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复合材料Ω形柱在碰撞吸能和轻量化方面具有一定的应用潜力,为研究铺层角度和加载速率对复合材料Ω形柱吸能性能的影响,开展了碳纤维复合材料Ω形柱的轴向压缩实验,深入分析了其吸能评价指标及破坏机理。主要研究内容及结果如下:进行了3种铺层角度([0/90]3s、[0/45/90/-45]3和[±45]3s)Ω形柱的准静态和动态压缩实验研究。准静态加载时,[0/90]3s和[0/45/90/-45]3铺层角度试样均表现为渐进破坏,而[±45]3s铺层角度试样表现为非稳态破坏,破坏模式的不同导致其比吸能约为前2种铺层试样的1/2;动态加载时,3种铺层角度的Ω形柱均表现为渐进破坏,且比吸能较为接近。其中,[0/90]3s和[0/45/90/-45]3铺层角度Ω形柱在动态加载时的比吸能较准静态分别降低了29.70%和20.97%,而[±45]3s比吸能较准静态提高了46.10%,破坏模式的转变是其比吸能提高的... 相似文献
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针对用Hopkinson杆试验能否准确测量聚合物动态弹性模量以及其中主要影响因素的问题,本文基于重构试样初始加载阶段的应力波反射透射过程,分别计算了6个特征时间内的前三次反射波和透射波,得到试样的应力平衡度和试样的应力应变曲线。对于所研究的聚合物材料,通过比较重构的应力应变曲线的弹性模量与输入的材料弹性模量,发现在4个特征时间后,误差仅在3%左右。因此试样变形过程中的应力平衡与否不是材料在Hopkinson杆试验中弹性模量测不准的原因。通过环氧树脂试样试验发现,根据Hopkinson杆理论计算的应变结果要大于试样上应变片实测的结果,误差在11%左右。相应的数值模拟研究发现:试样和杆子端面接触状态直接决定着试样弹性模量测量的精度。关于惯性效应和压痕效应的研究也证实它们的影响是可以忽略的。 相似文献
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黄玉珊先生是我国著名的力学家、航空航天科学家,新中国航空高等教育的奠基人.他不满14岁考入大学,不满23岁时师从国际著名力学大师铁摩辛柯获博士学位,随即义无反顾地回到战火连绵的祖国,受聘中央大学教授.新中国成立后,面对航空工业初建时期技术基础薄弱、人才储备不足、教育体系不完善的困境,他呕心沥血,鞠躬尽瘁,建立新学科,开创新局面,毕生致力于祖国航空航天教育和科技事业.他被认为是我国旧飞机疲劳定寿和延寿、损伤容限评定和新飞机损伤容限设计最早的创始人之一,也是我国飞机自激励振动研究和航天结构环境强度事业的开拓者.本文通过回顾黄玉珊先生在固体力学、航空航天结构强度领域的主要学术成果和卓越贡献,缅怀其坚定不移的报国情怀、严谨求实的治学态度、勇于开拓的创新精神、高瞻远瞩的学术视野以及求真务实的教育思想. 相似文献
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碳纤维增韧的陶瓷基复合材料在高温高应变率下的压缩力学行为 总被引:1,自引:0,他引:1
利用高温电子万能试验机和具有高温同步自组装功能的Hopkinson压杆对二维C/SiC复合材料进行了应变率为10-4~103s-1,温度为293~1273K下的单轴压缩力学性能测试。实验结果表明:二维C/SiC复合材料破坏时并未表现出典型的脆性破坏,而是在应力达到压缩强度时出现了显著的应变软化,在经历了较大的变形后才最终破坏,同时材料还表现出良好的高温承载能力及一定的温度和应变率依赖性。随着温度的升高,复合材料的压缩强度呈降低的趋势。与准静态下室温压缩时相比,材料在1273K 时的压缩强度的降低程度不超过30%,但压缩强度对应变率的敏感性随着温度的升高而增大。由于高温下试样氧化,C/SiC复合材料压缩强度对应变率的敏感性在温度为1073K时显著增大。 相似文献
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为了理解和评价YB-2航空有机玻璃在极端环境下的动态力学性能,采用电子万能试验机和分离式Hopkinson压杆对YB-2航空有机玻璃在218~373 K温度范围、10-3~3 000 s-1应变率范围内的压缩力学行为进行了研究,得到了材料的应力应变曲线。结果表明:随着温度的升高,材料的流动应力逐渐减小而破坏应变呈现增大的趋势;温度相同时,材料的流动应力随应变率的增加而增大,破坏应变随应变率的增加而减小。随着应变率的提高,材料的应变软化效应更加剧烈。基于朱-王-唐(ZWT)本构模型,得到了考虑温度效应的本构参数。结果显示,在8%应变范围内,改进的考虑温度效应的本构模型可以较为理想地表征该材料的应力应变响应。
相似文献8.
C-SiC复合材料是一种随着航空航天技术发展而研制开发的新型材料,具有优异的力学性能,可以很好地满足航天器防护系统的使用要求,因此其超高速碰撞力学性能研究具有重要意义。基于现有的有关C-SiC复合材料力学性能的实验数据和模拟结果,推导得到模拟C-SiC复合材料超高速碰撞时所需的一系列参数。利用AUTODYN进行数值模拟,获得了C-SiC复合材料双层防护结构在超高速碰撞下的特性及弹道极限曲线,总结得出预测C-SiC复合材料双层防护结构的弹道极限方程。 相似文献
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本文介绍了温度测试的基本原理和方法,以及发动机延伸管及外罩的温度场测试方法,通过双三次插值的方法得出发动机延伸管及外罩的温度场分布图。通过试验发现:延伸管的温度最高大约350~400℃,要比外罩(最高200~250℃)的温度高很多;且总体而言靠近内部(安装固定位置)的温度要比外侧偏高。比较发动机三个状态的温度分布,试验时依次进行的是巡航状态、额定状态和起飞状态,可以发现在起飞状态,由于转速较大,延伸管内的气流流速较大,因此,延伸管温度相比其他两个状态稍高,这可由分布图得到。不过,各状态温度数值上差别并不大,温度场分布也基本一致。 相似文献
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将浮动催化化学气相沉积法制备的碳纳米管膜作为碳纤维层间改性材料,采用热压成型工艺制备了碳纳米管膜/碳纤维/环氧树脂混杂复合材料,并对其进行准静态II型断裂韧性实验以及准静态和动态压缩实验。碳纳米管膜层间改性后,复合材料的II型断裂韧性比未改性材料提高约60%,扫描电镜图像显示增韧机理主要是碳纳米管对基体的桥联。压缩实验结果表明,准静态压缩下碳纳米管膜改性材料在面内和面外两个方向的压缩强度都得到一定提高,动态面外压缩时改性后材料的压缩强度提高约9%,但是动态面内压缩时压缩强度没有提高,断口形貌显示这主要是碳纳米管膜内的分层所致。 相似文献