复合材料加筋板在剪切载荷下的屈曲特性研究_王平安

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先进复合材料薄壁加筋板轴压屈曲特性及后屈曲承载性能

先进复合材料薄壁加筋板轴压屈曲特性及后屈曲承载性能张浩宇;何宇廷;冯宇;谭翔飞;郑洁【摘要】对国产先进复合材料薄壁加筋板结构进行了轴向压缩试验.通过监测典型位置的应变和离面位移,研究了该型加筋板的轴压屈曲及后屈曲性能.应用工程算法对试验件的蒙皮初始屈曲载荷和屈曲模态进行了预测,试验结果表明,该型加筋板的轴压屈曲形式依次是筋条间蒙皮的初始屈曲、部分蒙皮的二次屈曲以及4根筋条的柱屈曲;蒙皮发生屈曲后,蒙皮承担的部分载荷转移至筋条,使筋条成为主要承力部分,当筋条发生断裂后,试验件迅速整体破坏;其破坏载荷平均值为482.67 kN,屈曲载荷的平均值为204 kN,前者为后者的2.37倍,说明该型结构具有很大的后屈曲承载空间.【期刊名称】《航空材料学报》【年(卷),期】2016(036)004【总页数】9页(P55-63)【关键词】复合材料;加筋壁板;屈曲载荷;屈曲模态;后屈曲【作者】张浩宇;何宇廷;冯宇;谭翔飞;郑洁【作者单位】空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;空军工程大学航空航天工程学院,西安710038;中航工业第一飞机设计研究院,西安710089【正文语种】中文【中图分类】TB332碳纤维增强复合材料由于具有比刚度大、比强度高、抗疲劳性能好、可设计性强、易于整体成形等诸多优点[1]，从20世纪60年代初开始，在航空航天工程、汽车工程、核工程等领域中得到了广泛应用[2]。

在结构设计中，相较于纯板结构，加筋板具有提高板结构效能的优点，被广泛应用于飞机的机翼、尾翼、梁腹板、机身蒙皮等结构中。

在飞机实际服役使用过程中，压缩载荷是这些部位承受的一种常见的工况载荷[3]，当薄壁加筋板结构在承受压缩作用时，首先发生蒙皮的局部屈曲，但是屈曲后的加筋板仍然具有较髙的后屈曲承载能力，具有可观的后屈曲承载潜力[4-5]，因此可以利用后屈曲承载潜力来提高结构的承载能力从而达到减重的目的，这在“为减少每一克重量而奋斗”的飞机结构强度设计领域具有重要意义。

不同筋条刚度下复材加筋板剪切稳定性分析

ห้องสมุดไป่ตู้
ＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＳｔａｂｉｌｉｔｙｏｎＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｉｆｅｎｅｄＰａｎｅｌｓＳｕｂｊｅｃｔｅｄ
ｔｏＳｈｅａｒＬｏａｄｉｎｇｕｎｄｅｒＤｉｆｅｒｅｎｔＳｉｆｎｔｅｓｓＣｏｎｄｉｉｏｔｎｓ
ｔｈｅｗｅｂｈｅｉｇｈｔｉｎｃｒｅａｓｅｓ（ｄｅｃｒｅａｓｅｓｔｈｅｗｉｄｔｈｏｆｔｈｅｂｏｔｔｏｍｌｆａｎｇｅ），ｔｈｅｓｔｉｆｆｅｎｅｒｉｓｒｅｌａｔｉｖｅｌｙｓｋｉｎｎｅｄ
ｓｔａｎｔｃｒｏｓｓ —ｓｅｃｔｉｏｎａｌｒｅａａ，ｃｈａｎｇｉｎｇｏｎｌｙｔｈｅｗｉｄｔｈｏｆｔｈｅｂｏｔｔｏｍｌａｆｎｇｅａｎｄｔｈｅｈｅｉｇｈｔｏｆｔｈｅｗｅｂ，ｗｉｔｈ
ｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｓｔｉｆｆｎｅｓｓｏｎｂｕｃｋｌｉｎｇ，ｐｏｓｔ－ｂｕｃｋｌｉｎｇｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｉｆｆｅｎｅｄｐａｎｅｌｓｓｕｂｊｅｃｔｅｄｔｏｓｈｅａｒ
第４４卷
第１期
航空计算技术

复合材料加筋壁板轴压屈曲稳定性研究

国内外学者对复合材料层合板和加筋板的屈曲问题进行了大量的理论研究【，４但试验研究不多。本
文拟对复合材料薄壁加筋结构进行轴向压缩载荷下的试验研究，并通过有限元仿真分析其稳定性能，为该型结构的工程应用提供试验和分析参考。
１稳定性试验试件构型
本试验所使用的复合材料加筋壁板压缩试件主要
表１试验值与计算值比较
Ｔ．Ｃｍｐｒｓｎｂｔｅｅｔａｄｎｍｅａｉｎｒｓｌｂａ１ｏａｉｏｅｗｅｎｔｓｎｕｒｔｅｕｔｏｓ
从表１可以看出，试件破坏载荷远大于屈曲载荷，说明本文研究的结构具有较强的后屈曲承载能力，在工程应用中应充分发挥该种结构的效能；采用有限元模拟方法计算所得结果与试验值较为吻合，误差主要是由于建模过程中对结构进行了简化，并且忽略了复合材料层间影响及初始缺陷等因素。
４结论
通过对加筋板进行轴向压缩试验及数值模拟仿真研究，以得出以下结论：可１复合材料加筋薄壁结构轴向压缩屈曲失稳的形式主要表现为筋条间蒙皮的局部屈曲，）且局部屈曲载荷较小，说明该类型薄壁结构易发生蒙皮上的局部屈曲；在局部屈曲之后，结构屈曲形式会随载荷的增加而
定性能进行分析。关键词复合材料；筋板；曲；加屈稳定性；限元有
ＤＯＩ１．９９ｊｉｎ１００３６／．ｓ．０９—３．００．０ｓ５６２１．４０３１１
．
中图分类号
Ｔ３２Ｂ３
文献标识码
由筋条和蒙皮构成，试件的尺寸参数为：试验段长度Ｌ

