張浩宇，　何宇廷，　馮　宇，　譚翔飛，　鄭　潔

(1.空軍工程大學 航空航天工程學院，西安 710038; 2.中航工業(yè)第一飛機設計研究院，西安 710089)

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先進復合材料薄壁加筋板軸壓屈曲特性及后屈曲承載性能

張浩宇1，何宇廷1，馮宇1，譚翔飛1，鄭潔2

(1.空軍工程大學 航空航天工程學院，西安 710038; 2.中航工業(yè)第一飛機設計研究院，西安 710089)

對國產(chǎn)先進復合材料薄壁加筋板結構進行了軸向壓縮試驗。通過監(jiān)測典型位置的應變和離面位移，研究了該型加筋板的軸壓屈曲及后屈曲性能。應用工程算法對試驗件的蒙皮初始屈曲載荷和屈曲模態(tài)進行了預測，試驗結果表明，該型加筋板的軸壓屈曲形式依次是筋條間蒙皮的初始屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋條的柱屈曲；蒙皮發(fā)生屈曲后，蒙皮承擔的部分載荷轉移至筋條,使筋條成為主要承力部分，當筋條發(fā)生斷裂后，試驗件迅速整體破壞；其破壞載荷平均值為482.67 kN，屈曲載荷的平均值為204 kN，前者為后者的2.37倍，說明該型結構具有很大的后屈曲承載空間。

復合材料；加筋壁板；屈曲載荷；屈曲模態(tài)；后屈曲

碳纖維增強復合材料由于具有比剛度大、比強度高、抗疲勞性能好、可設計性強、易于整體成形等諸多優(yōu)點[1]，從20世紀60年代初開始，在航空航天工程、汽車工程、核工程等領域中得到了廣泛應用[2]。在結構設計中，相較于純板結構，加筋板具有提高板結構效能的優(yōu)點，被廣泛應用于飛機的機翼、尾翼、梁腹板、機身蒙皮等結構中。

在飛機實際服役使用過程中，壓縮載荷是這些部位承受的一種常見的工況載荷[3]，當薄壁加筋板結構在承受壓縮作用時，首先發(fā)生蒙皮的局部屈曲，但是屈曲后的加筋板仍然具有較髙的后屈曲承載能力，具有可觀的后屈曲承載潛力[4-5]，因此可以利用后屈曲承載潛力來提高結構的承載能力從而達到減重的目的，這在“為減少每一克重量而奮斗”的飛機結構強度設計領域具有重要意義。金屬材料加筋板結構的后屈曲強度已經(jīng)被廣泛應用于結構設計中[6]，而復合材料由于本身具有的較大分散性，加之國內(nèi)生產(chǎn)工藝較國外相比還比較粗獷，因此設計人員對復合材料加筋板的后屈曲承載能力計算及驗證仍然信心不足，導致結構設計過程中沒有充分的利用后屈曲承載潛力。所以為了提高結構的減重效益,保證結構的使用安全,充分發(fā)揮結構的使用效率, 為復合材料加筋板在新型飛機結構的應用提供堅實的基礎，當前迫切需要研究先進復合材料加筋板的屈曲與后屈曲行為及相關承載特性。

