拉伸力学特性（共7篇）
拉伸力学特性 篇1
摘要：结合AIREBO势能函数,采用分子动力学方法,对含空位缺陷的碳纳米锥作了拉伸模拟试验,获得了其拉伸过程中的构型演变以及载荷-应变关系曲线、载荷极限和应变极限等力学特性。结果表明,当缺陷中心与锥顶的距离小到某一临界值时,与无缺陷时相比,载荷极限和应变极限都明显减少,然而缺陷中心与锥顶的距离进一步减少时,载荷极限和应变极限却下降很少;如果缺陷中心与锥顶的距离维持在临界值并且缺陷的数目增加,载荷极限和应变极限的变化也很小;缺陷的长度增加时,载荷极限和应变极限都有所下降,但不如缺陷中心到锥顶间距离变化对载荷极限和应变极限的影响大。
关键词：碳纳米锥,空位缺陷,分子动力学模拟,拉伸力学特性
0 引言
碳纳米管、石墨烯、碳纳米锥等碳纳米材料结构有着强度高、密度低、导电率高、导热率高和比表面积大等许多奇特且十分显著的物理、化学性能[1,2,3]。基于这些性能碳纳米结构在诸多工程领域有着广泛的应用潜力，如纳米机电系统[4]。由于在生产和制备碳纳米管和石墨烯方面的能力取得了突破性进展[5,6]，碳纳米管和石墨烯受到学者的深入研究，碳纳米锥的研究也紧随其后。
1994年Ge和Sattler[7]首先对碳纳米锥的结构进行了预测。Krishnan等[8]通过实验证实碳纳米锥只有5种锥角。1999年Iijima等[9]将单壁碳纳米锥的产量提高到10 g/h。随着对碳纳米锥制备方法的成功把握，其热学、电学和力学特性的研究也渐渐开展了[10,11,12]。2004年Wei和Srivastava[13]结合连续介质力学和分子动力学方法推测出碳纳米锥的杨氏模量是其等价碳纳米管的cos4θ倍。2007年，Tsai和Fang[14]利用同样的方法得到碳纳米锥的锥角越大，其结构越稳定的结论。2012年，Friouz-Abadi等[15]用分子动力学方法模拟了碳纳米锥的横向共振特性，研究表明旋转位移角度(disclination angle)和锥高越小，共振频率就越大，但240°角除外。在国内，2007年沈海军等[16]用分子动力学方法模拟了碳纳米锥与刚性平面的相互作用，获得其作用过程的能量、力和构型的演变。2013年，李明林等[17]通过分子动力学方法得到了碳纳米锥的拉伸/压缩力学特性曲线以及相应的构型演变。
综上文献可知，针对碳纳米锥力学特性的研究文献还很少。此外，碳纳米锥材料会受加工制备等各种综合因素的影响，导致碳纳米锥实际材料存在点缺陷、空位缺陷和面缺陷等各种缺陷。其中点缺陷是一定存在的，而空位缺陷是常见的点缺陷。相关文献表明了空位缺陷对碳纳米材料的力学性能有着重要影响，如拉伸特性、断裂强度和振动频率等[18,19,20]。因此，研究含空位缺陷的碳纳米锥的力学特性，具有理论和指导意义。本文在文献[15]的碳纳米锥拉伸试验基础上，采用分子动力学方法，在0.1K温度下，对含空位缺陷的碳纳米锥进行了拉伸模拟试验，记录了载荷-应变关系曲线，观察了曲线所对应的碳纳米锥2个阶段的构型演变，比较分析了空位缺陷的位置、数目和尺寸对拉伸力学特性的影响。
1 碳纳米锥模型和模拟方法
1.1 碳纳米锥模型
如图1所示，该模型是含空位缺陷的单臂碳纳米锥。其图中字母α表示锥角大小，h表示锥高，h0表示锥底到缺陷中心的距离，a表示缺陷正向投影长度，b表示缺陷正向投影宽度，n表示缺陷个数，β表示相邻缺陷在圆周上的夹角。试验中碳纳米锥的锥角α等于83.62°，锥高h等于4 nm，单个无缺陷碳纳米锥模型的碳原子总数为2 328个，引入缺陷后，其所失去的碳原子数目为8～122个。本文将对h0,n(n>1时，β=90°)和a的变化对碳纳米锥力学特性的影响进行比较分析。
1.2 模拟方法
a)理论基础
分子动力学模拟的理论基础是基于牛顿第二定律的控制方程，表达式如下:
式(1)中，mi表示第i个粒子的质量，ri表示粒子空间位置，V表示势能函数，表示空间梯度。模拟中采用Verlet积分算法更新粒子的速度和位置，其原理是根据粒子在t时刻的位置r(t)和加速度a(t)以及t-Δt时刻的位置，计算出时刻t+Δt的位置r(t-Δt)和t时刻的速度v(t)。其公式推导如下:
将粒子在r(t-Δt)位置按Taylor公式展开，即:
式(2)左边的的-Δt换为Δt得:
式(2)+式(3)式得:
式(2)–式(3)得:
模拟中势函数的合理选择对模拟结果的准确性有着重要的影响，本文采用(adaptive intermolecular reactive empirical bond order,AIREBO)势能函数[21]，其表达式如下:
式(6)中，EijREBO为粒子间的REBO短程作用项，EijLJ表示粒子间的LJ长程作用项，表示粒子间的扭转作用项。拉伸试验不考虑扭转作用项。
b)模拟过程
采用大规模原子/分子并行模拟器(large-scale atomic/molecular massively parallel simulator,LAMMPS[22])。模拟器积分运算设置为Verlet算法，时间步长设为0.000 5ps，具体模拟步骤顺序:1)固定碳纳米锥底部2层原子，采用共轭梯度法对其进行能量最小化，使结构达到稳定状态，能量优化指标为10-12eV，力优化指标为10-12eV/A;2)采用berendsen方法在0.1K温度下对碳纳米锥进行弛豫，使其在0.1K温度下自然松弛;3)以0.001nm/ps的速度对碳纳米锥的顶部3层原子进行定向拉伸，用berendsen方法使系统温度稳定在0.1K，并用NVE系综进行积分运算(改模拟器启用NVE系综时，将激发Verlet算法)，温度衰减系数为0.05。每隔1 000步记录该3层原子所受合力的轴向分力。本文研究的拉伸载荷极限是指碳纳米锥发生脆断时的载荷，其对应的应变为轴向应变极限。
2 结果和讨论
2.1 经典碳纳米锥的载荷-应变关系曲线和构型演变(图2、图3)