复合材料加筋板剪切屈曲与后屈曲承载特性

复合材料加筋板剪切屈曲与后屈曲承载特性杨钧超;柴亚南;陈向明;邓凡臣;孙茜【摘要】采用试验、工程算法及有限元方法研究了复合材料加筋板剪切性能.首先进行了剪切试验,试验结果表明:加筋板失效模式为筋条脱粘、蒙皮局部破损,加筋板的破坏载荷是屈曲载荷的1.14倍.然后,对工程算法进行修正,提出了一种计算屈曲载荷的快速分析方法;工程算法得到的屈曲载荷相对误差为3.53％.最后,建立了有限元模型,模型考虑了试验件与夹具的连接;通过有限元方法得到的屈曲载荷、屈曲模态及破坏模式与试验结果一致;与试验相比,屈曲载荷、破坏载荷的相对误差分别为2.21％、14.4％.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2019(019)007【总页数】5页(P289-293)【关键词】复合材料加筋板;剪切;屈曲;后屈曲;失效模式【作者】杨钧超;柴亚南;陈向明;邓凡臣;孙茜【作者单位】中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;中国飞机强度研究所全尺寸飞机结构静力/疲劳航空科技重点实验室,西安710065;沈阳飞机设计研究所,沈阳110035【正文语种】中文【中图分类】V257.13复合材料具有比强度和比刚度高、可设计性强、疲劳性能好、重量轻、耐腐蚀等优异性能，被广泛应用于航空航天领域[1，2]。

复合材料薄壁加筋结构承载效率较高，是飞机中常见的结构形式，如机翼壁板、机身壁板以及梁腹板等。

在剪切载荷作用下，该类结构容易失稳，但失稳后仍然具有较高的承载能力。

因此，研究复合材料加筋板剪切屈曲与后屈曲承载特性，进一步提高结构效率具有重要工程意义。

目前，部分国内外学者对复合材料薄壁加筋结构的稳定性问题开展了研究。

张国凡等[3]、Villani等[4]等开展了复合材料加筋板剪切稳定性试验，结合有限元分析方法，详细讨论了加筋板的剪切屈曲与后屈曲性能。

复合材料层压板非线性屈曲分析技术研究

（2）
其中 t 可以代表载荷水平，位移尺度或弧长等。将上式代入特征方程(1)式，则非线性稳定性分析的特征方程表示为
[ k
t
T
] [ t t kT ] [ t kT ] {q} 0

（3）
t cr t / t ，对该方程进行求解，可以得到一系列的特征值 1 , 2 , 和相应的特征位移模态 q1 , q2 , 。如果(3)式中 t 代表载荷水平，即线性插值表示的是基于载荷幅值 p 的，则与 1
其中，相对应的载荷幅值 pcr 就是结构非线性稳定性的临界值（近似值）， q1 是其相应的屈曲模态。这时有
pcr t p 1t tFra bibliotekpt p

（4）
关于特征方程(3)式还可指出，如果特殊地令 t 和 t t 分别对应于 p 0 和 p 1 时刻，则它将蜕化为线性稳定性分析的特征方程。一般来说，采用迭代法和增量法（如 Newton-Raphson 方法）就可以求解出结构失稳的极限载荷，假设已求得 t 0 至 t 时刻的位移解，在 t 到 t t 增量步中，结构将从稳定平衡状态转向不稳定平衡状态，在靠近不稳定区域的地方，一般的平衡迭代将收敛得很慢，甚至根本不收敛。为使数值解收敛，在采用 Newton-Raphson 法的同时，采用限制位移长度法（通常称为弧长法）。弧长法是通过极限点的最有效的方法。该方法最早是由 Riks 和 Wempner 提出，由 Crisfield 和 Ramm
图3
不同铺层方式时中心节点载荷－挠度曲线
由图 3 可见，不同铺层均存在一临界屈曲载荷，且为分支型失稳。一旦超过临界载荷，结构变形急剧增大，导致数值计算发散，实际情况为结构由于过大的变形而失效。由计算结果可见，增加 ±45°铺层比例有利于提高此模型的稳定性，其中全部采用±45°铺层时，其非线性分叉失稳临界载荷最高，并且中心节点挠度（最大挠度）也显著减小，与实际工程经验相符。

复合材料加筋壁板剪切屈曲工程算法验证研究

复合材料加筋壁板剪切屈曲工程算法验证研究“复合材料加筋壁板剪切屈曲工程算法验证研究”是一个对复合材料加筋壁板剪切屈曲性能的研究，主要目的是分析和验证复合材料加筋壁板剪切屈曲性能的影响因素，以及复合材料加筋壁板的设计算法。

复合材料加筋壁板剪切屈曲是将复合材料和加强筋板组合起来用于抗剪切屈曲的一种技术。

它具有优异的抗剪切性能，广泛应用于船舶、飞机、汽车等结构中，为结构的设计提供了有效的方法。

然而，复合材料加筋壁板剪切屈曲性能也受到很多因素的影响，如复合材料板材厚度、加筋壁板尺寸、加筋壁板类型等，这些因素都会影响复合材料加筋壁板剪切屈曲性能。

因此，针对复合材料加筋壁板剪切屈曲性能的影响因素进行研究，利用合理的设计算法，有效地提高复合材料加筋壁板的剪切屈曲强度，从而更好地满足实际的结构设计要求。

复合材料加筋壁板剪切屈曲研究的研究方法通常包括理论分析、数值模拟和实验验证三个步骤。

以理论分析为主，对复合材料加筋壁板剪切屈曲性能进行分析，从而探究影响复合材料加筋壁板剪切屈曲性能的因素，并建立复合材料加筋壁板剪切屈曲性能的数学模型，以便于后续的研究。

其次，使用数值模拟技术，进行不同参数的模拟与分析，以进一步研究复合材料加筋壁板的剪切屈曲性能。

最后，通过实验验证，验证和校验上述理论分析和数值模拟的结果，以保证研究结果的准确性和可靠性。

此外，在研究中还可以结合复合材料加筋壁板的设计方法，建立相应的设计算法，以有效地提高复合材料加筋壁板的剪切屈曲性能，并确定合理的设计参数，为实际的结构设计提供参考。

总之，“复合材料加筋壁板剪切屈曲工程算法验证研究”是一个有重要意义的研究，主要研究内容包括：首先，研究复合材料加筋壁板剪切屈曲性能的影响因素；其次，利用理论分析、数值模拟和实验验证研究复合材料加筋壁板剪切屈曲性能，并结合复合材料加筋壁板的设计方法，建立有效的设计算法，最大限度地提高复合材料加筋壁板剪切屈曲性能。

