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公开(公告)号：CN116720402A
公开(公告)日：2023-09-08
申请号：CN202310688604.9
申请日：2023-06-12
Applicant: 重庆大学
IPC: G06F30/23 , G06F17/16 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种复合材料弹性耦合层板分层前缘的快速确定方法，包括以下步骤：(1)建立与实际试样相同的纤维增强复合材料层板三维有限元模型；(2)在预制裂纹平面设置VCCT界面绑定，划分网格，设置边界条件；(3)施加DCB试验同类型的I型载荷或施加ENF试验同类型的II型载荷；(4)查看数值试验结果，选取得到分层扩展前缘Γ1和Γ2；(5)分析Γ1和Γ2各个分层前缘点的信息特征；(6)继续扩展相同的步长计算Γ3每一个裂纹前缘点的(7)将步骤4‑6编制matlab程序，运行程序得到Γ3。本发明适用于弹性耦合层板I型和II型分层前缘的快速确定，其优势包括：(a)避免高密度网格下的部分有限元分析过程，可节省计算时间和资源；(b)对弹性耦合的层压板适用，可以预测复杂分层前缘。
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公开(公告)号：CN110743178A
公开(公告)日：2020-02-04
申请号：CN201911195686.3
申请日：2019-11-28
Applicant: 重庆大学
IPC: A63H27/127
Abstract: 本发明公开了一种新型垂直起降航空模型。整个机身结构成对称分布。结构分布有电机座、翼肋、中梁、副翼。在结构设计上，该航空模型类似哑铃式的航空气动布局，可以确保飞行器在中高速巡航飞行的过程中受到的阻力大大减小。机身的主结构为木制，以碳纤维管材为承力骨架，在增加飞行器整体结构强度的同时，大大减轻了整机的重量。控制电路集成安装在中梁中，该机一字类哑铃状的设计可以大大增强垂直起飞和降落阶段的稳定性，可以有效提高飞行器垂直起飞和降落的控制精度，以及高速飞行时的机动性能。且该布局使得飞行器在中高速巡航过程中能够实现较高的效率，使得其能够节省下来更多的电能用于物资载重或长航程续航。
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公开(公告)号：CN115410669A
公开(公告)日：2022-11-29
申请号：CN202211077732.1
申请日：2022-09-05
Applicant: 重庆大学
IPC: G16C60/00 , G06F30/23 , G06F113/26 , G06F119/02 , G06F119/14
Abstract: 本发明涉及一种碳纤维增强复合材料层板II型层间断裂韧性的预测方法，包括以下步骤：(1)设计制造具有不同界面角度的复合材料试样；(2)采用端部缺口弯曲装置开展分层试验，获得II型断裂韧性；(3)建立有限元模型，采用奇异性单元捕获裂尖应力场；编写用户子程序，计算不同界面试样的裂尖损伤区，基于损伤区宽度大小和裂尖应力场分析，建立以界面角度为自变量的II型断裂韧性模型；(4)将0°/0°界面断裂韧性GIIC(0°,0°)和0°/90°界面断裂韧性GIIC(0°,90°)代入模型，得到模型参数B1和B2；(5)利用断裂韧性模型，预测其他θ1/θ2界面试样的II型断裂韧性。本发明通过对碳纤维增强复合材料层板典型界面的断裂韧性测试，预测任意其他界面试样的II型断裂韧性，便于工程应用，并可降低试验成本。
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公开(公告)号：CN116451452A
公开(公告)日：2023-07-18
申请号：CN202310353080.8
申请日：2023-04-04
Applicant: 重庆大学
IPC: G06F30/20 , G06F119/14 , G06F113/26
Abstract: 本发明涉及一种复合材料非对称层压板断裂韧性曲线与分层模式混合比的确定方法，包括以下步骤：(1)设计并制造铺层任意的纤维增强复合材料非对称层压板；(2)采用双悬臂梁试验装置开展分层试验，记录P‑δ和特定分层长度aT；(3)建立基于增强梁理论的二维层压板力学模型，计算得到等效裂纹长度aeq、GT(aeq)和GI/GT；(4)计算全局修正系数(5)通过全局修正方法得到与aeq一一对应的GT；(6)将与aeq一一对应的GT和GI/GT还原为与实际分层长度a一一对应的GT和GI/GT，得到层压板断裂韧性曲线及模式混合比。本发明优势包括：(1)仅需在试验过程记录P‑δ及特定点的分层长度，无需测量全过程的分层长度；(2)避免了使用有限元带来的大量计算成本；(3)便于工程应用，可实现快速测试。
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