图2表示无缺陷碳纳米锥和含一个空位缺陷的碳纳米锥的载荷-应变关系曲线图，其中曲线a表示无缺陷碳纳米锥的载荷-应变关曲线，其模型参数:α=83.62°，h=4nm;曲线b表示含一个空位缺陷的碳纳米锥的载荷-应变关系曲线，其模型参数:α=83.62°，h=4 nm,h0=1.91 nm,a=1.52 nm,b=0.76 nm。观察图2可知，曲线a和曲线b的变化趋势一致，先是近视线性上升，然后突然下降。图2中曲线b的上升段对应图3(a)的构型演变，上升段的前面部分，曲线平滑，这时碳纳米锥的碳原子运动平缓，上升段的后面部分，曲线出现褶皱，这时碳原子发生轻微的震荡;曲线b突然下降的地方对应图3(b)的构型演变，这时碳纳米锥发生脆断并形成链条。此现象与文献[15]获得的结果相一致。该拉伸试验中，碳纳米锥是否发生脆断以及链条的成因都与AIREBO的截断半径有着密切的关系，这还有待进一步的研究。从图2中还看到，引入特定尺寸和位置的空位缺陷后，碳纳米锥的载荷极限和应变极限都明显下降，这表明空位缺陷的尺寸和位置，对碳纳米锥的载荷极限和应变极限具有重要的影响。需要指出，图2中a曲线的载荷极限和应变极限与文献[15]并不相同，此不同可从以下2个方面解释:1)对于微观尺度的材料，尺寸效应的影响十分显著，原子数目会对碳纳米材料的力学性能造成很大的影响(本文碳纳锥的碳原子数为2 300个左右，而文献[15]中只有580个左右);2)拉伸速度也会对碳纳米锥的力学特性产生一定的影响(本文拉伸速度为0.001 nm/ps，是文献[15]的1/10)。
2.2 载荷极限和应变极限的对比分析
本文模型参数共有:α，h,h0,n，β，a和b，其中α=83.62°，h=4 nm，即锥角和锥高不变;β=90°，且只在n>1时才涉及到β;b=0.57 nm，即缺陷宽度不变。因此所讨论的变量共有3个:h0,n和a。模型的各个参数详见图1。为了便于对比分析，每组数据都添加无缺陷的碳纳米锥和相同缺陷参数(h0=1.91 nm,a=1.52 nm,b=0.57 nm)的碳纳米锥作为参照。
1)缺陷位置的影响(图4)
该组试验h0为变量，n和a为定量。其中:h0分别为1.52 nm、1.91 nm、2.29 nm和2.67 nm;n=1;a=1.52 nm;b=0.57 nm。
如图4所示，缺陷中心的轴向位置h0偏向锥底时，即h0=2.67 nm,2.29 nm时，载荷极限和应变极限变化不大，而中心的轴向位置h0偏向锥顶，即h0=1.91 nm、1.52 nm时，载荷极限和应变极限都明显下降(无缺陷时，载荷极限为319.51n N，应变极限为29.59%，该图未标出)。从该组试验，可以知道，h0=1.91 nm为一个转折点，缺陷中心在这个轴向位置时，碳纳米锥的拉伸特性发生突变。但这个转折点的精确值，还有待确定，因为这里的空位缺陷包含了一定数目的碳原子，只有在空位缺陷所包含的碳原子数目足够小的情况下，才能较准确地确定转折点的准确性。但可以确定，缺陷越接近锥顶，载荷极限和应变极限就下降得越厉害。这也符合直观的理解，显然，锥顶部分的碳原子数目比远离锥顶的碳原子数目要少的多，如果锥顶缺失了碳原子，因碳碳键被破坏而引起碳纳米锥抵抗拉伸能力的下降会更加明显。
2)缺陷数目的影响(图5)
该组试验n为变量(n>1时，β=90°)，a和h0为定量。其中:n分别为0、1、2、3、4;a=1.52 nm;b=0.57 nm,h0=1.91 nm。
如图5所示，当缺陷中心处于敏感的轴向位置(h0=1.91nm)时，随着空位缺陷个数的增加(相邻缺陷的在圆周上的夹角β为90°)，载荷极限和应变极限减少并不明显。该现象可能与所选的碳纳米锥的模型有关。试验所选的碳纳米锥的锥角为83.62°，这种锥角的碳纳米锥在周向上具有良好的对称性，所选的空位缺陷在圆周上的夹角为90°，且均为手扶型空位缺陷，这使得模型在结构上十分匀称，具有较为稳定的抵抗能力。但这还需进一步的研究。
3)缺陷长度的影响(图6)
该组试验a为变量，h0和n为定量。其中:a分别为0.57 nm、1.52 nm、2.09 nm、2.86 nm;h0=1.91 nm,n=1。
观察图6可以看出a为0.57 nm时，载荷极限和应变极限下降一点;当a增加到1.33 nm时，载荷极限和应变极限有了一定程度的下降;当a增加到2.09 nm时，载荷极限和应变极限下降更多一些;而当a继续增加到2.86 nm时，载荷极限和应变极限却只下降一点。从第一组试验，可以知道，该组试验中，碳纳米锥的缺陷增长时，缺陷一边往敏感的锥顶延伸，一边往不敏感的锥底延伸。此外，本组试试验中含a=2.86 nm、b=0.57 nm、h0=1.91 nm的缺陷的碳纳米锥，与第一组试验数据中含a=1.52 nm、b=0.57 nm、h0=1.91 nm的缺陷的碳纳米锥相比，前者载荷极限为241.47 n N，应变极限为24.48%，后者载荷极限为246.02 n N，应变极限为24.66%，两者长度上虽然有着明显的差距，然而数据相差却不大。由此表明，相比之缺陷中心的轴向位置，缺陷长度对碳纳米锥力学特性的影响会更小些。
3 结语
本文结合AIREBO势能函数，在0.1 K温度下，对多组锥角为83.62°、锥高为4 nm的含空位缺陷的碳纳米锥，作了拉伸模拟实验，并获得其构型演变以及载荷-应变关系曲线、载荷极限和应变极限等力学特性。对试验数据比较分析后，得到如下结论:
1)当缺陷中心与锥顶的距离小到某一临界值时，与无缺陷时相比，载荷极限和应变极限都明显减少，然而缺陷中心与锥顶的距离进一步减少时，载荷极限和应变极限却下降很少;
2)如果缺陷中心与锥顶的距离维持在这个临界值并且缺陷的数目增加(相邻缺陷的周向夹角为90°)，载荷极限和应变极限的变化也很小;
3)缺陷的长度增加时，载荷极限和应变极限都有所下降，但不如缺陷中心到锥顶间距离变化对载荷极限和应变极限的影响大。
大型拉伸机钳口的运动和力学研究 篇2
张力拉伸机主要用于对有色或黑色板、带、管、棒、型材等进行拉伸。通过使材料产生一定的伸长率的拉伸,一方面对金属进行强化处理,另一方面起到矫直、矫平作用,在冶金行业、铝及铝合金行业应用广泛。
大型拉伸矫直机是我国自行设计制造的重型机械装备,用于拉伸矫直淬火硬铝板。随着市场需求的不断扩大,对设备拉伸能力提出了更高的要求。拉伸过程中坯料及拉伸机头受力较大,如果铝板断裂后,夹头部位会受到较大的冲击力,特别是钳口处将受到更大的冲击,所以对钳口进行研究,以减少对设备的破坏,十分重要。
2 拉伸机工作原理
如图1所示,张力拉伸机主要由带有液压缓冲功能的部件组成。拉伸时固定机头和移动机头分别夹紧材料的一端。固定机头2通过插销与两个压梁3固定连接在一起,液压缸5一端柱塞与拉伸机头6连接,另一端柱塞与压梁3固定。拉伸机头6由两个液压缸5驱动,相对于固定机头产生位移以实现对材料的拉伸。固定机头2及拉伸机头6受力如图1所示,其中F为拉伸材料对机头的反作用力;F/2为液压缸分别施加给拉伸机头或通过压梁施加给固定机头的拉伸力;两侧两个压梁3分别承受F/2的压力;拉伸材料4承受总的拉伸力F。综上所述,张力拉伸机在拉伸时,拉伸力在设备内部通过压梁、拉伸机头、固定机头、液压缸等部件形成一个内力。
