低速冲击

低速冲击（精选三篇）

低速冲击 篇1

本实验采用有限元软件ANSYS,针对铝蜂窝夹芯板受到刚性球体撞击进行模拟仿真,探讨了多种冲击速度下固定半径刚性球对蜂窝板的冲击过程,获得损伤变形结果,并研究了冲击条件参数不变的情况下,蜂窝板结构参数(蜂窝芯边长、蜂窝芯壁厚、上蒙皮板厚)对冲击变形量以及吸收能量的影响。

1 ANSYS下钢球撞击蜂窝板模拟仿真

1.1 仿真模型及参数

图1(a)为数值仿真有限元模型,图1(b)为夹芯层结构的有限元模型。蜂窝式夹芯板尺寸为160mm×160mm,蜂窝芯边长为8mm,壁厚0.1mm,芯高20mm,蒙皮板厚度为1mm。蜂窝芯和蒙皮板有限元模型均采用Shell 163单元,并采用双线性各向同性模型,蜂窝夹芯板具体结构参数为:密度ρ=2700kg/m3,弹性模量E=71GPa,泊松比ν=0.33[9],屈服应力σs=280MPa,切线模量Et =500MPa。本实验对Shell163单元采用Belytschko-Wong算法,剪切因子取5/6(ANSYS推荐使用值),沿厚度方向选取5个积分点。撞击球半径为20mm,撞击初速度设定为2m/s、5m/s、10m/s、15m/s、23m/s、30m/s、45m/s,有限元模型采用Solid164单元,模型定义为刚性材料,小球结构参数为:密度ρ=7850kg/m3,弹性模量E=210GPa,泊松比ν=0.3。小球撞击蜂窝夹芯板采用自动单面接触,自动单面接触适用于一个物体表面的自身接触或两个物体表面间的接触。

1.2 仿真结果分析

1.2.1 损伤变形

图2为蜂窝铝板经小球以15m/s的速度撞击后的损伤变形图,其中(a)为蒙皮板变形图,(b)-(d)依次为蜂窝芯初变形、渐变形和终变形图。

从图2可以看出,蜂窝夹芯板结构损伤主要集中在小球与蜂窝夹芯板接触碰撞区域,接触碰撞过程中,上蒙皮板在冲击位置发生局部永久塌陷,撞击中心位置形成的凹痕深度最深,下蒙皮板无形变发生。蜂窝芯在碰撞过程中变形主要表现为靠近上蒙皮板部分蜂窝芯壁发生局部屈曲,撞击点下面蜂窝芯变形严重,伴随撞击的进行,蜂窝芯变形逐渐由撞击中心处向四周传递,形变呈递减趋势(图2(c))。蒙皮板和蜂窝芯层之间没有发生剥离。图3为冲击速度对变形结果的影响关系曲线,可以看出小球冲击速度与蜂窝夹芯板冲击凹痕深度以及冲击受损面积呈正比。

1.2.2 能量吸收

根据能量公式,小球撞击蜂窝夹芯板瞬时最大冲击动能[10]可以表达为:

Ui=MVi2/2 (1)

式中:M为小球质量,Vi为瞬时最大冲击速度。蜂窝夹芯板损伤吸收的能量表达为:

Ua=M(Vi2-Vf2)/2 (2)

式中:Vf为小球被蜂窝夹芯板反弹后瞬时最大反向速度,MVf2/2为小球由于蜂窝夹芯板受冲击后弹性变形能释放而获得的动能。

表1为不同冲击速度下蜂窝夹芯板的吸收能。碰撞过程中小球的动能主要转化成蜂窝夹芯板结构的塑性变形能,很小一部分转化为摩擦产生的热能及沙漏能量[11]。冲击过程中上蒙皮板是主要的吸能构件,吸能占总吸能的1/2以上,蜂窝芯层吸收余下的能量。在碰撞过程中,上蒙皮板变形受到蜂窝芯层的缓冲作用,使得结构受冲击载荷时间延长,从而提高了上蒙皮板的能量吸收。从表1可以看出,蜂窝夹芯层对提高蜂窝板整体结构吸能有至关重要的作用。

2 结构参数对冲击结果的影响

通过改变蜂窝夹芯板参数(夹芯层密度、蒙皮板厚度),分析蜂窝夹芯板结构在15m/s小球冲击速度下能量吸收、冲击变形与蜂窝夹芯板参数之间的关系,以获得抗撞击性优良的蜂窝夹芯板结构尺寸。