通过研究，可以有效地改善复合材料加筋壁板的设计，为结构的设计提供有效的参考。

复合材料层压板剪切屈曲性能探究

复合材料层压板剪切屈曲性能探究马子广;王卫卫【摘要】碳纤维复合材料层压板受剪切载荷作用下屈曲性能的分析比较复杂,相应的结构试验难度也很高.因此通过经典层压板理论对其进行分析,建立了合理的数学模型,推导出了层压板在四边简支和四固支情况下的计算公式,并通过数值方法对某试验的试验件进行有限元建模,模拟复合材料层压板的受力方式,进行仿真计算,得出了复合材料层压板受载后的变形情况,应力分布及复材板的屈曲模式等,最后与某型号直升机上的复合材料层压板的剪切试验的试验结果进行对比分析,探究了某型号复合材料层压板的剪切屈曲性能.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2017(000)004【总页数】5页(P13-17)【关键词】复合材料层压板;屈曲分析;剪切试验;仿真计算【作者】马子广;王卫卫【作者单位】中国直升机设计研究所,江西景德镇 333001;中国直升机设计研究所,江西景德镇 333001【正文语种】中文【中图分类】V216.1;V258+.3复合材料具有很好的可设计性、耐腐蚀性以及比强度、比刚度高，疲劳特性好，易修补等突出优点，因此已成为当今航空器实现有效减重，改善航空器性能的一种必不可少的材料[1]。

对于直升机来说，由于飞行速度相对低，气动载荷小，其机体结构采用复合材料更是具有得天独厚的条件。

在直升机结构中，剪切载荷是常见的受载形式。

为了研究在剪切载荷下复合材料板的屈曲破坏模式，国内外常用的就是设计四连杆夹具，然后进行加载的方法。

但是在实际操作中发现，该种方法所得结果与理论值有一定的差距，而且费时费力，成本大。

因此，需要充分利用有限元仿真分析的有利条件，探究出一种合理的建模分析方案。

另外，在设计中利用复合材料层压板的后屈曲强度特性提高结构的承载能力，需要进行极限强度分析和试验验证。

Onkar等通过随机有限元方法分析了带中心孔和不带中心孔的层压板在受压向载荷时，不同的边界条件对屈曲载荷的影响，得出了边界条件大大影响失稳载荷的结论[2]。

复合材料加筋壁板剪切屈曲工程算法验证研究

试验件为5根“M”型桁条以及两个框和蒙皮组成的加筋壁板，剪切试验件包含5组“M”型桁条试验件。试验件最大外形尺寸为1 355 mm x 1 240 mm x 124 mm 剪切试验件的结构示意图如图1所示，试验件的结构相关信息见表1蒙皮和长桁条铺层见表2
1.3试验内容剪切试验采用对角拉伸方式施加剪切试验在
平直壁板
45/0]s
试验件
[ 45/- 45/0/- 45/ 14 90/45/0]s
帽型桁条剪切 [45/0/0/-45/90/ -
壁板拉伸试验机(600 t)上进行，通过螺栓将试验件四边与夹具剪力板相连，再利用轴销、板条等将装配好的试验件与试验机相连，在试验件对角处施加拉伸载荷形成剪力。剪切试验件加载方案示意图如图 2所示，试验示意图如图3所示。
剪切试验件
剪力板
图1剪切试验件示意图
组号
P1 P2 P3 P4 P5
表1平直壁板试验件矩阵
桁条类型
蒙皮铺层
桁条间距
/ mm
桁条铺层
10
210
9
10
190
9
“M”
型
12
210
9
12190Fra bibliotek914
190
9
载荷形式
剪切
表2 平板壁板试验件铺层介绍
类型
分类加载形式
铺层
铺层数
[45/ 一 45/0/90/45/ 10
-45/90/0/ -45/45]
蒙皮剪切 [45/ - 45/ -45/90/ 12
中典型试验件进行理论计算时,板元参数中当蒙皮铺层厚度选择不考虑加筋桁条底脚而取原铺层厚度、宽度
选择考虑加筋桁条底脚支撑作用，计算的最终五组结果与试验值绝对误差均最小，并且小于5%。关键诚:复合材料加筋壁板;剪切屈曲；临界载荷;工程计算

复合材料加筋壁板剪切破坏试验与后屈曲分析

复合材料加筋壁板剪切破坏试验与后屈曲分析
复合材料加筋壁板剪切破坏试验是一种考察复合材料加筋壁板的机械性能的重要手段。

它揭示了复合材料加筋壁板所能承受的破坏应力和破坏类型，并对复合材料加筋壁板的设
计和改善具有重要指导意义。

本文介绍了复合材料加筋壁板剪切破坏试验中使用的试验机构、试验条件和测试方法，及随后的后屈曲分析。

复合材料加筋壁板剪切破坏试验通常在标准化的剪切试验机夹持装置中进行，用左右
两个可调形状的滑动夹具完成，剪切试样的大小由标准决定，夹具的尺寸以实现恒定的剪
切设备参数为准。

剪切的试验构件通常由计算机控制，可按照一定步进地增加预定义的剪
切力，并通过信号反馈装置控制试验过程，以获得良好的剪切硬度和精度。

复合材料加筋壁板在剪切破坏试验中可以表现出许多不同的破坏模式，其中最主要的
模式是断裂、屈服、失稳和有节点的屈服等。

从呈节点的屈服开始，剪切强度会突然变低，当剪切力超过饱和点时，试件发生垂直断裂。

随着剪切力增大，试件继续屈曲和破裂，最
终发生破坏。

此外，复合材料加筋壁板剪切破坏试验还可以对试件进行后屈曲分析。

一般来说，试
件在破坏前一段时间，剪切应力可以处于屈让状态，其屈曲部分主要体现为在破坏后继续
屈曲的形状。

因此，掌握有关的屈曲参数将有助于从复合材料加筋壁板的本构行为中更好
地理解其材料特性。

综上所述，复合材料加筋壁板剪切破坏试验是考察复合材料加筋壁板性能的重要手段，可以直观地得出复合材料加筋壁板的机械特性，并根据测试结果进行后屈曲分析，提高复
合材料加筋壁板的设计和改善水平。