1.复位装置2.固定机头3.压梁4.铝板5.液压缸6.拉伸机头
在拉伸机拉伸的过程中,被拉伸的板材由于内部材料缺陷或拉伸量超限会产生突然断裂,即发生断带工况。此时,当拉伸外负载突然消失,固定机头2、两个压梁3、液压缸5、拉伸机头6、夹紧材料的钳口组件会产生冲击。这一冲击会对与之连接的部件产生冲击力或力矩,造成设备破坏。
3 钳口夹头的运动和受力分析
3.1 夹头的运动分析
在拉伸过程中,钳口夹头是一个重要的运动部件,作用非常重要。现以上夹头为例进行分析。
1.螺栓2.夹头3.坯料4.导轨
当每个钳口夹头受到最大的拉伸载荷时,工件断裂,夹头和断开的铝板的加速度的方向是水平向右,铝板的运动方向是水平向右。在铝板刚断开的时候,夹头带着导轨一起运动,所以导轨会沿着垂直于夹头斜面的方向下行,导轨对夹头的作用力,使得夹头压紧铝板,铝板和夹头在某一时间段内不会分开。由于导轨和机架通过螺栓连接,而由于弹簧采用液压缓冲装置,使得螺栓可以在垂直于导轨方向有较小的位移,最初坯料和夹头是分不开的,这时按整体水平向右运动来分析。当导轨在垂直于铝板方向位移小于铝板的弹性变形量时,夹头和铝板不分离一起运动。
3.2 断裂瞬间的整体受力分析
铝板断开的一瞬间,由于各个构件间的内力对于整个系统的动量不产生影响。根据质点系的动量定理,在水平方向上有:
对于由夹头、导轨和铝板组成的质点系而言,只受到螺栓的预紧力和拉伸机的拉力。建立如图3所示的简化力学模型。
Fk—螺栓的初始预紧力FO—钳口夹头处的拉伸力
铝板断裂是在瞬间完成的。设断开瞬间夹头的水平方向的速度为Vj,铝板的速度为Vl,导轨的速度为Vd,夹头的质量为mj,导轨的质量为md,由于夹头、铝板和导轨一起运动,所以他们断裂瞬间在水平方向的速度相等,即:
根据动量定理有:
水平方向的合外力为:
3.3 铝板的受力分析
铝板断开后,受到夹头的压力很大,致使铝板和夹头一起运动一段时间后才会分开,假设铝板的加速度和夹头的水平方向的加速度相同,都为ax。设铝板断后的质量为ml。假设铝板是弹性体,被夹头夹紧,有一定的压下量,当铝板和夹头一起运动的过程中,铝板要恢复弹性变形,设恢复的变形量为y,初始压下量为△l。建立力学模型,并进行受力分析,如图4所示。
N13—夹头对铝板的作用力,大小与N31相等F13—夹头对铝板的摩擦力,与N13的关系为F13=μ2N13;取值0.4105
由于坯料发生弹性变形,当坯料和夹钳分开后,能恢复原来的形状,由静力平衡和胡克定律列方程组:
式中:E———弹性模量,取E=71GPa;
A———钳口与坯料的接触面积;
l———坯料的厚度。
对铝板来说,铝板是绝对运动,方向水平向右,设铝板在水平方向的位移为xl。
根据牛顿第二定律知:
3.4 夹头的受力分析
取夹头为分离体,建立力学模型,如图5所示。
N31—坯料对夹头的作用力F31—铝板对夹头的摩擦力,大小与N31之间的关系为F31=μ2N31(其中μ2为铝板和夹头之间的摩擦系数,μ2=0.4105)N21—导轨对夹头的作用力F21—导轨对夹头的摩擦力,F21=μ1N21(其中μ1为导轨与钳口夹头间的摩擦系数,取μ1=0.15)α—斜滑块的角度,α=18°
首先假设夹头为刚性体,不发生弹性变形。夹头的绝对运动是夹头沿导轨方向的相对滑动和夹头随着导轨牵连运动组合而成。设夹头相对于导轨在沿导轨方向的位移为xj,在垂直于导轨方向的位移yj,缓冲缸对夹头的力Tu=0。再假设钳口夹头在x轴上的加速度为ax;在y轴上的加速度为ay(图5)。
根据牛顿第二定律知:
4 有限元分析
在分析了夹头的受力后,建立了夹头的有限元分析模型,根据以上分析所列的方程,运用ANSYS模拟软件,对模型进行加载,可以得到其应力应变曲线。
图6、7是拉伸机在最大拉伸能力时,夹头的应力应变云图,从图中可以看出,夹头的最大应力应变出现在孔的周围,当夹头受到冲击力较大时,孔处最容易先发生破裂,从而造成夹头的破坏。
5 结束语
(1)对于夹头来讲,在这一过程中由于断裂后的冲击使夹头和铝板获得了一个共同的初速度向右运动。它的运动可以看作是沿着导轨方向的运动和垂直于导轨方向运动的合成,在这两个方向由于受到摩擦力的作用,所以夹头和铝板都在做减速运动,一直到夹头在竖直方向的位移量超过铝板的弹性变形量,铝板与夹头分离,这个阶段才结束。
(2)在这一阶段,夹头受到了导轨对它的作用力和铝板对它的作用力,这些力都在随时间发生变化,所以夹头受到的应力也在发生变化,但是夹头的变形属于弹性变形。夹头在这个过程中,最大应力出现在夹头内部孔的中间部位。最大应变也出现在这一部位。
(3)由于夹头中的孔是应力应变的最大位置处,所以在机器运行时,应对孔中的轴采取润滑措施,以免孔磨损,减少冲击时造成的破坏。同时,夹头的材料选择也要考虑弹塑性较好的材料,增加夹头抵抗冲击的能力,对保证设备的安全运行,具有十分重要的意义。
摘要：本文介绍了大型拉伸机的工作原理,分析了拉伸机达到极限承载力后,造成的设备零部件的破坏。并以主要的运动部件钳口为例,通过力学计算和有限元分析,找出钳口处容易破坏的位置,采取相应的保护措施。
关键词：机床技术,力学分析,钳口,拉伸机,有限元
参考文献
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拉伸力学特性 篇3
近年来, 国内外学者对TA2的性能开展了很多研究。高灵清等[3]研究发现, 高应变率 (800~1200s-1) 下TA2的强度较低应变速率下有所下降, 且塑性也降低;当温度大幅降低至-196℃后, TA2的强度大幅增加。刘以波[4]对TA2的高温组织演变进行了研究, 借助CLSM、DSC等实验手段探讨了TA2升温至1050℃, 再经历保温、冷却等过程后的金相组织状况, 并测定得到了TA2的相变温度点。马秋林等[5]对TA2在室温时265~400 MPa下的蠕变性能进行了研究, 发现室温下TA2具有蠕变特性, 但是存在临界应力值, 并且拟合出TA2在室温下的蠕变曲线。Zhang Li[6]对TA2在150℃时的蠕变性能进行了研究, 并对其在150℃、240MPa的实验蠕变曲线及拟合曲线进行了对比分析。He Zhubin等[7]对TA2管材的力学性能进行了研究, 分析了TA2在700~850℃、低应变速率下的力学性能受温度、应变的影响, 并对管材进行高温冲气压实验。国内外学者虽然对TA2的蠕变性能、微观组织等进行了相关的研究, 但是, 当TA2作为化工用材时, 难免会经历化工设备中温度过高等非常规状态, 因此对TA2在高温条件下的力学性能进行研究是非常必要的。
