● 摘要
复合材料具有很多的突出优点，越来越广的运用在直升机上，先进复合材料在直升机结构上的应用已由次承力结构应用向主承力结构应用发展。复合材料层压板结构大量应用于直升机中，而压缩载荷是飞机结构中受载的常见形式，受压层压板的特性包括：初始受压时板的临界屈曲、继续受压后板出现后屈曲、最大载荷下板出现压损。也就是说复合材料层压板结构在受压缩载荷屈曲和后屈曲是作为两个不同的阶段相继出现的，结构具有很大的后屈曲承载空间。目前国内外在进行复合材料结构设计时计准则偏于保守，未能完全开发出复合材料结构的后屈曲承载能力，而往往复合材料的后屈曲承载空间非常大，随着后屈曲研究的进展，一些研究机构也在后屈曲设计方面进行了尝试性的应用，取得了很好的效果。尽管复合材料设计与应用经过几十年的发展取得了非常大的成就，但迄今为止分析方法仍不够成熟，使用经验仍不够充分，工艺方法和材料体系仍在不断变化，因此对复合材料在航空器型号研制中仍需依赖多层次的试验验证。新型材料体系的研制（包括材料取证），也往往采用“积木式”验证试验方法来降低研制费用和风险。
由于直升机结构的载荷复杂、诱发后屈曲的失效机理及预测手段研究不足等原因，当前国内在进行直升机结构设计时不允许复合材料整体在使用载荷下发生屈曲，这就大大限制了其提高结构效率和复合材料减重方面的潜能。本文借鉴了国内外的相关研究成果，采用理论公式计算、有限元分析并结合相关试验的方法，综合分析了层压板轴压屈曲特性。对国产复合材料5224/U3160和5224/CF3052混合铺层层压板多种边界条件下的轴压屈曲进行了进一步的探索，依据公式计算理论轴压屈曲载荷，并通过有限元法模拟出国产复合材料层压板结构的1阶-5阶轴压屈曲模态及载荷，设计四种边界条件下的夹具进行试验最后对理论分析结果与试验试验结果进行对比，研究发现：①国产复合材料层压板轴压载荷下初始屈曲距离其整体屈曲仍然有较大的空间。②试验夹具的边界条件对复合材料层压板压缩稳定性有较大影响，特别是对其整体屈曲载荷的影响较大。③试验结果受试验夹具的加工、装配及试验安装操作的影响较大，对试验数据结果应结合试验件破坏模式综合分析。④国产复合材料层压板结构承受初始轴压载荷时即表现出局部屈曲，但距离其整体屈曲还有很大一段距离，即便结构整体屈曲后仍然能承受一定载荷才会出现最终破坏，试验结果表现为整体屈曲载荷一般为最终破坏载荷的60%~72%。⑤采用有限元法对国产复合材料层压板进行后屈曲分析时，与试验值相比，采用不含胶层单元的渐进失效模型计算结果偏差最小，在国产复合材料层压板设计过程中应当采用不含胶层单元的模型计算结构破坏载荷及失效模式。