復合材料加筋板的屈曲及后屈曲問題一直是國內(nèi)外學者關注的重點。Atevens等[7]開展了工字型筋條復合材料加筋板壓縮試驗研究，試驗結果表明，加筋板結構的破壞形式主要是筋條的斷裂與脫粘、壁板的撕裂。加筋板結構有較強的后屈曲承載能力，試驗中加筋板的破壞載荷是壓縮屈曲載荷的4倍以上。因為筋條是加筋板的主要承載部位，所以在筋條發(fā)生斷裂與脫粘后，加筋板結構迅速坍塌，失去承載能力。劉璐等[8]在對含不同脫膠缺陷工型筋條的復合材料加筋板進行壓縮試驗基礎上，利用 ABAQUS軟件建立有限元(FE)模型，依次進行了屈曲及后屈曲過程的數(shù)值模擬。屈曲分析用于獲得試驗件的失穩(wěn)載荷及模態(tài)，在后屈曲分析中將失穩(wěn)波形以幾何擾動的形式引入FE模型，最終計算結果與試驗結果基本吻合，表明該模型可以用于復合材料加筋板屈曲及后屈曲性能的預測。楊帆等[9]采用Riks 弧長法，結合材料彈塑性理論對鋁合金整體加筋壁板軸壓加載后的屈曲破壞過程、傳載機制、極限載荷進行了研究?？妆蟮萚10]采用商業(yè)有限元軟件 ABAQUS建立了加筋板有限元模型，研究了復合材料整體加筋板的軸壓后屈曲失效評估方法，即“整體-局部”法。XU等[11]分別通過試驗與有限元方法研究了金屬加筋板結構的寬度尺寸對結構屈曲及承載能力的影響，并研究了組合加載條件下邊界條件和幾何尺寸對加筋板結構屈曲及承載能力的影響。PEVZNER等[12]利用等效寬度法分析了 T 型、刃型和工字型加筋曲板的局部屈曲載荷和后屈曲階段的破壞載荷，并編寫了計算程序，但不能計算整體屈曲情況下的屈曲載荷和破壞載荷。

本工作選取典型國產(chǎn)先進復合材料工型筋條加筋板結構進行研究，首先利用工程算法對蒙皮初始屈曲載荷進行了估算，然后利用靜力試驗系統(tǒng)對3件加筋板試驗件進行了軸向壓縮試驗，得到了試驗件的蒙皮局部屈曲載荷、屈曲模態(tài)、極限承載載荷以及典型位置的應變值和離面位移，并對該型復合材料加筋板結構的屈曲性能、后屈曲承載能力、失效形式等進行了分析。

1　試驗對象與方法

1.1試驗對象

選取4根筋條(4個壁板典型剖面)作為試驗對象，一個典型肋距試驗段形式的復合材料加筋板，筋條剖面為工型，試驗件外端適當延長，作為其過渡段和加載段，端部設置金屬盒并進行灌膠處理，以保證試驗件受載均勻并有效避免端部被壓潰[13]。試驗件基本尺寸如圖1所示，其中支撐刀口間距L為試驗件的有效工作段長度，即一個典型肋距(550mm)。加筋板試驗件所用的材料為高溫固化環(huán)氧碳纖維單向帶BA9916-Ⅱ/HF10A-3K和碳纖維斜紋織物BA9916-Ⅱ/HFW220TA。BA9916-Ⅱ/ HFW220TA碳纖維斜紋織物的單層厚度為0.23 mm，BA9916-Ⅱ/HF10A-3K的單層厚度為0.125 mm?？椢锱c單向帶材料屬性參數(shù)見表1。根據(jù)加筋板筋條的制造成型方式[14]，可將試驗件劃分為圖1所示的4個區(qū)域(不同區(qū)域以虛線隔開并以Ⅰ-Ⅳ標明)，各區(qū)域的鋪層方式及其選用材料如表2所示。筋條拐角處有一個三角形區(qū)域，由于在成型中樹脂和纖維不能充分地分布其中，這樣在成型的過程中會形成一定的空域。因此為了提高承載能力，成型時在三角形區(qū)域內(nèi)填充單向帶以提高試驗件的拉脫強度，單向帶也采用BA9916-Ⅱ/HF10A-3K，單層厚度均為 0.125 mm。

圖1　　　　復合材料加筋板試驗件示意圖　　　　(a)試驗件及測點；(b)筋條Fig.1　　　　Schematic diagram of the composite stiffened panel specimen(a)basic configuration of specimen and distribution of measure point;(b)detail dimensions of cross section of stiffener