本实验立足于TA2在高温阶段的力学性能, 通过分析不同温度、不同应变速率等参数条件下的TA2应力-应变曲线, 结合微观组织测试, 研究最大抗拉强度、弹性模量等主要的力学性能参数, 以期为TA2在化工领域的应用提供一定的基础数据支撑。
1 实验
1.1 仪器设备及材料
所需的TA2材料均经过退火。所采用的分析仪器包括光谱直读分析仪、维氏硬度分析仪、高温拉伸试验机、光学显微镜等。
光谱直读分析仪:波长范围130~800nm, 通过喷射电极 (Jet-Stream) 技术和等离子振荡器技术完成对金属材料的元素成分分析。
维氏硬度分析仪器:THV-10维氏硬度计具有LCD显示屏, 通过操作面板可对硬度标尺HV或HK各档试验力保荷时间进行选择, 光源亮度可做无极调节。
高温拉伸试验机:由两部分组成, 分别是WDW-100E型电子万能试验机和GW-1200B型高温炉。该设备进行拉伸试验的最高温度为1200℃。
光学显微镜:采用4XC/V2.78型金相显微镜对TA2的金相微观组织进行分析。
1.2 TA2高温拉伸实验材料
根据图1所示的国标高温拉伸示意图, 将TA2棒材加工成试样。
2 结果与讨论
2.1 TA2材料分析
2.1.1 TA2的化学元素分析
采用光谱直读分析仪对TA2材料进行元素分析, 其结果如表1所示。
经过对比发现, 该材料完全符合TA2的国家标准 (GBT3620.1-2007) 。相关元素成分比完全符合TA2元素分布的标准, 如表2所示。因此, 本实验所用的材料符合要求。
2.1.2 TA2的硬度分析及微观组织分析
通过硬度测试仪对室温下TA2的硬度值进行测量。对同一样品选取不同位置的5个点进行测试, 其测试值如表3和图2所示。
由图2可见, TA2材料硬度均匀, 此为TA2常温下的基础数据之一。此外, 使用光学显微镜对TA2室温下的微观组织进行观察, 结果如图3所示。图3说明TA2在常温下之所以具有较好的力学性能表现, 是与其紧密连接的微观组织分不开的。
由图3可见, 放大400倍时, 其主要粒径长度在25~50μm范围内, 最大的晶粒长度可达到50μm, 最小为15μm, 多数晶粒的粒径为25μm左右。这些数据表明, 退火后的TA2晶粒粒径分布较为均匀, 且形状较为规则, 大多为多边形。
2.2 TA2高温拉伸力学性能
2.2.1 真应力-应变分析
通过对TA2的高温静拉伸实验, 获取了TA2在不同温度、不同应变速率下的工程应力-工程应变曲线图。通过式 (1) 转换,
得到了TA2在不同温度及应变速率下的真应力-真应变曲线图, 如图4-图6所示。
从图4中可以看出, 在300℃时静拉伸, 随着应变速率的增加, TA2的真应力-真应变曲线有上扬趋势。同样的情况在800℃的静拉伸时也有发生 (图5) 。根据能量耗散理论可解释这一现象:当材料在高应变速率下拉伸时, 其能量还没来得及更快地耗散, 所以材料在拉伸时由于内部晶粒之间的阻力, 会比低应变速率下的真应力-真应变曲线要上扬, 即真应力呈现上升趋势。与此同时, 对应的最大抗拉强度增加, 这一点将在下文中进行详细分析。
另外, 在图6中, 同一应变速率0.1s-1时, 随着拉伸温度的升高, TA2的真应力-真应变曲线呈下降趋势, 其最大抗拉强度也呈衰减趋势。因为随着温度的升高, 其晶粒势必会有所增长, 使强度降低, 塑性增长。另外, 从图6中也可以看出, 在700~900℃范围内, 其真应力-真应变曲线的下降趋势极为明显, 说明在此范围内, 晶粒的变化是长粗长大, 因此晶粒的抗拉强度大幅下降。
2.2.2 最大抗拉强度分析
通过对TA2在不同温度 (300℃、400℃、500℃、600℃、700℃、800℃、900℃) 及不同应变速率 (0.05s-1、0.1s-1、0.5s-1、1.0s-1) 下的真应力-真应变曲线进行分析, 得到每个实验工况下材料的最大抗拉强度值, 如表4所示。
由图7 (a) 可以看出, 在300℃及800℃时随着应变速率的增加, TA2的最大抗拉强度呈平稳增长趋势。这说明在某一固定温度下, 随着应变速率的增加, 材料内部的晶粒发生错综交叉拥挤, 由于时间较短, 所产生的内部压力无法及时向外界传送, 导致材料内部晶粒持续挤压, 从而使最大抗拉强度平稳增长。由图7 (b) 可见, 在应变速率为0.1s-1时, 随着温度的升高, TA2的最大抗拉强度值由300℃时的183.34MPa衰减到1000℃时的3.38MPa, 当拉伸实验的温度达到500~600℃时, TA2的最大抗拉强度出现大幅衰减, 减小到100MPa以内。由此可知, 温度的变化较应变速率的变化对TA2的力学性能影响更大, 不同温度下的最大抗拉强度变化更为明显。
2.2.3 弹性模量分析
TA2为塑性材料, 在其线弹性阶段, 由真应力-真应变值即可计算出对应工况条件下的弹性模量值E。基于300℃、500℃、600℃、700℃、800℃、900℃温度条件下, 以及对应的应变速率0.01s-1、0.05s-1、0.1s-1、0.5s-1、1.0s-1条件下, 由相应的真应力-真应变曲线经过线性拟合得出对应工况的弹性模量E, 如表5所示。
由图8 (a) 、 (b) 可以看出, 在300℃及800℃时随着应变速率的增加, TA2的弹性模量E有所波动, 但是整体上呈现上升趋势。尤其是在800℃时, 随着应变速率的增加, 其弹性模量值上升趋势更为明显。图8 (c) 表明, 在相同应变速率 (0.1s-1) 情况下, 弹性模量E受温度变化的影响非常大。在500~600℃时, 弹性模量E值出现大幅度衰减, 这个过程同温度变化所导致的TA2最大抗拉强度的变化趋势非常相似。由此可知, 相比于应变速率, 高温拉伸时温度对材料的力学性能影响更大。
3 结论
(1) 温度一定时, 随着应变速率的增加, TA2的最大抗拉强度呈现增长趋势。TA2的最大抗拉强度受温度的影响更为明显。当温度从300℃升高到1000℃时, 最大抗拉强度值由183.34MPa衰减到3.38 MPa, 且在500~600℃时出现大幅衰减。因此, 高温阶段温度的升高对TA2的最大抗拉强度值影响十分显著, 且500~600℃是TA2力学性能出现严重衰减的临界温度, 这在化工方面需引起足够的重视。