复合材料加筋板受轴压载荷下屈曲和后屈曲研究的开题报告

复合材料加筋板受轴压载荷下屈曲和后屈曲研究的开题报告一、选题背景复合材料在航空航天、汽车、船舶、建筑等领域有着广泛的应用，具有高强度、低密度、耐腐蚀、耐疲劳等优点。

复合材料加筋板作为一种典型结构件，在上述领域应用较为广泛。

然而，加筋板在使用过程中受到各种载荷的作用，其中受轴压载荷下的屈曲和后屈曲现象是人们关注的热点问题。

在具体的实际应用中，如何有效地提高加筋板的承载能力和抗屈曲性能，是一个值得研究的方向。

二、研究目的和意义针对复合材料加筋板受轴压载荷下的屈曲和后屈曲问题，本研究将着力探究以下问题：1. 复合材料加筋板受轴压载荷下的屈曲特性及产生机理。

2. 复合材料加筋板后屈曲现象的分析和影响因素研究。

3. 通过改进材料、几何形状等方面的方案来提高复合材料加筋板的抗压性能。

本研究的意义在于：1. 为提高复合材料加筋板的机械性能提供理论研究支持。

2. 对于加筋板在实际应用中的设计、制造和性能评价等方面具有借鉴意义。

三、研究方法和技术路线本研究将采取如下方法和技术路线：1. 文献综述：通过查阅相关文献资料，掌握复合材料加筋板受轴压载荷下的屈曲和后屈曲现象的研究现状和进展。

2. 数值模拟：利用ANSYS软件建立符合实际情况的数值模型，模拟不同情况下复合材料加筋板的受力情况及其力学特性变化规律。

3. 实验研究：通过构建实验平台，对复合材料加筋板进行压缩试验，并在试验中测量动态变形，以验证数值模拟结果的准确性。

四、预期成果和进展本研究预期达成的主要成果和进展包括：1. 建立符合实际情况的数值模型，模拟不同条件下复合材料加筋板的受力情况及其力学特性变化规律。

2. 通过实验研究，验证数值模拟结果的准确性。

3. 分析加筋板后屈曲现象的影响因素，提出改进方案，以提高加筋板的抗压性能。

最终，本研究的成果将为提高复合材料加筋板的机械性能提供理论研究支撑，对相关产业的发展具有重要的推动作用。

航空复合材料加筋板压缩屈曲及后屈曲力学性能

航空复合材料具有质量轻、可设计性强、抗热冲击等优点，然而，复合材料通常以薄壁结构的形式出现，采用加筋板能够较大地增强结构的整体刚度，提高层合板的结构效能[1]，因此航空复合材料加筋板在现代飞机结构中得到了越来越广泛的应用，例如机身蒙皮、隔框、机翼和尾翼的翼面加筋板等[2-3]。复合材料加筋板在服役期间承受的载荷有多种形式，比如压缩、剪切、压剪组合等，其中轴向压缩载荷是服役过程中最常见的载荷形式之一。在轴向压缩载荷作用下，常见的失效模式为局部屈曲失稳，在发生屈曲失稳后并不会迅速破坏，通常表现出良好的后屈曲承载能力[4]，但由于结构的后屈曲路径具有几何非线性的特点，其理论和应用一直是一个难题[5]，因此研究复合材料加筋板在轴向压缩载荷下的屈曲及后屈曲能力对飞机的飞行使用安全有重要意义。
在轴向压缩载荷作用下常见的失效模式为局部屈曲失稳在发生屈曲失稳后并不会迅速破坏通常表现出良好的后屈曲承载能力4但由于结构的后屈曲路径具有几何非线性的特点其理论和应用一直是一个难题5因此研究复合材料加筋板在轴向压缩载荷下的屈曲及后屈曲能力对飞机的飞行使用安全有重要意义
2020 年第 40 卷第 1 期第 53 – 61 页
当沿层合板长度方向作用均匀平面力 Nx 时，四边简支矩形层合板受力情况如图 3 所示。
本工作首先应用工程方法对复合材料加筋板的压缩屈曲载荷和破坏载荷进行估算；然后开展复合材料加筋板的压缩屈曲实验，根据实验现象得到加筋板的屈曲及破坏形式，对实验中所记录的加筋板载荷-应变和载荷-位移曲线进行分析，得到压缩屈曲载荷以及破坏载荷等。
屈曲、筋条局部屈曲和整体屈曲等[20]。在实际工程应用中，加筋板多为中等长度，若筋条先于蒙皮发生局部屈曲将会显著降低加筋板的承载能力，是不合理的设计，因此本工作主要研究的是筋条间蒙皮的局部屈曲。复合材料加筋壁板结构在承受屈曲载荷时，其屈曲形式主要为格间（指加强件之间的蒙皮段）屈曲失稳，加强件在屈曲失稳前几乎保持直线，起“屈曲分隔”的作用，因此通常将加筋壁板的格间局部屈曲失稳载荷作为压缩屈曲载荷[18]。

复合材料层合板剪切屈曲及后屈曲行为研究

ｃａｔｉｉｆｐｓｅｅｒｅｅｉｙｕｓｉｄｔｌｃｒｔｏｃｍｏｉｐｎｌａｒｐｃｖｌｄｃｓｄｅｉｈｒｅｓｃｏａｔａｓｓｔｅｉｅｎａ．ｅｓ
Ｋｙｒ：ｐｓｅｎｌ，ｂｃｌｇｓａｅｗｄｃｍｏｉｐｅｏｏｔａｓｕｉｉｈｒ，ｂｃｌｇｔａｌｄｋｎｎｅｕｋｎｃｉｌｉｒｃｏｉａ
ｅｍｎｍｔｄｕｎｒｕｓｒａａｚｄｐｐｓｔｉｕｎｅｏｔｌｅｔｈｓｌｔｌｗｅｌｅｔｒｏｅｎｅｃｓｈｅｅｏｉａｅｔｅｎｙｏｍｓｏｈｆｅｌｆｅｄｌｎｅｒｏｈｈｒｋｎｐｅｉＴｅｌｏｅｐｒｅｔｉｉｔａａｔｓａｂｃｌｇｐｒｅ．ｒｕｓｘｅｍｎｔｎｅｍａｄｎｅｕｉｒｔｓｈｅｔｆｉａｏａｅｅｏｓ
ｔｎｗｌｄｕｔｒｂｃｌｇｌｅｓｅｒＩｆｔｌｉｔｐｔｕｄｒｈ－ａｅｓｃｅｕｋｉｆｕｉｈａｎ，ｎｅｌｅｎｅｉｌｔｕｓｎａｒｎ．ａａａｄｓｒｉｃｍａｂｃｌｇｎｔ，ｔｅｅｃｒｃｎｌｈｖａｓｎｂｌｄｃｒｉｕｋｎｄｏｆｉａｄｓｓｕｔｅｓｌｅｅｏａｌｏ－ｒｎｉｏａｎｈｔｕａｔａｌｒｉｒａｅａｙｇａ
汤北二旅大宇项士学位论文
载能力进行分析计算，即进行稳定性分析。
关于板结构的屈曲研究已经有近百年的历史，而人们开始认识并研究它们的后屈曲行为还是近二三十年的事情。２世纪７年代初期，ＣＹｈＡＷＬｉａ００．Ｃｉ．ｅｓａｓ

