直昇机尾杆构件之脱层模拟分析-成大航太系-成功大学.PDFVIP

2003 年中國航空太空學會/ 中華民用航空學會學術研討會 民國九十二年十二月十九日 台灣 – 台南 國立成功大學 直昇機尾桿構件之脫層模擬分析 1 2 3 4 林彥亨 陳忠勝 柯正忠 胡潛濱 1 國立成功大學航空太空工程研究所碩士班研究生 2 中山科學研究院一所副組長 3 中山科學研究院一所研究員 4 國立成功大學航空太空工程研究所教授 摘要 本文之研究內容，主要利用層間應力破壞判據，脫層彎矩判據及脫層應力強度因子 起裂判據此三項破壞準則來幫助分析直昇機尾桿構件之抗脫層能力。 在構件分析上，利 用整體-局部二步法，先藉由有限元素分析取得整體構件受力之後的應力及位移場分佈情 況，再進行局部細地分析計算脫層尖端之應力應變位移值進而計算破壞參數，最後由相 關破裂判據去觀察分析資料，評估結構較易產生脫層起裂的疊層位置。 藉由本文中三種 破壞判據的相互驗證所獲得的分析結果，可用來幫助直昇機尾桿構件的脫層分析，提供 一設計上的參考方針，以期能有效減低構件損壞行為的發生，增強構件的強度及使用率。 關鍵詞: 直昇機尾桿，脫層，複材結構、破壞判據。 一、簡介 力強度因子KI ,KII ,KIII ，由Sun et al. [13-15]所提 出建議之應變能釋放率G ,G ,G 公式，Hwu and 早期對於脫層起裂判斷的研究，主要是利用 I II III 層間應力做為依據，如Zhou and Sun [1,2]所提出 Hu [16]進一歩利用相關修正的破裂參數，來探討 對於疊層受張力作用的損壞準則，採取離自由端 纖維轉角的變化及混合模式破壞在複材疊層的影 約單層複材厚度兩倍位置之平均層間應力，代入 響。 平衡方程式，以求得最小層間損壞負載。 F. Z. Hu Hwu,et al. [17]藉由各種不同的脫層實驗方 [3]則考量垂直方向層間應力的正負值，而以相對 法，取得相關的試片測試資料，加上有限元素法 應的橫向張力強度及橫向壓力強度代入。 的分析，建立一套脫層破壞準則，並假設複材有 為了進一步了解脫層相關的影響，便設計出 微小裂縫的存在，在對複材疊層最可能發生脫層 評估脫層的實驗方法，一般在實驗上，有 DCB 的問題分析上，可依據此一準則得到最可能發生 脫層起裂的預測及其所能承受負載之安全範圍。 (Double Cantilever Beam) ，ENF (End Notched 由於複材結構在垂直疊層板的方向上，其抗 Flexure) ，CLS (Cracked Lap Shear) ，MMF (Mixed-Mode Flexure)等方法[4-8] ，是以設計單向 拉強度較差，因此在結構設計上便會以螺栓或是 纖維疊層試片，變換不同纖維轉角，來求得各個 以垂直方向的纖維貫穿，來補強其結構上抗張裂 模態的破壞，由於在裂縫尖端的振盪特性[9] ，使 的強度，而對於此直昇機構件在靠近螺栓的複材 得試片在受單一模態負載情況下，也可能會引發 疊層，最常發生橫截面斷裂、壓負載、剪力破壞 不同模態的破壞型式。 及螺栓斷裂這幾種模式的損壞。 因此螺栓與複材 一般傳統均質性材料所得到的破壞參數，是 接合處是較容易發生脫層的地方，此一現象可以 無法應用在