(2) 同一温度下, TA2的弹性模量E随着应变速率的升高整体呈现上升趋势;温度越高, 这种上升趋势越明显。当应变速率一定时, TA2的弹性模量随温度的升高而减小, 其变化趋势与最大抗拉强度的变化趋势非常相似, 同样在500~600℃时出现大幅衰减。
参考文献
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拉伸力学特性 篇4
玉米秸秆皮是世界上非常重要的物质资源, 在资源逐渐紧张的今天, 秸秆资源依然成为人们获取能量的一个重要来源。现阶段, 我国每年的秸秆产量已经达到6亿吨, 秸秆的产量已经占据木材产量的一半, 我国农业的发展较快, 农作物秸秆资源比其他国家丰富。在秸秆资源中, 玉米秸秆的产量达到总秸秆产量的1/3, 农作物秸秆之所以受欢迎, 主要是因为农作物秸秆有两点好处。首先, 农作物秸秆可以作为燃料, 做生产能源;其次, 秸秆还可以用来造纸, 由于玉米秸秆皮中的木质素能达到60%, 因此, 也可以将其生产为人造板材, 如果可以有效的运用玉米秸秆, 就可有效的节省大量的森林资源, 减少人类对森林的砍伐, 进一步保护人类的居住环境, 为了高效获取玉米秸秆外皮, 先研究一下玉米秸秆皮的拉伸和剪切等力学方面的特性, 目前, 已经有很多国家对玉米秸秆的秸秆力学特性进行了研究, 但是, 我国对玉米秸秆的力学特征研究相对比较分散, 因此, 有必要对其进行针对性的试验。
2 材料和方法
2.1 试验材料
本文所试验的玉米秸秆是东农253品种, 在去掉折断的有病虫害的秸秆之后, 统一选择了茎秆长度在2 000 mm以上的秸秆, 将其作为试验材料, 试验材料的木质含量见表1。
在对其试验之前, 先对在自然条件下放置的玉米秸秆皮的含水量范围进行随机抽样测定, 要求测定的含水量范围要在8%~58%, 测量拉伸特性的玉米秸秆皮样品长度要在150 mm左右。
2.2 试验因素及相关的评价指标
目前, 我国对农作物秸秆力学特性研究的范围很广泛, 很多学者都在研究秸秆的拉伸特性以及剪切特性, 对弯曲特性的研究也比较多, 而在研究弯曲特性时, 主要研究方向是在农作物的抗倒伏上。本文主要是以玉米秸秆皮的拉伸和剪切特性为主要的研究目标, 以抗拉伸强度和剪切的强度作为拉伸和剪切试验的一个评价标准。此时, 需要确定玉米秸秆皮的含水量以及取样的高度, 这些试验因素缺一不可。
3 试验结果
从试验结果来看, 玉米秸秆的失拟性并不是特别明显, 而回归模型却非常明显, 也就是说, 玉米秸秆皮的二次回归模型才是最合适的。由于秸秆皮取样高度的一次项系数的绝对值要大于含水率的一次项系数, 基于此种情况, 在取样高度和含水量这两个影响因素中, 秸秆皮的取样高度对拉伸强度的影响是比较明显的。
4 结论
从整个试验结果来看, 玉米秸秆的含水率在进行二次项的时候对玉米秸秆皮的抗拉伸强度影响最明显, 此时, 取样的高度对玉米秸秆皮的抗拉强度也是有很大影响的。随着玉米秸秆取样高度的不断变化, 玉米秸秆皮的抗拉强度在整体上也会呈现出上升的趋势。从玉米秸秆皮含水率以及取样高度的影响上可以发现, 玉米秸秆皮的含水率在30%的时候, 玉米秸秆皮的抗拉强度是最大的, 在一定程度上, 有利于提高玉米秸秆皮穰分离之后秸秆皮的完整性。从剪切试验结果看, 取样的高度对玉米秸秆皮的剪切强度影响并不是特别的明显, 比较明显的是玉米秸秆的含水率和剪切的速度。当玉米秸秆的含水率变高的时候, 玉米秸秆的剪切强度会随着剪切速度的提升而有所提高。
参考文献
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拉伸力学特性 篇5
近年来,关于玻璃纤维增强复合材料双轴加载问题国外已经开展了不少实验和理论研究,主要集中在单向玻璃纤维增强复合材料及其层合板的研究上,对双向玻纤织物复合材料提及甚少,如Mailly在单向纤维增强复合材料单轴拉伸实验的基础上,使用不同形状和尺寸的横向加载臂,设计出单向复合材料双向拉伸的十字型试件[4];Smits等[5]和Makris等[6]以玻璃纤维增强复合材料层合板为基础,深入研究了双轴加载十字型试件的设计、优化与实验;Lamkanfi等[7,8]和Antoniou等[9]基于三维有限元分析模型,对单向纤维增强复合材料层合板进行了数值模拟,对双轴加载应变分布及破坏区域进行了预测;Moreno等[10]根据双轴加载仿真与实验,拟合了纤维增强复合材料在拉-拉象限的强度包络线。在国内,由于实验条件的限制及缺乏统一的规范,对这方面的研究还比较少,对双轴加载问题的研究也主要侧重于金属和理论分析层面,王颖晖提出了功能材料双轴加载的十字板试件设计的优化方案[11];吴向东等[12]建立了臂上开缝十字形试件双向拉伸实验有限元计算模型,分析了板料的变形行为;任家陶等[13]研究分析了钛板双向拉伸的强化效应。对于纤维增强复合材料的双轴加载问题,陆晓华自行设计了双轴加载实验设备,对两种纤维增强复合材料1∶1双轴拉伸行为进行了探索[14],但由于实验条件的限制而未能深入研究。
本工作在现行双轴加载实验方法的特点和适用性的基础上,设计了双向玻纤织物复合材料十字型试样,进行了该材料的单轴与双轴拉伸实验,研究了双向玻纤织物复合材料在复杂载荷条件下的力学行为。
1 实验
1.1 试样制备
双向玻纤织物由南京玻璃纤维研究设计院提供,环氧树脂为WSR618,环氧固化剂为苯二甲胺,增塑剂为邻苯二甲酸二丁酯。根据双向玻纤织物复合材料的特点,设计四个加载臂之间以锥形圆角过渡形式的十字型试样,采用模压成型工艺制备。试样铺层方向相同,层数为18,试样尺寸及实貌如图1所示。
(a)几何尺寸;(b)试样实貌(a)geometry;(b)morphology
1.2 单轴拉伸实验
实验在WDW-E200D电子万能试验机上进行,使用DH-3818-2静态应变测试仪采集应变数据。单轴拉伸试样尺寸为250mm×25mm×2mm;采用位移控制加载,加载速率为1mm/min。
1.3 双轴拉伸实验
双轴拉伸实验在SDS100双轴四缸电液伺服动静试验机上进行。该试验机采用最新研制的数字式电箱,其内部采用模块化设计,全部操作和设置均由系统软件的虚拟面板实现。它具有位移、负荷、变形三种控制方式,四缸均独立控制,每缸最大加载 ±100kN,最大加载位移±60mm,可实现任意比例的双轴加载实验。