剪切载荷作用下复合材料加筋壁板蒙皮屈曲

第47卷第1期2017年1月航空计算技术Aeronautical Computing TechniqueVol.47 No.1Jan.2017剪切载荷作用下复合材料加筋壁板蒙皮屈曲李爱环，支晗(中航沈飞民用飞机有限责任公司工程研发中心，辽宁沈阳110000)摘要:对复合材料加筋壁板在剪切载荷作用下的稳定性进行研究，应用PATRAN &NASTRAN软件对加筋壁板建立有限元模型进行屈曲分析，将工程分析方法四边简支条件下的蒙皮剪切屈曲载荷计算结果与加筋惯性矩刚好满足最小惯性矩要求的加筋壁板蒙皮剪切屈曲有限元仿真结果进行对比，结果吻合良好。

此有限元模拟方法所得结果可以为蒙皮剪切屈曲系数的确定提供参考。

改变加筋壁板加筋尺寸，研究剪切载荷作用下不同加筋尺寸对加筋壁板蒙皮屈曲的影响。

关键词：复合材料;加筋壁板；剪切载荷；有限元;屈曲中图分类号:V214 文献标识码:A文章编号:1671-654X(2017)01-0097-04Skin Buckling of Composite Stiffened Panel under Shear LoadL I Ai-huan，ZH I Han(S A C Com m ercial Aircraft C om pany L im itd ,A V IC, Shenyang 110000 , C h in a)Abstract：The stability of a composite stiffened panel under shear load is analysed.The finite element model of the composite stiffened panel is created and the buckling analysis is done with softw are PATRAN&NASTRAN.The engineering analysis result of the skin with all sides simply supported agrees well with the simulated result of the skin buckling under shear,in which FEM the inertia moment of stiffener equals the required minimum value.The simulated result provides reference to selection of buckling factor for the skin buckling under shear.The stiffener size is changed for the composite stiffened panel, and the effect of different stiffener size on the buckling of the skin for the composite stiffened panel is studied.Key words：composite;stiffened panel;shear load;finite element;buckling引言通过在飞机主要结构上使用复合材料能够显著地降低飞机结构成本和提高飞机性能。

复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性／损伤容限一体化设计研究

维普资讯
第２７卷第５期
２００７年
飞
机
设
计
Ｖｏ．７ＮＯ５１２．Ｏｃｔ２００７
１０月
ＡＩＣＲＡＦＲＴＤＥＳＧＮＩ
文章编号：１７－５９２０）５０２－７６３４９（０７０ —０４０
ｓｄｆｒｔｒｖｄｅｉｏｌｏｔｒｏｏｉｉｒｍｅｓｃｕｅｄｓｇｎｅｍｏｉｃｔｎｔｙｅｆｔｏｐｏｉｅａｄｓｇｔｏｒｆｕｅｃｍｐｓｅａｒａｔｔｒｅｉａｄｔｄｆａｉｕｏｎｆｕｔｆｕｒｎｈｉｏｏｕｒｎｏｏｉｉｒｍｅｓｒｃｕｅ．ｆｒｅｔｃｍｐｓｔａｒａｔｔｒｓｃｅｆｕ
ｐｓｅｓｉｅｅａｅｓａｅｓｍｍａｉｅｏｍｕｔｌａｔｉｒｍｅｓｒｃｕｅｄｓｇｘｅｅｃｓａｄｔｉｏｉｔｆｎｄｐｎｌｒｕｔｆｒｄｆｍｌｐｅｐｓａｒａｔｔｒｅｉｎｅｐｒｎｅｎｈｓｚｒｉｆｕｉ
Ｌｅｌｎ．ＷＵＢｎＩＧ — ａｉ
（ｈｎａｇＡｒｒｆＤｓｎ＆ＲｓａｈＩｓｔｔ，Ｓｅｙｎ１０３Ｓｅｙｎｉａｔｅｉｃｇｅｅｒｎｔｕｅｈｎａｇ０５，Ｃｉａｃｉ１ｈｎ）
Ａｂｔａｔｏｏｉｔｅｅｋｎｐｎｌａｅｂｏｄｙｕｅｎａｖｎｅｏｏｉｓａｒｒｔｓｕｔｒ．ｓｒｃ：ＣｍｐｓｔｓｆｎｄｓｉａｅｓｒｒａｌｓｄｉｄａｃｄｃｍｐｓｔｉａｔｃｕｅｅｉｅｃｆｒＩｈｓｐｐｒｔｄｆｏｔｕｋｉｇｉａｔｄｍａｅａｄｉｆｅｃｆｉａｔａｇｎｔｅｌａｎｔｉａｅ，ａｓｕｙｏｓｂｃｌ，ｍｐｃａｇ，ｎｎｕｎｅｏｐｎｌｍｐｃｍａｅｏｈｄｄｏｃｒｙｎａａｉｆｏｏｉｔｅｅａｅ．ａｓｎｈｔｅｔｔｏｒｍｐｃａｇ，ｐｓ— ｕｋａｒｉｇｃｐｃｔｏｍｐｓｅｓｆｎｄｐｎ１ｙｔｅｉｔｓｍｅｈｄｆａｔｍａｅｙｃｔｉｃｏｉｄｏｔｂｃ — ｌｇａｄｄｒｂｌ／ａｇｏｅａｃｅｉｎｏａａｌ－ｔｉｋｅｓｃｍｐｓｔｓｉｅｅａｅｓｉｐｏｉ，ｎｕａｉｔｄｍａｅｔｌｒｎｅｄｓｇｆｖｒｂｅｈｃｎｓｏｏｉｔｆｎｄｐｎｌｓｒ — ｎｉｙｉｅｆｐｓｄ１ｅｉｅｈｉｕｓｆｒｏｔｂｃｌｇｄｒｂｌｙｄｍａｅｔｌｒｎｅｏａａｌ — ｈｃｎｓｏｏｅ．５ｄｓｎｔｃｎｑｅｓ－ｕｋｉｕａｉｔ／ａｇｅａｃｆｒｂｅｔｉｋｅｓｍ— ｇｏｐｎｉｏｖｉｃ