2.1 蜂窝芯层密度对冲击结果的影响

蜂窝夹芯层密度[12]可表示为:

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式中:ρc为夹芯层材料的密度;tc为夹芯层薄壁壁厚;d为蜂窝芯边长。

通过改变夹芯层壁厚tc、蜂窝芯边长d得到不同夹芯层密度的蜂窝夹芯板,研究夹芯层密度对冲击结果的影响。夹芯层壁厚取tc=0.05mm、0.1mm、0.15mm、0.2mm、0.25mm、0.3mm及0.4mm共7组试样。蜂窝芯边长取d=6mm、8mm和10mm共3组试样。对以上试样进行数值仿真分析。

图4(a)、(b)分别为冲击凹痕深度和冲击受损面积随夹芯层厚度及蜂窝芯边长的变化曲线。从图4可以看出,夹芯层壁厚与冲击凹痕深度、受损面积呈反比,蜂窝芯边长与冲击凹痕深度、受损面积呈正比。增加蜂窝芯壁厚、减小蜂窝芯边长均可有效抵抗冲击变形。

图5为蜂窝夹芯板结构各部分能量吸收随夹芯层壁厚、蜂窝芯边长的变化关系曲线。由图5(a)可以看出,随着蜂窝芯壁厚的增加,夹芯层吸能逐渐上升,蒙皮板吸能逐渐下降。壁厚较小时,夹芯层吸能远小于蒙皮板的吸能,结构主要靠蒙皮板吸收能量,壁厚较大时则情况相反,在厚度为0.15mm时夹芯层吸能与蒙皮板吸能基本相同。如图5(b)所示,随蜂窝芯边长的增加,夹芯层吸能呈下降趋势,蒙皮板吸能呈上升趋势,蜂窝芯边长较大时夹芯层吸能远小于蒙皮板吸能,蜂窝芯边长为6mm时夹芯层吸能与蒙皮板吸能基本相同。因此蜂窝夹芯层密度(夹芯层壁厚、蜂窝芯边长)对结构总吸能影响不大,原因在于压皱变形的蜂窝芯区域相对整体蜂窝芯面积较小,夹芯层密度对局部压皱变形吸收能量的影响相对整体蜂窝板压缩变形吸收能量的影响小得多[13]。

2.2 蒙皮板厚度对冲击结果的影响

选择蒙皮板厚度为0.5mm、1mm、1.5mm、2mm和2.5mm的5组蜂窝夹芯板试样进行数值仿真分析,研究蒙皮板厚度对冲击结果的影响,结果列于表2。

从表2可以看出,冲击凹痕深度与蒙皮板厚呈反比,冲击受损面积与蒙皮板厚呈正比,从模型受冲击变形情况来看,增加蒙皮板厚度可以有效抵抗冲击对蜂窝夹芯板结构的损伤。另一方面,随着蒙皮板厚度的增加,蒙皮板吸能有所增加,夹芯层吸能减少,结构总吸能降低。然而,蒙皮板厚度增加会使蜂窝夹芯板质量有所增加,不利于蜂窝夹芯板的轻量化应用[14],所以应在合适质量范围内选择适当厚度蒙皮板。

3 结论

(1)ANSYS有限元模拟软件能够较为真实、准确地模拟小球低速冲击铝蜂窝夹芯板的过程,可以为后续试验结果提供参考比较。

(2)铝蜂窝夹芯板低速冲击下的变形主要集中在接触碰撞区域,上蒙皮板发生局部塌陷,无穿透现象,下蒙皮板无形变。蜂窝芯在碰撞过程中的变形主要表现为靠近上蒙皮板部分蜂窝芯壁发生局部屈曲,蒙皮板和蜂窝芯层之间没有发生剥离。

(3)夹芯层结构在抵抗冲击过程中起到关键作用,除了吸收部分能量外,还提高了结构的整体吸能。

(4)夹芯层密度、蒙皮板厚度等结构参数对蜂窝夹芯板的冲击形变、结构吸能有不同程度的影响;夹芯层密度对结构总吸能影响不大,但夹芯层密度的增加使蜂窝夹芯板更加刚硬,可以有效抵抗冲击引起的蜂窝夹芯板变形。