设计的双向玻纤织物复合材料双轴拉伸十字型试样满足如下条件:(1)中心实验区应力分布均匀;(2)中心实验区剪应力最小;(3)中心实验区外的应力集中最小;(4)中心实验区应力水平较高,以保证初始破坏发生在实验区。
本工作研究的双向玻纤织物复合材料为正交各向异性材料,在纵向(X轴)和横向(Y轴)具有相同的力学性能。同时设计了载荷比f(Y轴与X轴的载荷之比)分别为1/1,1/2,1/4的双轴拉伸实验,实验过程如图2所示。为了测量试件中心实验区的应力水平,且考虑到试件正反两面可能受力不够均匀,因此在中心实验区中心正反两面各贴了两组0°,90°应变片。实验加载采用负荷控制,加载速率为f×0.01kN/s,确保载荷按比例匀速、准确施加到十字型试样上。
2 结果与讨论
2.1 双轴拉伸模量特性
定义双向玻纤织物复合材料在双轴载荷作用下中心实验区的真实应力为:
式中:Fi为十字型试样i方向加载臂上的外载荷;Ai为试样i方向加载臂端部横截面面积;ηi为中心实验区承力系数。
中心实验区承力系数是指在一定外载荷下,中心实验区平均应力(本工作取实验区中心点纵向和横向应力)与名义应力(纵向和横向加载臂所受外载荷/加载臂截面积)的比值,采用有限元数值仿真方法确定。此承力系数在加载过程中保持不变,并据此计算实际实验时中心实验区的应力水平及破坏应力。本工作采用的十字型试样具有几何对称性,获得的中心实验区承力系数在纵横向是相同的,但不同的载荷比对应的中心实验区承力系数不同。 对应载荷比为1/1,1/2,1/4的中心实验区承力系数分别为0.63,0.71,0.75。
双向玻纤织物复合材料拉伸模量测试结果如表1所示。本工作定义双轴拉伸平均模量为应力-应变曲线的割线模量,单轴拉伸平均模量为应力-应变曲线线性段直线模量;定义各载荷比下两方向上平均拉伸模量较大值为该载荷比下材料的双轴拉伸模量,与单轴拉伸模量的比较结果列于表1中。
从表1中可以看出,与单轴拉伸模量相比,双向玻纤织物复合材料的双轴拉伸模量明显增加。等比例双轴拉伸载荷下,双轴拉伸模量比单轴拉伸模量增加10.1%;载荷比为1/2的双轴拉伸载荷下,双轴拉伸模量增加16.5%;载荷比为1/4 时双轴拉伸模量增加38.2%,增幅最大。由此可见,双轴拉伸载荷对双向玻纤织物复合材料的拉伸模量具有一定的强化作用,且双轴拉伸模量随载荷比的减小而增大。
双向玻纤织物复合材料单轴拉伸应力-应变曲线如图3所示。可以看出,加载初始时期,材料的单轴拉伸应力-应变保持着线性关系;随着载荷的增大,应力-应变关系逐渐从线性过渡到非线性阶段,说明材料内部已经出现一定的破坏,材料的弹性模量有所降低;加载末期,曲线迅速下降,试样突然破坏,表明双向玻纤织物复合材料单轴拉伸呈现非线性与脆性破坏。
图4为双向玻纤织物复合材料双轴拉伸应力-应变曲线。对比图3可知,材料在双轴拉伸载荷下表现出更为明显的非线性关系,与材料在单轴拉伸后期拉伸模量随载荷的增加而减小不同,材料的双轴拉伸模量随载荷的增加而增大。对比表1可知,等比例双轴拉伸时,材料两个方向的拉伸模量均有所增加,但增幅不大,表现出明显的非线性关系,如图4(a)所示;非等比例双轴拉伸载荷对材料双轴拉伸模量的强化作用表现不平衡,载荷比为1/2和1/4时,X轴向载荷分别为Y轴向载荷的2倍和4倍,X轴向较大的拉伸载荷引起材料Y轴向拉伸模量的显著增加,且X轴向载荷越大,材料Y轴向拉伸模量增幅越大,如图4(b),(c)所示;而材料X轴向本身的平均拉伸模量并未因其拉伸载荷的增大而增大,相反还有一定的减小趋势,说明双轴拉伸载荷对材料的双轴拉伸模量的强化作用与较大载荷加载方向有关。由图4曲线可以看出,无论是材料的X轴向还是Y轴向在应力-应变曲线末端的上升趋势均比较急剧,切线斜率不断增加,说明随着双轴拉伸载荷的增大,材料两个方向的拉伸模量均呈现一定的强化作用。
(a)f=1/1;(b)f=1/2;(c)f=1/4
2.2 双轴拉伸强度与破坏形式
为了研究双向玻纤织物复合材料的双轴加载强度,表2给出了双向玻纤织物复合材料双轴拉伸强度与单轴拉伸实验结果的对比。双轴承载强度由双轴载荷中最大极限载荷计算得到。从表2中可以看出,与双轴拉伸模量的强化作用相反,双向玻纤织物复合材料的双轴拉伸强度存在明显的双向弱化效应,并且随着载荷比增大,材料的双向弱化效应越明显。等比例双轴拉伸时,材料的双轴拉伸强度仅为单轴的60.5%,材料的双向弱化效应最为显著。分析认为,材料强度存在双向弱化的原因是:双向玻纤织物复合材料本身存在一定量的微裂纹,根据断裂力学的相关理论分析,裂纹在双轴拉伸应力状态下更容易扩展,从而导致材料的双轴拉伸强度较低;同时,由于材料的制备工艺导致其界面性能的下降,也会造成复合材料双轴拉伸强度降低。因此,在双向玻纤织物复合材料的结构研究与分析中应充分重视其强度双向弱化效应的影响。
图5所示为双向玻纤织物复合材料单轴拉伸破坏形式。可以看出,靠近试样端部位置和部分试样中部位置断裂;有明显的断口,断面上纤维断裂;试样侧面凸起,出现明显分层。影响双向玻纤织物复合材料破坏的因素有多种,不仅与纤维和基体的力学性能有关,还与纤维束的形状、分布以及体积分数密切相关;同时,增强相与基体间的界面状况、工作环境以及加载形式对材料的破坏也具有非常重要的影响。在单轴拉伸载荷作用下,双向玻纤织物试样受拉应力,纤维、基体和界面同时承载。随着载荷的增加,叠层玻纤布间较薄弱的界面及基体先行失效,出现分层;纤维继续承载,继而纤维断裂。加载端部的应力集中效应使得界面和基体失效提前,引起靠近试样加载端部附近位置的纤维断裂,界面间的剪切作用也加速了试样的破坏。
图6所示为双向玻纤织物复合材料不同载荷比下的双轴拉伸破坏形式。双轴加载方向为双向玻纤织物复合材料的两个纤维增强方向。一般情况下,复合材料层合板在平行于层合方向拉伸载荷作用下的失效模式主要有基体失效、分层和纤维断裂。在不同的双轴载荷下,材料的破坏形式有所不同。
试样等比例双轴拉伸的破坏形式主要表现为试样中心实验区纤维断裂,破坏发生在实验区域,如图6(a)所示。断口方向约沿中心实验区对角线方向,这与实验区最大主应力方向与X轴成45°夹角的理论分析结果相一致。从断口面来看,该破坏特征与单轴拉伸破坏形式不同,等比例双轴拉伸破坏未出现明显的纤维布分层的现象,纤维和基体的失效属拉伸脆性破坏。
如图6(b)所示,载荷比为1/2时的破坏裂纹方向与X轴约成30°角。随着载荷增大,试样中心实验区部分区域基体逐渐破坏失效,同时属于应力集中部位的加载臂根部倒角位置与中心实验区同步产生裂纹,并由此向实验区内部延伸。破坏形式与等比例双轴拉伸类似,主要以纤维断裂为主,同时也伴有一定的实验区纤维布分层现象。