本工作共設3件試驗件，編號S1，S2，S3，并分別對其進行軸壓承載能力試驗。

1.2試驗方法

試驗在結構靜力試驗系統(tǒng)進行，最大承載量為±3 000 kN，系統(tǒng)工作精度為±0.2%。在試驗件典型位置蒙皮兩側對應位置布置9對電阻式應變計，測量加載過程中試驗件的變形情況，應變計粘貼位置及編號情況如圖1所示，編號A1-A9及a1-a9，其中A表示應變計位于筋條一側，a表示位于蒙皮一側，對應位置的數(shù)字編號相同。加筋板在發(fā)生失穩(wěn)后，蒙皮會產(chǎn)生明顯的面外變形，所以在試驗件的蒙皮一側設置拉線式位移傳感器，監(jiān)測失穩(wěn)后試驗件蒙皮關鍵位置的面外撓度，位移傳感器位置如圖1所示，編號為B1-B5。試驗件軸向壓縮形變由試驗加載系統(tǒng)自動測量。

試驗加載系統(tǒng)及夾持系統(tǒng)如圖2所示，試驗件一端固定，一端加載，為模擬翼肋支撐作用，在試驗件上下過渡段設置刀口夾持，位置如圖1所示，試驗件非承載邊自由。為保證壓縮傳載均勻，首先進行小載荷預實驗，通過測量和分析應變來調(diào)整試驗件及夾具的安裝位置，確保試驗加載的壓心通過試驗件的形心，具體要求是加筋板前后對稱位置的應變相差在±8%以內(nèi)。試驗采用分級加載的方式，具體的加載步驟是：按18 kN的級差逐級加載至234 kN，再按7 kN的級差逐級加載至360 kN后，按4 kN的級差逐級加載直至破壞，逐級進行應變測量和位移測量。

表1　加筋板中單向帶及平紋織物的材料性能

表2　加筋板的鋪層方式及其選用材料

圖2　試驗加載系統(tǒng)及夾持系統(tǒng)Fig.2　Experimental fixture and loading mode

2　局部屈曲載荷計算

圖隨m的變化Fig.3　Variation of with m

3　試驗現(xiàn)象與結果

3.1試驗現(xiàn)象

3件試驗件在加載過程中的現(xiàn)象較為相似，故以S1為例詳細描述試驗現(xiàn)象。

1.2 形成評價指標草案 在回顧文獻和理論分析的基礎上，查閱?？谱o士培訓用書《康復?？谱o士實踐手冊》《實用專科護士叢書-康復科分冊》及美國康復護理協(xié)會官網(wǎng)上的相關文件，形成康復?？谱o士核心能力評價指標雛形，通過專家會議法對指標進行修改，并結合康復護理發(fā)展現(xiàn)狀及患者需求，最終形成康復?？谱o士核心能力評價指標初稿，包括8個一級指標、21個二級指標和71個三級指標[7-8]。

載荷小于198 kN時無明顯可目測實驗現(xiàn)象，隨著軸壓載荷的進一步增加，觀察發(fā)現(xiàn)各筋條間蒙皮對試驗環(huán)境中的光線反射發(fā)生變化，開始出現(xiàn)大小不一的多個光斑(如圖4所示)，表明該加筋板已發(fā)生蒙皮局部屈曲失穩(wěn)現(xiàn)象，圖中圓圈內(nèi)的光斑區(qū)域是由蒙皮向筋條一側彎曲凸起引起光線反射產(chǎn)生的[16]，試驗件的三個筋條間區(qū)域各產(chǎn)生兩個光斑，A4，A2位置所在蒙皮區(qū)域的光斑(凸起部位)在偏中下部(加載端)，A5位置所在蒙皮區(qū)域的亮斑(凸起部位)在偏中上部(固定端)。由光斑確定此時試驗件筋條間蒙皮的屈曲半波數(shù)為4，這與上文中工程算法的預測結果相吻合。同時可以觀察到非承載邊蒙皮也發(fā)生了屈曲，產(chǎn)生光斑。