复合材料加筋板后屈曲的耐久性与损伤容限特性试验研究

Ｄｐｒｎｅｉｅａｔｔｓｎ＆ＴｓＯｃ，Ｈａｉ１０６ｍｅＤｇｅｔｆｅｉｒｎ０６，Ｃｉａｂ５ｈｎ）（．Ｓｅｙｎｉｒｔｅｉ＆ＲｓａｃｎｔｕｅＳｅｙｎ１０３，Ｃｉａ２ｈｎａｇＡｒａｓｃｆＤｇｎｅｅｒｈＩｓｔｔ，ｈｎａｇ０５ｈｎ）ｉ１
中图分类号：Ｖ１．２４８文献标识码：Ａ
ＡｎＥｘｅｉｅｔｌＩｖｓｉａｉｎｏｏｔＢｕｋｉｇＤｕａｉｔｎｍａｅｐｒｍｎａｎｅｔｔｆＰｓ－ｃｌｒｂｌｙａｄＤａｇｇｏｎｉ
（．哈飞航空产品开发部设计试验室，黑龙江哈尔滨１１０６）５０６
（．沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳２摘
１０３）１０５
要：通过对两种材料、两种规格的复合材料加筋板结构在损伤预制与未预制两种状态下后屈曲的耐久性
试验与剩余承载能力试验研究，探讨了复合材料加筋板结构在使用载荷作用下壁板局部失稳后的耐久性和剩余承载能力，以及冲击损伤对复合材料特性的影响。关键词：复合材料加筋板；预制损伤；失稳；耐久性；剩余承载能力
ｅｅ —ｓｉｔｕｔｒｓｏｗｏｍａｅａｓａｗｏｓｚｓｕｄｒｔｅｐｒ－ｄｍａｅｎｎａｇｄｃｎｔｏｓｎｄ —ｋｎｓｒｃｕｅｆｔｔｒｌｎｄｔｉｅｎｅｈｅａｇｄａｄｕｄｍａｅｏｄｉｎｉｉ
ｉｏｅｔｅｒｉｃｓｅ．ｔｐｒｐｒｉｓｗｅｅｄｓｕｓｄｅ

变角度复合材料加筋壁板的屈曲行为分析

构整体力学性能的提高具有重要的意义。基于有限元方法和多项式轨迹的铺层设计，建立了变角度复合材料加筋璧板屈曲分析
模型，预测加筋壁板的线性屈曲荷载和极限承载能力。分析模型采用渐进损伤的方式，模拟了材料的损伤演化过程。分析了拉
剪工况下帽型加筋璧板在不同铺层设计的屈曲行为，并考虑了拉剪耦合效应对屈曲性能的影响；分析了特定轨迹函数中不同变
屈曲是层合板结构重要的破坏形式。事实上，层合板在屈曲以后并不发生破坏，仍能继续承载，即后屈曲强度。Hao曲等人使用IGA方法，保证了纤维角度的连续性，并提高了计算效率。
复合材料加筋层合板结构是提高层合板整体稳定性最有效的方法之一。加筋板结构以少量的重量代价可大幅提高平板类零件的屈曲临界荷载，在飞机机翼、机身结构国中得以广泛使用。目前，关于曲线铺丝的复合材料加筋板结构的研究较少。
2.1基本参数介绍
加筋壁板结构主要由蒙皮、长桁、横肋三部分组成，结构的尺寸如图2所示。长桁的尺寸和截面形式见图2。横肋的截面图见图3。板长为1 190 mm,宽为1 186 mm。长桁采用常见的帽型加筋形式, 五根筋条等间距分布，筋条间距为210 mmo网格密度为10 mm,横肋、蒙皮、长桁均釆用S4R单元，单元总数为18 882。考虑到试验实施时边界条件设置的合理性，建立耦合点作为加载和施加边界条件的控制点，分别位移模型的右上角和左下角。限制左下角的耦合点六个方向的自由度；建立局部坐标系，对右上角的耦合点的平动自由度6、5和转角自由度UR】、UR?加以限制。线性屈曲分析中，施加Ui方向的集中力荷载；后屈曲分析中，施加Ui 方向的位移荷载。
基体拉伸失效: 伶卜伶卜伶卜任卜心
基体压缩失效：
其中，可是分析单元在相应铺层材料坐标系下的应力分量，1代表材料坐标系的纵向，即纤维方向, 2代表代表材料坐标系的横向，即面内与纤维方向正交的方向，3代表层合板法向。X、Y和S分别代

复合材料加筋板后屈曲设计技术欧盟研究综述

复合材料加筋板后屈曲设计技术欧盟研究综述王海燕;段世慧;孙侠生【摘要】为了保持竞争力,欧洲的飞机工业要求降低开发和使用成本,短期和长期分别降低20％和50％.为了实现这一目标,欧盟在框架计划下支持了一系列复合材料加筋结构后屈曲技术相关的研究项目.飞机复合材料加筋板具有较强的后屈曲承载能力,在飞机设计中可大幅提高结构的承载效率.本文介绍了欧盟在该领域的发展概况,从项目背景、目标、开展的工作、分析方法以及研究成果等方面阐述了欧盟在第五、第六和第七框架及其他项目下支持的复合材料加筋结构后屈曲设计分析技术相关研究项目,并分析了该领域技术的发展趋势及带来的启示.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2015(006)002【总页数】10页(P139-148)【关键词】欧盟;后屈曲分析;复合材料加筋板【作者】王海燕;段世慧;孙侠生【作者单位】中国飞机强度研究所计算结构技术与仿真中心,西安710065;中国飞机强度研究所计算结构技术与仿真中心,西安710065;中国飞机强度研究所计算结构技术与仿真中心,西安710065;西北工业大学航空学院,西安 710072【正文语种】中文【中图分类】V214.8中航工业集团创新基金(2012A62322R)随着航空科学技术的不断进步，新材料飞速发展，其中以复合材料的发展最为突出。