载荷比为1/4时的破坏形式如图6(c)所示。宏观裂纹方向近似呈关于Y轴对称的双抛物线,中心实验区基体大面积失效,层间脱粘,出现较明显分层,层间剪切作用不容忽略。失效模式与单轴拉伸破坏特征较为相似,但与载荷比为1/1和1/2的双轴拉伸破坏形式差别较大,界面分层及纤维断裂方向主要沿载荷较大的加载方向。
(a)f=1/1;(b)f=1/2;(c)f=1/4
3结论
(1)双向玻纤织物复合材料在单轴拉伸载荷下加载初期表现为线性、脆性断裂行为,但在加载后期出现一定的非线性,材料的拉伸模量随载荷的增大而降低;双轴拉伸载荷下材料表现为显著的非线性行为,材料的双轴拉伸模量随载荷的增大而增大,双轴拉伸载荷对材料的拉伸模量具有一定的强化作用。
(2)与双轴拉伸模量的强化作用相反,双向玻纤织物复合材料在双轴拉伸载荷下的强度特性表现为明显的双向弱化效应,等比例双轴拉伸载荷下材料双轴拉伸强度的双向弱化最显著,仅为单轴拉伸强度的60.5%。
拉伸力学特性 篇6
拉伸试验简单、直观、试件易加工、试验结果具有代表性, 被广泛运用在冶金、机械加工、建筑、科研等诸多领域, 是金属材料物理性能检验中最常用的方法之一。拉伸试验结果的真实性和准确性, 既与试样加工及试验过程的各种因素的影响, 有关拉伸试验影响方面的研究很少, 因此, 研究拉伸试验过程的影响因素, 找出试验速度对试验结果影响的规律, 对提高试验结果的准确性和稳定性有十分重要的意义。
1 材料与方法
1.1 试验材料和装置
本试验选用了具有代表性的两种材料:A3钢和HT200灰口铸铁。根据GB/T228-2002《金属材料室温拉伸试验方法》中的要求加工试件, 试件的标距100mm, 直径10mm的长圆形截面试件, 试验是在CSS-44300, 最大负荷300KN电子万能试验机上进行的, 试验机可做金属材料、非金属材料、复合材料性能的拉伸、压缩、弯曲、剪切以及应力、应变控制试验, 满足多种材料试验标准。试验机CSS系统进行计算机控制, 应力、应变控制分辨率高达1∶100000。试验数据可以实时采集、运算处理、实时显示并打印。
1.2 试验方法
本试验准备低碳钢和铸铁试件各20根, 4根试件为1组, 每组的加载速度不同, 分别对低碳钢和铸铁试件设计5种不同的拉伸速度进行试验, 低碳钢和铸铁试件力学指标取算术平均值进行比较。
2 试验结果与分析
2.1 低碳钢力学性能结果分析
2.1.1 加载速度对低碳钢试件屈服极限的影响
从图1数据显示看, 加载速度对低碳钢拉伸试件的屈服极限结果有影响, 加载速度由2mm/min到8mm/min逐渐增大时, 低碳钢拉伸试件的屈服极限也明显增大, 加载速度由2mm/min到8mm/min逐渐增大时, 低碳钢拉伸试件的屈服极限相同300Mpa, 低碳钢拉伸试件的屈服极限较稳定。
2.1.2 加载速度对低碳钢试件强度极限的影响
由图2所示, 加载速度的变化对低碳钢拉伸试件强度极限的结果影响显著, 加载速度从2mm/min到4mm/min试件强度极限增大, 4mm/min到6mm/min加载速度试件强度极限相同, 表明此阶段的试件强度极限较稳定, 加载速度从6mm/min到8mm/min时试件强度极限减小, 不稳定。加载速度从8mm/min到10mm/min时试件强度极限大约相同, 稳定。
2.1.3 加载速度对低碳钢试件强度极限的影响延伸率的影响
从图3中可以看出, 低碳钢试件延伸率不稳定, 加载速度由2mm/min到4mm/min时低碳钢试件延伸率增加, 加载速度由4mm/min到8mm/min时低碳钢试件延伸率减少, 加载速度由8mm/min到10mm/min时低碳钢试件延伸率有增加, 变化显著。
2.2 铸铁的力学性能结果分析
如图4所示, 铸铁的加载速度由0.5mm/min到1mm/min时此阶段的强度极限是187MPa和188Mpa, 数值相差不大, 强度极限较稳定。加载速度由1mm/min到2mm/min时, 强度极限增大, 加载速度由2mm/min到5mm/min时, 强度极限逐渐减小, 变化极大, 铸铁强度极限稳定性降低。
3 结论
(1) 试验表明, 拉伸试验速度对低碳钢和铸铁的力学性能产生不同的影响。
(2) 通过对比试验数据分析, 结果表明, 低碳钢试件拉伸速度为8mm/min~10mm/min时, 屈服极限和强度极限较稳定。
(3) 通过分析试验数据, 表明铸铁试件拉伸速度为0.5mm/min~1mm/min时, 强度极限较稳定。
参考文献
[1]GB/T228-2002, 《金属材料室温拉伸试验方法》
拉伸力学特性 篇7
变体机翼能够根据飞行状态,自适应地改变自身形状以达到最佳的气动外形,从而显著助提高飞行器的气动效率,成为未来先进飞行器的重要发展方向[1—3]。当变体机翼改变自身形状时,表面蒙皮需要具有足够的刚度和强度来承受飞行器飞行过程中的气动载荷,并且要求机翼蒙皮具有足够的柔性以产生较大变形[4,5]。
目前,国外Jonathan D.Bartley-Cho等提出采用柔性较大的橡胶类材料制作的蒙皮[6],这种蒙皮虽满足机翼变形和气密性要求,但是,机翼的整体承载能力并不很高,并且机翼内部结构、驱动方式和控制很复杂;Brian C.Prock等提出了分片式可移动的硬蒙皮[7],这种蒙皮结构虽实现了蒙皮的大变形和承载要求,但是却无法保证机翼表面光滑、连续和整体气密性要求,降低了变体机翼的气动性能;国内哈尔滨工业大学研制了形状记忆聚合物来实现蒙皮的大变形,但承载能力同样有限。
针对以上不足,本文提出了一种半圆波纹型复合材料蒙皮,以同时满足机翼变体时地柔性和承载能力要求。这种蒙皮由纤维增强复合材料基体和高弹性橡胶材料组成,如图1所示。
这种蒙皮在纵向拉力作用下每个波纹都产生扩张,由于变形的累积效应,使其产生远大于普通金属平板蒙皮;而在垂直于蒙皮表面的方向,由于波纹结构的存在使其具有较大的刚度,能够承受较高的载荷。本文计算了单层蒙皮复合材料主方向弹性模量,使用MSC.Patran/Nastran有限元软件进行了仿真分析,并将分析结果与试验进行了对比,证明了模型的有效性,为智能蒙皮的研究提供了一定的理论及试验依据。
1玻璃/环氧复合材料弹性模量
玻璃纤维与环氧树脂混合材料(下面简称玻璃/环氧复合材料)属于各向异性材料,玻璃/环氧复合材料各向弹性模量的计算推到可以增加有限元仿真的准确性。文中使用0°/90°E型平纹玻璃纤维织物,设Ef为玻璃纤维的弹性模量,Em为环氧树脂的弹性模量,cf为玻璃纤维的体积分数,cm为环氧树脂的体积分数。