圖4　S1試驗件加筋板屈曲形式Fig.4　Buckling patterns of specimen S1

載荷繼續(xù)增加，觀察到試驗件反射光斑逐漸增大，可知蒙皮的局部屈曲逐漸嚴重。載荷達到424 kN時，試驗件發(fā)出一聲脆響。載荷達到460 kN時，試驗件發(fā)出較大的聲響，但持續(xù)30 s后仍能繼續(xù)承載。當載荷增大到488 kN時，發(fā)出巨大的脆響，蒙皮與筋條發(fā)生脫粘，筋條發(fā)生斷裂破壞，蒙皮無法承受巨大載荷，加筋板迅速垮塌。試驗件發(fā)生整體破壞，已不能承受繼續(xù)載荷，試驗結束。

對破壞后的試驗件進行觀察，如圖5所示，筋條全部折斷，筋條腹板和上緣條損傷嚴重，試驗件蒙皮平行于寬度方向折斷，并伴隨部分碎片剝落。筋條與蒙皮間明顯可見大面積脫粘。各筋條的破壞部位均靠近中間部位，筋條的纖維出現(xiàn)較大的交錯，可知筋條先于蒙皮發(fā)生了破壞。蒙皮的穿透裂紋位置與筋條斷裂位置相對應，且呈現(xiàn)明顯的連續(xù)性，部分位置蒙皮分層后產(chǎn)生鼓包。

圖6　S2試驗件破壞形貌(a)和S3試驗件破壞形貌(b)Fig.6　Failure modes of specimen S2 (a) and failure modes of specimen S3 (b)

S1，S2，S3試驗件的破壞形貌基本相同，主要是筋條的斷裂、脫粘，蒙皮的分層、撕裂、鼓包以及復合材料纖維的斷裂和基體的破碎。

3.2試驗件的屈曲特性

圖7(a)～(d)是S1試驗件的應變隨壓縮載荷的變化趨勢，壓縮應變?yōu)樨撝?，拉伸應變?yōu)檎?。從圖7(a)～(c)可看出，當載荷小于198 kN時，蒙皮各處的應變呈現(xiàn)線性一致的變化趨勢，在此階段試驗件發(fā)生加載方向上均勻的壓縮變形；載荷大于198 kN之后應變發(fā)生了不一致的變化趨勢，試驗件發(fā)生了蒙皮局部屈曲失穩(wěn)現(xiàn)象，屈曲載荷為198 kN。

圖7(a)顯示了發(fā)生屈曲失穩(wěn)后，應變曲線出現(xiàn)“分叉”，a2位置蒙皮應變值由負值變化成為正值，由壓縮變形轉變?yōu)槔熳冃?，且拉伸形變不斷增大；同時與其對稱的A2位置壓縮應變值不斷增大，應變變化情況在趨勢上對稱，表明A2，a2位置蒙皮的變形情況為向壁板一側凸起。圖7(b)顯示了發(fā)生屈曲失穩(wěn)后，A1位置蒙皮應變值由負值逐漸變化成為正值，而a1位置蒙皮的壓縮應變值不斷增大，變形情況與A2，a2位置蒙皮的相反，向筋條一側凸起；而A3，a3處的蒙皮在發(fā)生屈曲失穩(wěn)后，蒙皮的變形情況為向筋條一側凸起，但在載荷大于424 kN之后，應變的變化趨勢再次發(fā)生突變，出現(xiàn)第二次“分叉”，A3位置蒙皮應變值轉而開始變大，而a3位置蒙皮的應變值開始減小，表明此時該處局部蒙皮屈曲形式改變，蒙皮變?yōu)橄虮诎逡粋韧蛊?，這與上文中424 kN時試驗件發(fā)出脆響的現(xiàn)象吻合。這是由于屈曲后蒙皮發(fā)生較大彎曲變形，筋條和蒙皮的剛度相差很大，造成筋條和蒙皮脫膠，脫膠會使相鄰區(qū)域連成一片，使試件原有的屈曲模態(tài)發(fā)生變化，發(fā)生第二次屈曲[17]。圖7(c)顯示了在達到屈曲載荷后，曲線出現(xiàn)與圖7(b)相似的“交叉”現(xiàn)象，A4，A5，a2處應變由壓縮變形逐漸轉變?yōu)槔熳冃?，a4，a5，A2處壓縮應變值不斷增大，表明A2，a2位置蒙皮的變形情況為向壁板一側凸起，A4，a4，A5，a5位置蒙皮的變形情況為向壁板一側凸起，中截面蒙皮的變形情況如圖7(e)所示。同時發(fā)現(xiàn)中截面蒙皮三個位置的拉伸應變變化趨勢較為一致，而壓縮應變的變化趨勢較為分散。

