘的侧向位移，试验选择3个加载点，且各个加载点施加载荷相同，如图2所示。

试验件贴片见图3所示，应变花测量点共4个（13～16），分别在工型梁不同的腹板区域，拉压应变测量点共20个，分别测量上下突缘（1～12）、腹板加厚区（17～18）及开孔附近（19～24）的应变。变形测量点共1点，位于试验件的中间位置，即应变片5～8之间试验件的中心轴线位置，测量沿着载荷方向的位移。试验过程中根据试验要求，分别测量并记录各级载荷下各测量点的应变值和位移值。

试验分为两种状态进行，分别为定载荷试验和破坏载荷试验，试验完成后，记录试验件的载荷～应变数据。

2.3 试验结果分析

试验共进行了3组，分别按定载荷级数进行三点逐级协调加载。随着载荷的增加，试验件发出多次轻微的响声，在试验件中间位置处可以看到逐级明显的弯曲变形。当载荷逐步增加到接近破坏载荷时，试验件发出较大的声响，试验件破坏，在破坏处发生劈裂，试验后照片如图4～图6所示。各组试验的破坏载荷和位移见表1。

对测量数据进行处理，将腹板面应变花测量点应变转化为最大、最小主应变及剪应变，得到在破坏载荷状态下，试验件突缘的载荷-应变曲线、腹板孔边载荷-应变曲线以及腹板面载荷-应变曲线（图7为试件1结果）。

2.3.1 试验破坏模式

复合材料工型梁在两端简支约束（试验件延展向自由）状态下，中间下凸缘施加集中载荷，导致梁整体发生弯曲变形。当上、下突缘的层合板的轴向应力达到材料的拉伸或压缩强度时，突缘发生拉伸或压缩失效。

从载荷-应变曲线和载荷-位移曲线可以看出，随着载荷的增加，曲线以一条近似直线的曲率延长，当载荷接近破坏临界载荷时，两种曲线增长率迅速提高，随即试验件发生破坏。说明破坏前试验件一直处于弹性变形范围内，一旦进入塑性，试件很快就会发生破坏。

2.3.2 工艺的影响

试件1和2铺层和尺寸完全相同，两个试验件破坏模式相同，破坏的位置都在试验件中间加载点位置处。分别在试件1和试件2上选取相应位置的点，进行载荷-应变及载荷-位移对比，如图8所示。

从曲线可以看出，二者上、下突缘及腹板开孔周围的载荷-应变曲线重合较好，相同载荷级数下，试件2比试件1应变稍小，而腹板处曲线差异相对突缘来说大一些，越接近破坏载荷曲线曲率差异越大。从表1可以看出，试件1和试件2的破坏载荷分别为7600N和7200N，误差为5%左右；破坏时位移分别为25.2mm和24.4mm，误差为3%。说明复合材料结构件工艺及加工等生产过程对其承载能力有一定的影响。

2.3.3 T型加强件的影响

试件3在试件1、2的基础上，在三个加载点上方的腹板处各增加了一个T型加强角材。从试验件破坏模式可以看出，试件1、2的破坏位置在中间加载点处，上、下突缘发生拉、压破坏，而试件3中间加载点处并未发生破坏，在加载点最近处的开孔上下发生了断裂。说明T型加强角材的增加，使中间腹板处承载能力提高，而近处的开孔导致腹板变弱，成为整个结构的最薄弱位置。从表1可看出，试件3的破坏载荷为9400N，破坏时位移为31.6mm，比未加强试件承载能力提高了27%左右。

3 结束语

本文以典型复合材料工型梁结构为研究对象，对其承载能力进行试验研究，通过对3个试验件的试验结果进行对比分析，得到如下结论：

（1）工型梁在中部弯曲载荷作用下，上、下突缘分别承受拉、压载荷，当其轴向应力达到材料的拉伸或压缩强度时，突缘发生拉伸或压缩失效，结构发生破坏。通过试验得到了典型工型复合材料梁的抗弯承载能力，分别为7200N、7400N和9400N。

（2）复合材料工艺及加工等生产过程对其承载能力有一定的影响。

（3）在工型梁腹板处增加T型加强角材，可以提高试验件的整体抗弯承载能力。

参考文献：

[1]中国航空研究院.复合材料结构设计手册[M].北京：航空工业出版社，2001.

[2]飞机设计手册总编委会.飞机设计手册[M].北京：航空工业出版社，2000.

[3]中国航空研究院.复合材料结构稳定性分析指南[M].北京：航空工业出版社，2002.

[4]杨乃宾，倪先平.直升机复合材料结构设计[M].北京：国防工业出版社，2008.