复合材料相比传统金属材料，具有比强度和比刚度高、可设计性强、疲劳性能好、重量轻、耐腐蚀等优点，将先进复合材料应用于飞机结构可减重20%～30%，这是其他材料和技术很难达到的效果。

从目前波音和空客两大航空制造巨头的激烈竞争来看，在飞机的材料和技术选择上，没有使用复合材料的飞机是没有竞争力和发展潜力的。

复合材料在飞机上的用量和应用部位已经成为衡量飞机结构先进性、舒适性、经济性的重要指标之一。

美国及欧洲为了保持他们在复合材料技术领域的领先优势，不断以开展专项复合材料技术及其结构技术综合发展计划的形式，进行先进复合材料技术的研究工作，并在技术达到一定成熟度时进行综合演示验证，取得了不少技术先进、经济可接受，且可投入使用的技术成果。

斜削型筋条复合材料加筋壁板轴压屈曲分析

斜削型筋条复合材料加筋壁板轴压屈曲分析赵铭;张伟;王鹏飞【摘要】Composite stiffened panel is widely used in aircraftstructure.Whereas, the panel with beveled stiffened because of;the especial eccentric structure has a different buckling load from the conventional composite posite panel with beveled stiffened was taken for an example, the buckling modes via three methods-testing, engineering methods and finite element method were analyzed, and the effect of beveled stiffened on buckling load was evaluated.By comparing the three methods, the conservative quantity of the engineering methods is given, which provided the testing and analysis method for the buckling analysis of the composite stiffened panel.%复合材料加筋壁板大量应用在飞机结构中,而斜削型筋条加筋壁板由于其特殊的偏心结构使得其与常规的贯通型筋条加筋壁板有着不一样的屈曲载荷.以斜削型筋条复材加筋壁板为例,通过试验、工程算法、有限元法三种方法对其屈曲模式进行分析,对比分析三种方法所得结果,得出斜削型筋条对加筋壁板屈曲载荷的削弱作用在30%左右,工程算法保守量为11%左右.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2017(017)006【总页数】7页(P97-103)【关键词】加筋壁板;屈曲;试验;工程算法;有限元【作者】赵铭;张伟;王鹏飞【作者单位】中国特种飞行器研究所,荆门 448035;中国特种飞行器研究所,荆门448035;中国特种飞行器研究所,荆门 448035【正文语种】中文【中图分类】V214.3;V216.1航空、航天复合材料具有较高的比强度和比模量，以及很强的可设计性，已经越来越多地应用到飞机结构设计中，相比常规的金属结构可减重25%～30%[1]。

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复合材料加筋板在剪切载荷下的屈曲特性研究XBUCKLING PERFORMANCE ANALYSIS OF STIFFENEDCOMPOSITE PLATE UNDER S HEAR LOADING王平安X X矫桂琼1王波1卢智先2(1.西北工业大学力学与土木建筑学院,西安710072)(2.西北工业大学航空学院,西安710072)WANG PingAn1JIAO Gu iQiong1WAN G Bo1LU ZhiXian2(1.School o f Mechanics,Civil Engineering&Architecture,Northwestern Polytechnical University,Xi c an710072,China)(2.School o f Aeronautics,No rthwestern Polytechnical University,Xi c an710072,China)摘要通过对复合材料薄壁加筋板结构进行剪切载荷下的屈曲试验研究,得到结构的屈曲模态、屈曲失稳载荷以及破坏形式,并通过有限元方法对结构的屈曲进行数值分析,分析得到的复合材料薄壁加筋板结构的屈曲模态和试验结果一致,屈曲载荷与试验结果吻合较好。

试验还发现复合材料薄壁加筋板结构有较高的后屈曲承载能力,后屈曲过程中由于桁条脱胶会造成屈曲模态的变化。

还分析了筋条的连续性对屈曲载荷的影响。

关键词复合材料加筋板结构屈曲模态屈曲失稳载荷有限元分析中图分类号TB332O343.9TB115Abstract In order to investigate buckling mode,buckling load and failure mode of structure,shear experiments were conducted for stiffened thin-walled composi te plate.Finite elemen t method was also used to analyze the buckling behavior of that composite structure.Analysis results reveal buckling mode and buckling loading of finite element analysis(FE A)are accordable with experimental results.Experiment results also reveal that stiffened thin-walled composi te plate can bear greater load after buckling.And buckling mode change after stringer adhesive fails.The influence of the continui ty of rib on the buckling load are also investigated.Key words Stiffened com posite plate;Buckling mode;Buckling loading;Finite element analysis(FEA)Correspon ding author:JIAO GuiQion g,E-mail:j iaogq@n ,Tel:P Fa x:+86-29-88460361Manuscript received20070108,in revi sed form20070404.1引言复合材料薄壁结构是工程中应用比较广泛的一种结构,例如飞机的机翼、尾翼的翼面加筋壁板,梁腹板和机身上的蒙皮,隔框等,当它们受面内压缩、剪切等载荷作用时,常见的失效模式为屈曲失稳。

结构在屈曲以后并不破坏,仍旧具有很大的承载能力,即后屈曲强度。

为了保证结构的使用安全,需要进行稳定性研究,以控制结构的失效。

国内外学者对复合材料层合板和加筋板的屈曲问题进行了大量的理论研究[1-9],白瑞祥等人[10]基于Mindlin一阶剪切理论和Von-Karman大挠度理论的层合板和层合梁单元,提出含分层损伤复合材料加筋层合板分层扩展行为和冲击后蒙皮内含分层损伤复合材料格栅加筋板后屈曲分析的有限元分析方法。

相关试验主要集中在压缩方面,关于复合材料薄壁板加筋结构在剪切载荷下的屈曲和后屈曲的试验研究相对较少。

虽然复合材料结构稳定性分析理论已经有了长足进展,稳定性分析软件的功能越来越强,基于试验研究的经验公式比较成熟,但都有一定的适用范围,而且稳定性分析时要对所分析的结构进行简化,以及结构的制造工艺质量和材料性能差异的影响,都会给分析结果带来误差,因此重要受力构件和新型结构仍然需要进行试验验证和试验研究。