圖7(d)顯示發(fā)生屈曲失穩(wěn)后，隨著載荷不斷增大，A6，A7，A8，A9，a6，a7，a8，a9位置仍保持壓縮形變不斷增大，但應變數(shù)據(jù)發(fā)生分散，原因是筋條下緣條與蒙皮相連，蒙皮上的彎矩將引起筋條扭轉，蒙皮失穩(wěn)后筋條上的應變值在彎矩作用下出現(xiàn)偏折；當壓縮載荷繼續(xù)增大，趨近破壞載荷時，A6,A7,A8,A9,a6,a7,a8,a9位置應變-載荷曲線先后出現(xiàn)了對應位置應變曲線的“分叉”現(xiàn)象，表明此時試驗件的承載能力已接近極限，4根筋條先后發(fā)生了柱屈曲現(xiàn)象，隨后試驗件迅速破壞，這與前文中試驗件臨近破壞時發(fā)出較大聲響的現(xiàn)象吻合。分析應變數(shù)值可知，相比蒙皮位置的壓縮應變值，筋條位置的壓縮應變值更大，變形情況更加嚴重，因此后屈曲階段加筋板的筋條承受主要載荷。

圖7　　　　S1試驗件應變-載荷曲線及中截面蒙皮變形　(a) A2，a2位置;(b) A1,a1,A2,a2,A3,a3位置; (c) A4,a4,A2,a2, A5,a5位置; (d) A6,a6,A7,a7,A8,a8,A9,a9位置; (e) 中截面壁板變形Fig.7　　　　Strain-compressive load curves and mid-panel defection of S1　(a) positions A2,a2; (b) positions A1,a1,A2,a2, A3,a3; (c) positions A4,a4,A2,a2, A5,a5; (d) positions A6,a6,A7,a7,A8,a8,A9,a9; (e) deflection of middle panel

綜上分析，S1試驗件的主要屈曲形式按照出現(xiàn)的先后順序依次是筋條間蒙皮的屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋條的柱屈曲。

圖8(a)～(d)是S2,S3試驗件的應變隨壓縮載荷的變化趨勢。發(fā)現(xiàn)S2試驗件的屈曲失穩(wěn)載荷為198 kN, S3試驗件的屈曲失穩(wěn)載荷為216 kN, 與S1試驗件相近。S2,S3試驗件的各位置蒙皮的彎曲變形情況與S1對應位置相同。S2,S3試驗件在軸壓載荷繼續(xù)增大時也發(fā)生了與S1試驗件相似的A3,a3位置蒙皮的二次屈曲，隨著載荷進一步增大，S2,S3試驗件的各筋條都發(fā)生了與S1試驗件相似的柱屈曲現(xiàn)象，且隨后試驗件迅速破壞。綜上可知，本次試驗的三件復合材料加筋板試驗件的軸壓屈曲形式按發(fā)生的先后順序依次是筋條間蒙皮的初始屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋條的柱屈曲。