摘要：简要介绍了蜂窝夹芯板的结构及特点,利用ANSYS有限元模拟软件模拟分析了小球低速冲击对蜂窝铝板的损伤变形,在冲击条件参数不变的情况下,研究了蜂窝铝板结构参数(蜂窝芯边长、蜂窝芯壁厚、蒙皮板厚)对冲击变形以及吸收能量的影响。结果表明,冲击速度越快,能量吸收系数越高,蜂窝芯厚度、蒙皮板厚度增加和蜂窝芯边长减小均使蜂窝铝板耐冲击能力有所提升。

缝纫层合板低速冲击损伤有限元分析 篇2

缝纫层合板低速冲击损伤有限元分析

采用动态有限元素法,计算并研究了缝纫层合板在低速冲击下的损伤情况.研究结果表明:缝纫后层间剪切强度的增加是缝纫层合板抗冲击分层性能改善的主要原因.试验结果也表明,模拟计算结果与试验结果具有良好的一致性.

作 者：陈纲 桂良进 郦正能 寇长河 作者单位：北京航空航天大学,飞行器设计与应用力学系,北京,100083刊 名：航空学报 ISTIC EI PKU英文刊名：ACTA AERONAUTICA ET ASTRONAUTICA SINICA年，卷(期)：23(1)分类号：V214.8关键词：缝纫层合板 动态有限元 分层 层间剪切强度

低速冲击 篇3

碳纤维复合材料拥有较高的比强度与比刚度,是优质的轻量化材料,广泛应用于航天航空及汽车等行业。但是复合材料结构在使用过程中会承受低能量冲击作用,造成损伤破坏。为了保证耐冲击结构件在使用过程中具有良好的冲击韧性与吸能特点,利用低速冲击的方法探究其冲击特性及其破坏模式。Tiberkak等[1]通过有限元分析方法研究了落锤低速冲击响应下的损伤预测。结果显示,随着90°铺层的增加,接触力载荷会随之增加。胡靖元[2]研究了纤维织物增强复合材料落锤低速冲击特性的试验研究,探究了其低速破坏模式与能量吸收机理。范金娟[3]针对平面编织复合材料层合板进行不同能量的落锤冲击试验,分析了其失效行为,提出穿透损伤主要为纤维断裂。国内外针对复合材料层合板落锤冲击性能及损伤做出了大量研究[4,5]。除了使用落锤试验研究复合材料低速冲击性能外,还有一类模拟低速冲击的摆锤式冲击试验方法,也称为简支梁冲击试验。Ghasemnejad等[6]针对碳纤维与玻璃纤维混杂复合材料进行了简支梁冲击试验,并基于chang-chang失效准则进行有限元模拟,但是并未具体阐述低速冲击过程中冲击动态响应过程及其损伤模式。在汽车结构件中,保险杠设计原则是在低速碰撞时充分吸收能量,保证其具有良好的耐冲击性能,保护车身及其他零件减轻损伤,并保证其性能不变或更优,达到轻量化目的[7],将复合材料保险杠简化为梁结构件,利用简支梁试验对复合材料试样探究其耐冲击性能更为合适。

为了保证碳纤维复合材料汽车保险杠的低速耐冲击性能,本研究根据真空辅助树脂扩散成型工艺制备碳纤维复合材料简支梁冲击试样;对不同铺层方式碳纤维复合材料试样进行简支梁冲击试验,探究其动态冲击响应特性及能量吸收机理;基于ABAQUS/Explicit建立简支梁冲击仿真模型,对碳纤维复合材料试样进行数值模拟,利用修正的Hashin失效准则对其进行失效判断,将仿真结果与试验进行对比,以验证模型的有效性,为碳纤维复合材料保险杠提供一定的设计基础。

1 简支梁冲击试验

1.1 试样准备

碳纤维复合材料增强材料采用某国产6K平面正交织物碳纤维布,基体树脂采用IN-2环氧导流树脂,AT30固化剂,树脂与固化剂的混合比例为100:30,固化时间为24 h。利用真空辅助树脂扩散成型工艺(vacuum assisted resin infusion molding,VARIM)制成碳纤维复合材料层合板[8],密度为1.45 g/cm3,工艺示意图如图1所示。

层合板规格如表1所示。

VARIM工艺采用单面模具,在模具上铺设多层增强纤维材料,利用真空袋密封,在零部件设置多个树脂入口,确保树脂能够完全浸润纤维,最后静置室温固化。采用机械加工的方法,自无缺陷层合板中切割取样,试样尺寸为80 mm×15 mm×1.5 mm。