取体积为V的单层典型单元体,它的质量为M,M是玻璃纤维与环氧树脂质量之和,即
M=Mf+Mm (1)
体积V包括玻璃纤维Vf、环氧树脂基体Vm和孔隙Vv三部分所占的体积,即
V=Vf+Vm+Vv (2)
用M和V分别去除式(1)和式(2)得
其中mi和ci表示质量分数和体积分数。
按照复合材料密度的定义,可用V去除式(1),得单层复合材料的密度:
式(5)称为复合材料密度的混合律,它表示复合材料的密度与各相体积分数和各相密度乘积的线性关系。
用质量分数表示,则:
孔隙体积与总体积相比可忽略,则可近似认为
为计算材料的弹性模量,将一层纤维织物简化成为正交铺设的上、下两层单向纤维层[8],如图2所示,假设上、下两层纤维体积含量相同,且都等于未简化前的纤维体积含量。
下层纤维1方向的弹性模量E11为:
E11=Efcf+Emcm (9)
上层纤维2方向的弹性模量E22为:
玻璃纤维织物与环氧树脂胶相关制备参数如表1所示,mf和mm可用实验方法测定(通常用采用称重法),取一块质量为M的试样,除掉其中的基体(对玻璃/环氧复合材料,可酸蚀除掉基体),或者剪出试件所用玻璃纤维布而后称重的方法直接得出纤维重量Mf,根据式(3),可计算得
2有限元建模
任何结构的有限元分析都离不开几何结构的准确建模和载荷的真实模拟[9]。本文建立的有限元仿真分析模型与试验样件的形状和尺寸一致。仿照拉伸试验机的拉伸方式,一端完全固支,一端施加X方向的拉伸载荷,采用逐步加载方式,每步迭代30次。
2.1二维模型
仿真模型建好后,选用四边形板元(QUAD4)来划分网格,在波纹区域适当加密网格,将计算出的弹性模量等参数输入选定的材料模型中,材料模型为2D各向异性材料,最后采用复合材料专用建模工具MSC.Laminate Modeler来建立蒙皮构件拉伸模型,真实试验样件由6层玻璃/环氧复合材料组成,仿真模型则简化成反对称正交铺设层合板,共12层,铺层顺序为[0°/90°/0°/90°/0°/90°/0°/90°/0°/90°/0°/90°/0°/90°/0°/90°],材料主方向1与全局坐标X轴向一致,铺层参考方向如图4所示。
2.2分析结果
复合材料层合板结构由于方向层的刚度不同,每一层会有不同的应力,故相对于金属材料更侧重于分析其应变[10]。
图5、图6为蒙皮构件上、下表面X轴向应变云图。
从图5中可知,蒙皮上表面波峰处在伸长时主要受压应变影响,最大压应变集中于中间波峰处,两边波峰的压应变小于中间波峰,越靠近两端压应变越小,而波谷处主要受拉应变影响,最大拉应变集中于两端波谷处,越靠近中间拉应变越小。
图6中蒙皮构件波峰处受拉应变而波谷处却受压,应变分布与图5相似,导致这种现象主要有两方面原因,一是如图7所示,取蒙皮整体的波峰或波谷处一段微元,根据整体受力情况,可知微元所受内力分布,发现不管波峰或波谷处微元都会受到使其舒展伸长的力矩,这导致单层蒙皮既有拉应变又有压应变;二是蒙皮铺层方式可看作是反对称正交铺设,此种层合板有拉伸与弯曲的耦合关系,即蒙皮在拉伸时不仅会伸长还会产生翘曲。
图8是蒙皮构件受拉时X轴向所产生的位移图,由图8可知,每个波纹所产生的位移大小并不一样,越靠近拉伸端位移越大,由于每个波纹都产生扩张变形的累积效应,使其产生远大于普通金属平板蒙皮的变形,满足了变体飞行器大变形的要求。
3试验
3.1试验样件及系统
本文根据GB/T 1447—2005[10]规定的纤维增强复合材料拉伸试验件的外形尺寸,采用手糊真空热压成型工艺制备了波纹型和平板型两类拉伸试验样件,表3为试验件的尺寸参数。其中,L为试验件的总长;L1为试验测试段的长度;L2为拉伸机夹持验样件的长度;n0为纤维铺层数;n为基体的波纹数;t为样件层合板厚度。
实验设备使用INSTRON5566系列电子万能试验机。实验前先夹持蒙皮试样,使试样的中心线与上、下夹具的对准中心线一致,试验机的加载速度根据标准设为2 mm/min,检查并调整试样及试验机系统,使整个系统处于正常工作状态,最后测定拉伸应力时连续加载直至试样破坏,观察拉伸变形曲线,记录数据。
3.2结果分析与讨论
图9为平板型试验样件的拉伸特性试验曲线,图10为波纹型蒙皮拉伸位移仿真曲线以及试验样件拉伸特性曲线。
由图9可知,平板样件在拉伸载荷小于170 N的范围内呈线性关系。当大于170 N后,样件脱层导致强度减弱而发生破坏。
比较两图可知,两种结构具有相似的变形特性,而且两种结构样件发生脱层破坏的临界载荷很接近,所以可以近似地用平板结构的拉伸许用应力,作为波纹结构拉伸时的应力极限。但是波纹结构样件的变形能力远高于平板结构。在相同的载荷下,波纹结构样件的伸长量是平板结构样件的30多倍。
比较图10中两曲线可知在(0—100) N之间,仿真与试验结果拟合度较好,在170 N左右时,试验样件发生塑性变形,而仿真模型仍然处于线弹性阶段,此时观察试验样件发现,试件两端波谷处纤维层与树脂胶首先发生脱层现象,这与上文仿真结果吻合。在线弹性段实验与仿真结果比较接近,伸长量误差不超过10%。
根据上述结果可以推断导致有限元仿真计算与实测结果之间误差的原因主要有3个方面。一是仿真模型由于进行了诸多简化导致计算结果误差,这是导致试验误差的一个主要原因;二是样件制备时,工艺难以精确控制,导致不同样件性能略有差异;三是样件测试过程中,由于样件的初始变形等因素影响,使加载过程中初始载荷可能不为0,而导致了载荷偏置。尽管本文建立仿真模型与实测结果之间存在误差,但是误差较小,且简单易用,所以提出的有限元分析模型可以作为工程设计与优化的一种依据。
4结论
(1) 本文推导出了的波纹型蒙皮结构含玻璃纤维与树脂胶的体积分数,并给出了材料各向弹性模量的表达式,该式形式简单,含义清楚便于使用,使仿真结果更准确。
(2) 结构试验前,建立波纹型蒙皮复合材料构件的有限元模型给出蒙皮在试验载荷下应变、位移等云图,为后续试验中位移与力传感器的选取、试验应变片的布置提供依据。
(3) 试验结果表明,波纹式蒙皮结构能够提供远大于传统平板式蒙皮的拉伸变形能力。本文样件试验中,在相同尺寸条件和载荷作用情况下,波纹结构的弹性伸长量是平板结构样件的30多倍,为变体机翼蒙皮提供了一种可行的选择。
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