圖8　　　　S2，S3試驗件應變-載荷曲線及中截面蒙皮變形　(a) S2試驗件A4，a4，A2，a2，A5，a5位置; (b) S3試驗件A4，a4，A2，a2， A5，a5位置；(c) S2試驗件A1,a1,A2,a2, A3,a3位置;(d) S3試驗件A1，a1，A2，a2，A3，a3位置；(e) S2試驗件A6，a6，A7，a7，A8，a8，A9，a9位置；(f) S3試驗件A6，a6，A7，a7，A8，a8，A9，a9位置Fig.8　Strain-compressive load curves of S2, S3　(a) positions A4,a4,A2,a2,A5,a5 of S2; (b) positions A4,a4,A2,a2, A5,a5 of S3; (c) positions A1,a1,A2,a2, A3,a3 of S2; (d) positions A1,a1,A2,a2, A3,a3 of S3; (e) positions A6,a6,A7,a7,A8,a8,A9,a9 of S2; (f) positions A6,a6,A7,a7,A8,a8,A9,a9 of S3

圖9為S1，S2，S3試驗件軸向壓縮形變隨壓縮載荷的變化趨勢，曲線呈現(xiàn)“三段式”發(fā)展。使用ORIGIN軟件分別對各試驗件軸向壓縮形變隨壓縮載荷的變化的三個階段進行線性擬合，擬合得出的各段直線斜率即為試驗件的整體剛度，擬合結果如表3所示。壓縮載荷小于屈曲載荷時，試驗件發(fā)生軸向均勻的壓縮變形，軸向壓縮形變隨載荷增大而線性增加，試驗件整體剛度的平均值為108863.02 N/mm；載荷大于屈曲載荷后，試驗件剛度發(fā)生折減，該階段曲線與前一階段相比更為平緩，試驗件的整體剛度的平均值為58247.28 N/mm；而接近破壞載荷時，試驗件筋條已發(fā)生柱屈曲，試驗件已很不穩(wěn)定，試驗件剛度再次折減，曲線斜率進一步減小，試驗件的整體剛度的平均值降低為25 947.33 N/mm，相對于初始階段，整體剛度衰減達76.17%。

圖9　S1、S2、S3試驗件軸向壓縮形變-載荷曲線Fig.9　Compressive load-Shortening curves

Specimenstiffnessofstage1/(N·mm-1)Stiffnessofstage2/(N·mm-1)Stiffnessofstage3/(N·mm-1)S1106080.5663214.4920518.24S2109820.6360669.6423523.68S3110687.8650857.733800.08

圖10　S1試驗件離面位移-載荷曲線Fig.10　　　　Out-of-plane displacements-load curves of S1 specimen

圖10為S1試驗件蒙皮一側的離面位移隨壓縮載荷的變化趨勢。離面位移向筋條一側凸起為負，向蒙皮一側凸起為正。出于保護測量傳感器的考慮，在載荷大于400 kN時，沒有繼續(xù)測量離面位移。圖中顯示壓縮載荷小于屈曲載荷198 kN時，離面位移幾乎為0。壓縮載荷大于198 kN后，試驗件發(fā)生屈曲失穩(wěn)，各測點蒙皮離面位移迅速增加，B1，B3，B4，B5測點位置向筋條一側凸起變形，但位移-載荷曲線發(fā)生分散，不同筋條對蒙皮在彎曲方向上不同的支持剛度是造成上述現(xiàn)象的主要原因；而B2位置向壁板一側凸起，出現(xiàn)“分叉”現(xiàn)象。

S2,S3試驗件蒙皮一側的離面位移隨壓縮載荷的變化趨勢與S1試驗件的變化趨勢基本相同。S1,S2,S3試驗件由各測點離面位移確定的蒙皮變形情況與試驗過程中由“光斑”確定的蒙皮不同位置凸起情況以及由應變曲線確定的蒙皮變形情況相吻合。

3.3試驗件的后屈曲承載能力

將試驗得到的S1、S2、S3試驗件的初始屈曲載荷、極限承載載荷以及屈曲載荷的計算值列于表4，其中e1=(屈曲載荷試驗平均值-屈曲載荷計算值)/屈曲載荷試驗平均值，可知試驗數(shù)據(jù)的分散性較小，加筋板試驗件屈曲載荷試驗平均值為204 kN，極限承載載荷即破壞載荷的平均值為482.67 kN，后者是前者的2.37倍，表明該型先進復合材料加筋板具有較高的后屈曲承載能力。e1=14.16%，表明式(1)的蒙皮局部屈曲載荷計算方法對于工程應用具有參考價值。