1.2 试验方法

本研究根据GB/T 1043.1-2008/ISO 179-1:2000《塑料简支梁冲击性能的测定第1部分:非仪器化冲击试验》对碳纤维复合材料试样进行简支梁无缺口贯层冲击试验。试验设备采用CEAST9050摆锤式冲击试验机,摆锤质量1.19 kg,摆臂长度200 mm,刀刃半径2 mm,跨距为62 mm。每组分别测试5个试样。冲击试验前,释放摆锤排除空气阻力及摆锤轴承摩擦损失能量带来的误差。之后将试样两端平衡放置在支座上,使冲击线位于试样中部,释放摆锤撞击试样中线,摆锤冲击能量为5 J,瞬时打击速度为2.9 m/s。简支梁冲击试验图如图2所示。

冲击韧性强度acu(单位:k J/m2)按下式计算:

式中:E—破坏试样所吸收的能量,J;b—试样宽度,mm;d—试样厚度,mm。

2 试验结果分析

2.1 铺层比例对冲击响应的影响

不同铺层比例试样的载荷-位移曲线如图3所示。

从图3可以看出,由于冲击载荷集中作用力的影响,冲击摆锤的位移增加,各个试样整体发生剧烈变化,接触力载荷呈现锯齿状上升趋势。(0,90)铺层比例越高,接触力载荷上升越快,但相对应的峰值位移提前,使得试样较早达到极限强度而发生大量纤维断裂失效,而增加(±45)铺层相反。这是因为在低速冲击过程中,随着[(±45)]铺层比例的增加,(±45)起到了分散集中作用力的作用,接触力载荷上升较慢,试样达到极限载荷的位移量增加。

2.2 铺层顺序对冲击响应的影响

不同铺层顺序试样载荷-位移曲线如图4所示。

碳纤维复合材料试样冲击性能如表2所示。

观察图4相同铺层比例不同铺层顺序试样的载荷-位移曲线发现,铺层顺序极大影响了碳纤维复合材料的低速冲击响应特性。[(0,90)/(±45)]2s冲击表面与试样背面的铺层均为(0,90),其接触力载荷上升最快,但其最早发生失效,说明(0,90)不适于铺设至表面。[(±45)2/(0,90)2]与[(0,90)/(±45)]2冲击力载荷上升速率相似,但[(±45)2/(0,90)2]峰值载荷远大于[(0,90)/(±45)]2。两者试样内部铺层相同,只改变了试样表面铺层。[(±45)2/(0,90)2]试样冲击表面为(±45),更好地起到了分散集中载荷的作用,使之较晚达到极限强度。[(±45)/(0,90)]2s表面铺层均为(±45),虽然试样峰值载荷对应的位移最大,接触力载荷上升较慢,比较表2可见,其吸收能量最少,冲击韧性最差。

复合材料表面铺设(0,90)有利于提高接触力载荷。表面铺设(±45)铺层,尤其在冲击表面铺设有利于缓解样断裂失效,使之达到较高的接触力载荷。

2.3 损伤模式与能量吸收的机理

在集中力载荷或冲击载荷作用下,一般金属材料的损伤模式较为单一,而纤维增强复合材料有多种损伤模式,如基体开裂,纤维与基体脱粘,纤维断裂,分层等相互组合。不同失效模式的能量吸收方式及大小不同。

复合材料存在单层板内与层间的相互作用,受到低速冲击过程中失效模式较为复杂。能量吸收主要来自试样的拉伸破坏,压缩破坏,剪切破坏。冲击刃接触试样表面时,会产生应力波,应力波以两种方式传播:一种为沿纤维方向传播,受到作用的纤维通过基体以及交织纤维之间的相互作用传播应力,使得纤维发生变形,此时较多能量被吸收;另一种层内基体承受外力作用,发生开裂,变形,吸收较小能量。随着外力沿厚度方向传递,纤维与基体之间的界面层层间受到外力作用。当外力载荷大于层间结合强度,会发生纤维与基体之间脱粘,不同纤维方向之间的各单层之间发生分层,吸收部分能量。当纤维变形量逐渐增大时,位于冲击表面的纤维承受压缩应力,当压应力达到压缩强度极限,纤维发生断裂翘曲;同时位于试样背面的纤维的承载的拉伸应力增大,当拉应力达到拉伸强度极限时,纤维从基体拔出发生拉伸断裂失效,吸收大量能量。

