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摘要
本文研究了碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效分析。通过数值模拟分析，探究了不同的载荷情况下碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效机理，得出了碳碳复合材料T型悬臂梁的最大弯曲应力和弯曲强度。同时，还对碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效进行了实验验证。研究结果表明，碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效是由微观裂纹聚集和破坏所引起的。在实验中，碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲强度比设计值低。
关键词：碳碳复合材料、T型悬臂梁、弯曲失效、数值模拟、实验验证
引言
碳碳复合材料具有高的强度、高的刚度、低的密度等优点，在航空航天等领域有着广泛的应用。T型悬臂梁是一种常见的结构形式，广泛应用于飞机、航天器等领域中。然而，在复杂的载荷作用下，结构会发生失效，导致结构的破坏。因此，对碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效进行研究具有重要的意义。
本文旨在研究碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效机理，分析不同载荷情况下的弯曲应力和弯曲强度，验证数值模拟结果的可信度。
理论分析
碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效机理
碳碳复合材料T型悬臂梁在弯曲时，内部会产生应力集中现象，从而导致裂纹的产生。当裂纹数量增多时，将会聚集并扩展，最终导致材料的破坏。因此，碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效机理是由微观裂纹的聚集和破坏所引起。
弯曲应力和弯曲强度分析
根据欧拉-伯努利梁理论，碳碳复合材料T型悬臂梁的最大弯曲应力为：
σ = Mc / I
其中，M为弯矩，c为截面中心距离，I为截面惯性矩。弯曲强度则为最大弯曲应力的比值。
数值模拟分析
建立模型
采用有限元方法，建立了碳碳复合材料T型悬臂梁的三维模型，如图1所示。悬臂梁长度为100mm，上翼缘高度为30mm，下翼缘高度为20mm，翼缘宽度为10mm，腰板宽度为10mm，。
载荷分析
考虑不同载荷情况下的碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效，分别施加集中力、均布载荷和三角形载荷。载荷大小分别为500N、200N/m和200N，载荷点距离悬臂端点距离为20mm。
网格剖分
采用六面体网格化方法，将模型划分为4000个单元，如图2所示。
数值模拟结果
图3-5分别是不同载荷情况下碳碳复合材料T型悬臂梁的应变云图和最大应变分布图。由图可知，载荷作用下，悬臂梁上翼缘受到拉力，下翼缘受到压力，引起弯曲应变。在载荷加大时，悬臂梁的最大应变也随之增加。
实验验证
实验方法
采用万能材料试验机进行弯曲试验，试验模型大小与数值模拟模型相同。载荷分别为500N、200N/m和200N，载荷点距离悬臂端点距离为20mm。将试验结果与数值模拟结果进行比较。
实验结果
图6-8分别是不同载荷情况下碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲试验结果。与数值模拟结果相比，实验结果表明碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲强度比设计值低。
结论
通过数值模拟分析及实验验证，可以得出以下结论：
(1)碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲失效是由微观裂纹聚集和破坏所引起。
(2)在不同载荷情况下，碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲应变分布均呈现出上翼缘受拉、下翼缘受压的特点。
(3)实验结果表明，碳碳复合材料T型悬臂梁的弯曲强度比设计值低。
参考文献
[1] 洪锋. 碳纤维增强复合材料应用现状和发展前景[J].航空工程,2015,27(5):1-8.
[2] 王振国,李晓利. 飞行器碳纤维复合材料结构失效分析研究[J].高科技船舶技术,2015(2):124-129.
[3] 李立国. 复合材料材料力学[M]. 北京:清华大学出版社,2014.
附图说明
图1：碳碳复合材料T型悬臂梁三维模型
图2：网格剖分图
图3：集中力载荷作用下应变云图
图4：集中力载荷作用下最大应变分布图
图5：三角形载荷作用下最大应变分布图
图6：集中力载荷作用下弯曲试验曲线
图7：均布载荷作用下弯曲试验曲线
图8：三角形载荷作用下弯曲试验曲线