復合材料加筋板軸壓試驗過程可劃分為四個階段：第一階段為從試驗開始到筋條間蒙皮的初始屈曲, 試驗件整體剛度的平均值為108863.02 N/mm；第二階段是從試件屈曲到部分位置蒙皮的二次屈曲，試驗件的整體剛度沒有明顯變化；第三階段是從部分位置蒙皮的二次屈曲到各筋條先后發(fā)生柱屈曲，試驗件整體剛度的平均值為58247.28 N/mm；第四階段是從筋條的柱屈曲到達到極限承載能力而發(fā)生破壞，試驗件整體剛度的平均值為25 947.33 N/mm。試驗件筋條、蒙皮的狀態(tài)和加工質(zhì)量對試驗件的屈曲特性尤其是后屈曲承載能力具有重要影響[18-19]。

表4　加筋板試驗及計算結果

4　結論

(1)對典型國產(chǎn)先進復合材料工型筋條加筋板試驗件進行了軸壓極限承載能力試驗，確定了試驗件的軸壓屈曲形式主要是筋條間蒙皮的初始屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋條的柱屈曲，獲得了蒙皮初始屈曲載荷和試驗件極限承載載荷。該型復合材料薄壁加筋板結構軸壓破壞的形貌主要是筋條的斷裂、脫粘，蒙皮的分層、撕裂、鼓包以及復合材料纖維的斷裂和基體的破碎。

(2)該型復合材料薄壁加筋板結構在軸壓載荷下其極限承載載荷即破壞載荷平均值為482.67 kN，屈曲載荷的試驗平均值為204 kN，最終破壞載荷為屈曲載荷的2.37倍，具有很大后屈曲承載空間，因此對于復合材料薄壁加筋板結構采用后屈曲設計是一種充分利用加筋板后屈曲承載潛力的合理設計方法。

(3)采用工程算法對復合材料薄壁加筋板結構的蒙皮初始屈曲載荷和屈曲模態(tài)進行了預測，計算值和試驗值吻合較好。

(4)蒙皮發(fā)生屈曲后，筋條成為主要承力部分，筋條發(fā)生斷裂后，試驗件迅速整體破壞，因此筋條的狀態(tài)和加工質(zhì)量對于加筋板的后屈曲承載能力具有重要影響。

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Buckling and Post-buckling Performance of Advanced Composite Stiffened Panel Under Compression

ZHANG Haoyu1,HE Yuting1,FENG Yu1,TAN Xiangfei1,ZHENG Jie2

(1 Aeronautics and Astronautics Engineering College, Air Force Engineering University, Xi′an 710038, China； 2 The First Aircraft Institute, Aviation Industry Corporation, Xi′an 710089, China)

The axial compressive experiment was conducted on the domestic advanced composite stiffened panel, and its buckling and post-buckling performance was analyzed by monitoring strain and out-of-plane displacement of typical positions. The initial buckling load and buckling mode of panels were calculated by engineering methods to direct the follow-up axial compressive experiment. The experimental results show that the buckling patterns are mainly local buckling of panels between stiffeners, the second buckling of few positions of panels and cylindrical buckling of all 4 stiffeners successively; after local buckling of panels, part of load bearded by panels before is transferred to stiffeners and then stiffeners become the main bearing part; after fracture failure of stiffeners, the specimen is destroyed rapidly; the average value of failure load is 482.67 kN, which is 2.37 times of 204 kN of the average value of buckling load; the composite stiffened panel can bear more load after buckling.

composite; stiffened panel; buckling loading; buckling mode; post-buckling

(責任編輯：張崢)

2016-03-09；

2016-04-09

國家自然科學基金(51475470)

何宇廷(1966—)，男，博士，教授，主要從事飛機結構強度、使用壽命以及健康監(jiān)控方向的研究，(E-mail)hyt666@tom.com。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.4.008

TB332

A

1005-5053(2016)04-0055-09