由图3,图4载荷-位移曲线图所围成的面积即试样冲击试验中所吸收的能量。以图3中[(0,90)]4试样载荷-位移曲线为例,随着位移量的增加,试样发生弯曲变形,同时试样开始积累损伤,内部发生基体与纤维脱粘现象,能量吸收逐渐增加;当位移量达到5.8 mm时,接触力载荷突然发生卸载,这是因为试样达到强度极限,发生大量纤维断裂失效,同时吸收了大量的能量。而断裂纤维周围载荷重新分布,继续承受冲击载荷,当位移达到14.5 mm时,试样被撞飞。比较表2,随着增加(0,90)铺层,能量吸收水平明显提高,同时冲击韧性强度也随之增大。试样通过纤维断裂吸收了大量能量。冲击表面铺设(±45)能够起到缓解剧烈失效的作用,通过分散集中力载荷,使得试样达到极限载荷的位移量增加,试样变形吸收变形能。因此在构件表面增加铺设(±45)能够起到保护构件表面的作用,但是吸收能量及冲击韧性会降低。因此在碳纤维复合材料保险杠的设计过程中,为了提高其耐冲击性能,可增加(0,90)铺层比例,同时在冲击表面铺设(±45)铺层,有利于缓解结构破坏。

3 有限元仿真

3.1 失效判据及刚度退化准则

Hashin失效准则适用于各向异性弹性断裂材料的失效预测,主要用于判断纤维增强复合材料失效。在原Hashin失效准则中,1方向代表平行纤维方向(纤维失效),2方向代表垂直纤维方向(基体失效)。针对平面织物复合材料,1,2方向均表示纤维方向,即径向、纬向纤维方向,典型平面织物经纬向纤维方向如图5所示[9]。

因此需要对Hashin准则进行修正,使其能够反映平面织物碳纤维复合材料层合板的力学特性。

由于平面织物复合材料1,2两个方向性能均由纤维控制,2方向的性能应与1方向相一致。修正后的Hashin准则包括以下4种失效模式:

径向纤维拉伸失效(σ11≥0):

径向纤维压缩屈曲失效(σ11≤0):

纬向纤维拉伸失效(σ22≥0):

纬向纤维压缩屈曲失效(σ22≤0):

式中:XT,XC—径向纤维拉伸与压缩强度;YT,YC—纬向纤维拉伸与压缩强度;S—剪切强度;σ11,σ22—径纬向拉伸应力;τ12—剪切应力。

在冲击过程中,材料出现损伤后材料性能会发生退化。模型对损伤区域单元进行刚度退化来模拟材料性能退化[10]。

刚度退化方法如表3所示。

E1,E2—经纬向弹性模量;G12,G13,G23—剪切模量

3.2 有限元建模

本研究利用ABAQUS/Explicit对碳纤维复合材料试样进行简支梁冲击仿真模拟。结合试验原型,本研究对仿真模型进行简化。冲击摆锤采用实体单元C3D8R,约束其为刚体,假设摆锤最低端小位移水平移动,加载速度为2.9 m/s,冲击能量为5 J。约束刚体支座所有自由度。复合材料试样采用缩减积分单元S4R,利用沙漏控制。在冲击载荷集中的位置细化试样网格,有限元模型网格划分如图6所示。

笔者根据相关试验标准,测得碳纤维复合材料基本力学性能如表4所示。

试样与支座间接触采用面面接触,设置摩擦系数为0.35。试样与冲击摆锤之间采用无摩擦面面接触算法。忽略基体与增强纤维之间的脱粘及分层失效模式,以复合材料层合板试样为整体,讨论其冲击响应特性与失效模式。复合材料单层沿厚度方向设置适当的积分点以表示沿厚度方向性能。