本文将对复合材料薄壁板加筋结构进行剪切载荷下的试验和模拟研究,分析复合材料薄壁板加筋结构的后屈曲性能,为其工程应用提供试验和分析依据。

2试验2.1试件本研究中所用试件为具有两根桁条、三根肋缘条的复合材料薄壁加筋板结构,试件材料为Journal of Mechanical Strength2009,31(1):078-082 XX X王平安,男,1982年7月生,江苏省东海县人,汉族。

西北工业大学力学与土木建筑学院硕士研究生,研究方向为复合材料力学。

20070108收到初稿,20070404收到修改稿。

T300P QY8911,试件尺寸为470mm @426mm,四周有宽40mm 带加载孔的边,边厚2.34mm 。

试验件工作区有效尺寸390mm @346mm,壁板厚度1.125mm,铺层为[(?45)2P 45P (?45)2],桁条和肋缘条为T 字型,肋缘条的水平缘条宽度为20mm,厚度为0.675mm,铺层为[45P 02P -45P 02],垂直缘条高度为10mm,厚度为1.35mm,铺层为[45P 02P -45P 02]s 。

桁条的水平缘条宽度为20mm,厚度为0.675mm,铺层为[45P 02P -45P 02],垂直缘条高度为10mm,厚度为 1.35mm,铺层为[45P 902P -45P 902]s 。

试件有效部分示意图见图1,试件被两根桁条三段肋缘条分成六个小盒段。

图1 试件示意图Fig.1 The s ketch map of speci men图2 试验夹具及加载方式Fi g.2 Experi mental fixture and loading mode2.2 试验过程剪切试验在CSS -44200电子万能试验机上进行,试验加载速度为0.5mm P min 。

试验机自动记录载荷位移曲线,试验通过对角拉伸实现剪切载荷,载荷通过夹板间的摩擦力传递,图2为试验夹具及加载状态图,图中试件固定于夹具中,力通过夹具的四个边传递。

为了保证试件四边能加上均匀的剪切载荷,夹具四边需要较多的螺栓,以达到一个较大的摩擦力,较多的螺栓也可使加载更加均匀。

由于不是正方形试件,所以试件实际是受到以剪切载荷为主的剪压载荷。

图3为试件应变花位置图,图中A 、B 、C 、D 是试件中四个通过筋条分成的方形区域。

为了观察试件在加载过程中各部分应变的变化,在试件的相应区域粘贴较多的应变花,试验通过DH -3815型多通道应变采集系统自动记录载荷和应变值。

图3 试件应变花位置Fig.3 Location of strain gages图4 计算模型Fig.4 Finite element analysisi model3 有限元分析有限元分析的计算模型如图4所示,模型按照试件的实际情况建立,模型四边长出部分为试件在试验中的夹持部分,分析中对模型右下角固定,在模型的左上实施对角载荷。

模型中单向板的弹性常数为E 11=135GPa,E 22=8.8GPa,M 12=0.33,G 12=G 13= 4.47GPa,G 23= 3.38GPa 。

试验中复合材料加筋板的四边较厚,且受到钢制夹具的约束,在模拟时给板四边夹持部分材料赋予较高的弹性模量来模拟实际情况。

结构的有限元分析采用8节点四边形等参单元(S8R5)。

4 试验结果与分析4.1 屈曲及后屈曲试验结果图5 载荷应变曲线Fig.5 Load -s train curves第31卷第1期王平安等:复合材料加筋板在剪切载荷下的屈曲特性研究079图5给出试件的载荷应变曲线,图中曲线的第一个拐点是试件的屈曲载荷,曲线的应变突变处的载荷为桁条的脱胶载荷,曲线最后位置的突变处为试件的破坏载荷。

表1给出试验结果,其中包括屈曲载荷、桁条脱胶载荷和破坏载荷。

表1试验结果Tab.1Experimental results屈曲载荷Buckling load P kN 桁条脱胶载荷Ades i ve failureload P kN破坏载荷Brokenload P kN121.1664.5082.23221.8676.5197.51322.9554.58106.45平均值Average21.9965.2095.404.2屈曲载荷和模态图5为应变计2、5、11、14的应变随载荷的变化曲线,2、5、11、14分别是A、B、C、D四个区域中应变花45b 方向的应变。

图5中曲线显示试件初始受载时,试件在A、B、C、D四个区域45b方向受压应变,直到曲线的第一个拐点出现,曲线中第一个拐点的位置即是试件发生屈曲的位置。

试件发生屈曲后2和14两个应变继续向负的方向增大,而5和11两个应变计的应变渐渐变为正值并继续增大,由此可见试件A和D区域向纸面内凹,B和C区域向外凸。

4.3后屈曲状态4.3.1二次屈曲试件的平均桁条脱胶载荷为65.20kN,从图5的载荷应变曲线可以发现,当载荷达到64.50kN时,应变计2和5的应变出现突变,此时试件发出较大声响, A、B区之间的桁条端头脱胶,这是由于屈曲后壁板发生较大弯曲变形,桁条和壁板的刚度相差很大,造成桁条和壁板脱胶。

脱胶会使相邻区域连成一片,试件整体刚度变化,使试件原有的屈曲模态发生变化,发生第二次屈曲。

图6显示试件后屈曲破坏后桁条的脱胶情况,当到达64.50kN时桁条发生脱胶,脱胶面积会渐渐增大。

第二次屈曲发生后,从2、5、11、14应变的变化看, C、D两区的壁板弯曲状态没有变化,但应变计5所在的B区屈曲状态有原来的外凸边为内凹,A区的内凹幅度逐渐减弱。

由此可见桁条脱胶对结构的后屈曲承载影响较大,桁条脱胶载荷为屈曲载荷的2.96倍,从表1中可以看出试件桁条脱胶载荷相差较大,说明加工工艺质量对试件桁条脱胶载荷影响较大,如果以桁条脱胶作为图6试件破坏时筋条脱胶情况Fig.6Adhesive failure of s tiffener失效依据,加工工艺质量将对结构的承载能力产生较大影响,所以在结构加工时要特别注意桁条的胶接质量。