3.3 仿真结果分析

由于实际试验过程冲击时间短,通过肉眼无法直接观察试样在冲击过程中的变化,通过有限元仿真方法,可观察任意时刻试样的应力变化及形貌状态。[(0,90)]4试样在冲击过程中的应力云图如图7所示。由于冲击刃的冲击载荷的作用,试样中部产生应力集中现象,试样发生明显的弯曲变形。随着冲击刃位移的增大,应力出现较大提升。当t=2.25 ms时,试样应力发生突变。调取该时刻试样承受集中载荷区域的失效模式,仿真结果如图8所示(灰色代表损伤单元,黑色代表未损伤单元)。从图中可以看出,试样的仿真失效模式主要为承受集中载荷的试样中部单元发生径向纤维拉伸失效,伴有少量纬向纤维压缩与拉伸失效,单元完全失效后,系统自动删除。冲击过程中,试样冲击表面纤维发生挤压作用,试样背部纤维发生拉伸作用。实际试样背部首先发生开裂,并沿厚度方向延伸,是因为背部试样受拉纤维拉伸应力首先达到了拉伸强度极限,发生纤维断裂失效。这与仿真结果相一致。

[(±45)]4试样在冲击过程中的应力云图如图9所示。从整个仿真模拟过程中可以看出,当冲击刃与试样接触t=0.375 ms时,试样整体应力呈现沿中心对称,仅试样中心与冲击刃接触与支座接触区域出现应力较大值,但接触应力值远小于[(0,90)]铺层试样。之后应力呈现X型方向扩展,说明应力波通过纤维方向传递能量;当Time=7.5 ms时,试样位移达到最大值被撞飞,但并未出现大面积单元删除,即说明试样整体应力并没有超过材料的强度极限,因此未出现断裂现象。由于[(±45)]4试样在(±45)纤维作用下,分散集中力载荷,使之发生较大弯曲变形。

简支梁冲击试验的载荷-位移曲线如图10所示。

简支梁低速冲击响应仿真结果与试验结果的趋势相一致,从冲击刃接触试样开始,接触力载荷呈现波动上升,当仿真试样达到峰值载荷时,承受集中力载荷的单元达到极限强度发生失效使其失去承载能力,因此接触力载荷发生突变,降低至0。而在实际试验过程中,复合材料层合板失效后,周围的纤维基体会重新分布载荷,使之存在一定的承载能力,因此在计算仿真结果的能量吸收值低于实际试验值。仿真预测峰值载荷为185 N,试验结果为176 N,误差5.1%,仿真达到峰值载荷相对应的位移为6.4 mm,试验位移为6.2 mm,误差为3.2%。该模型冲击响应仿真结果与试验结果较为吻合。

4 结束语

为了保证碳纤维复合材料汽车保险杠的低速耐冲击性能,本研究根据真空辅助树脂扩散成型工艺制备碳纤维复合材料层合板,利用机械加工方法制成简支梁冲击试样,对不同铺层方式碳纤维复合材料试样进行简支梁冲击试验与仿真。研究结果如下:

(1)铺层比例与铺层顺序影响材料的低速冲击性能。为了提高碳纤维复合材料保险杠的耐冲击性能,可增加(0,90)铺层比例,同时在构件冲击表面铺设(±45)铺层,有利于缓解结构剧烈破坏。

(2)纤维增强复合材料有多种损伤模式,如基体开裂,纤维与基体脱粘,纤维断裂,分层等。简支梁冲击的主要损伤模式是纤维断裂,并通过纤维断裂吸收大量能量。

(3)利用有限元仿真方法可较好的模拟碳纤维复合材料冲击响应趋势及其失效模式,可用该仿真模型预测不同铺层角度的碳纤维试样简支梁冲击响应特性,为碳纤维复合材料保险杠提供了设计基础。

摘要：针对碳纤维复合材料汽车保险杠的低速耐冲击性能问题,利用真空辅助树脂扩散成型工艺制备了不同铺层比例与铺层顺序的碳纤维复合材料试样,对其进行了简支梁低速冲击性能试验,根据低速冲击响应特性曲线及损伤模式探究了复合材料能量吸收机理;同时基于ABAQUS/Explicit对典型铺层试样建立了简支梁冲击仿真模型,利用Hashin失效准则进行失效判断,研究了低速冲击响应应力变化及损伤过程并将模拟结果与实验值进行了比较。研究结果表明:碳纤维复合材料简支梁低速冲击主要损伤模式为纤维断裂,通过增加(0,90)铺层能够提高接触力载荷与冲击韧性强度,通过在试样冲击表面铺设(±45)铺层能够缓解结构剧烈破坏。峰值载荷误差为5.1%,峰值位移误差为3.2%,证明了模型的有效性,为碳纤维复合材料保险杠提供了设计基础。

关键词：碳纤维复合材料,低速冲击,损伤分析,有限元仿真

参考文献

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