复合材料“U”型梁的数字化铺层设计
2 南昌工程学院江西南昌 330024
摘要：本文针对复合材料“U”型梁类结构，应用FiberSIM软件，对它进行数字化铺
层设计和铺放分析，生成下料机可读数据，实现自动下料。论文最后对开发工作进行了总结。
关键词：“U”型梁；数字化铺层设计；自动下料
1、复合材料数字化铺层概述
复合材料以其突出的优点广泛应用于航空航天、汽车、船舶等领域。
FiberSIM不仅具有铺层设计和可制造性分析等功能，还能生成用于自动下料机、激光投影仪以及自动铺放机的相关数据[1]。FiberSIM软件独有的复合材料仿
真技术和可视化功能，能够预测复合材料在铺贴后的变形、纤维的偏转以及与复
杂表面的贴合情况,并把结果形象地表示出来[2]。
“U”型是继平板类结构之后在飞行器上应用最多的结构，本文选取一典型
的复合材料“U”型梁，介绍如何运用FiberSIM软件快速、准确地进行铺层设计、分析，并输出机器可执行数据。
2、“U”型梁结构及数字化铺层设计流程
“U”型梁是一种比较常用的受力结构，因其截面类似字母“U”而得名。在
制造该类结构时需要一块定制的芯模，然后在芯模上铺贴铺层组，如图1左图所示。
FiberSIM有两个工程复合材料设计模块：CEE（工程复合材料环境）和
ACEE(高级工程复合材料环境)。CEE适于铺层简单，自动化程度相对较低，不能
自动生成梯层（在不等厚的区域间形成）的形状。一般地，CEE模块能满足基本
的铺层设计要求，其铺层设计流程与手工铺贴过程相对应，如图1右图所示。
图1 “U”型梁结构及铺层设计流程图
3、FiberSIM铺层设计
3.1 创建层合板（Laminate）
启动FiberSIM，创建层合板A：选中左侧功能树上的Laminate,在面板右侧
空白处右键点击Create new, Sequence标签定义层合板顺序，用字母A 表示，name为LAM001，在Geometry 标签里定义贴模面、设计边界、制造边界。
3.2 创建坐标系（Rosette）
创建层合板后要建立坐标系：选中左侧功能树上的Rosette，在面板右侧空
白处右键点击Create new, Standard 标签中“Laminate”选对应层合板“A”，“hand direction”中定义坐标系使用“right”（右手定则），“MappingType”定义纤维的映射类型为Standard；Geometry 标签定义“Origin”（原点）以及“Direction”（0°方向线），需链接CATIA 中创建的对应几何要素。
3.3 创建铺层组（Plies）
创建铺层（Ply）时，选中左侧的Ply，右键单击对象显示窗口中Create new，在出现的窗口中，Standard 标签下定义铺层的name (一般按铺层
顺序填P010、P020、P030……)，Parent和Sequence分别填LAM001和A（与前
面对应）、Step （填10、20、30……与name对应），在材料库Material中选
择生产所使用的材料，Rosette（选择5.2 中创建的坐标系），Specified Orientation定义铺层的方向,Geometry 标签下Boundary 定义铺层边界，Geometry 标签下Origin定义铺层的原定,铺层原点的位置可根据仿真结果改变，在Simulation Options标签下定义仿真方式（模拟方法Simulation Method、拓
扑方法Propagation Method、结果显示方式(Results Display），点击OK 就创
建了一个铺层（Ply）。
3.4 可制造性仿真
FiberSIM软件用于生产制造中,可以在设计初期阶段将制造中的问题加以考虑,进行层的制造可行性分析，软件将显示出在铺层时可能发生制造问题的区域[2]。设计者可以根据仿真结果，在零件制造阶段之前发现制造问题，进而对铺层进行
优化，为零件铺贴提供一套可行的工艺方案，指导工人进行铺贴，从而加快产品
研制进度,提高质量,降低成本。
影响复材零件铺贴质量的因素包括铺贴原点、材料的拓展方式、剪口的形式
和位置等。下面以方向为45°的铺层为例，介绍如何通过可行性分析确定铺层原
点的位置及材料的铺展方式[3]。对于“U”型梁，铺层原点位置可以设置在腹板或凸缘的两端或中间，不同原点位置的制造可行性仿真结果,以右端为例如图2左
图所示。
图2 原点在腹板的设置（右端)及其Standard/-B拓展方式（示意）
对于“U”型梁，采用Standard/Bias（-Weave Angle/2）的仿真拓展方式，其示意图
如图2的右图所示，仿真结果显示无变形区域。
通过对多组仿真分析结果进行对比，同时考虑人工铺覆的方便性，工人在铺
贴预浸料时应从腹板上开始沿着梁长度方向铺覆45°的料片，然后扩展到凸缘上，这样可以得到较好的铺贴效果。
按上述方法即可对铺层组的全部铺层进行制造可行性仿真分析，确定每层的
铺贴原点位置及拓展方式，指导工人操作。
4、总结
（1）使用FiberSIM软件可以对零件进行快速、准确的铺层设计。
（2）对铺层进行制造可行性分析，优化出一套优质、低耗的工艺方案。
（3）FiberSIM完成铺层设计后，可以生成精准、节材的平面下料展开图。
参考文献
[1]刘兰.自动下料系统在先进复材数字化制造中的应用[J].航空制造技术，2008(11).
[2]张俊鼎，陈斌.FiberSIM在飞机复合材料壁板设计中的应用[J].装备制造
技术，2013(08).
[3]唐珊珊等.复合材料数字化制造技术在飞机壁板上的应用[J]. 航空制造
技术, 2010(17).
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复合材料自动铺带技术应用及方案示例 newmaker 大飞机复合材料的应用 国外大型军用、民用飞机中复合材料构件的比重迅速增加，波音787的复合材料构件已占结构重量的50%以上， A350复合材料构件将占结构重量的52%，俄罗斯开发中的MC21，复合材料用量也将占结构重量的40%～45%，A400M 军用运输机上复合材料用量已达结构重量的35%。 国内ARJ21复合材料用量不多，大型结构件仅在方向舵上采用了复合材料。大飞机正在研发过程中，考虑到当前和飞机生产出来后（至少7～8年后）的国际水平，参照国外的A380、波音787、A350、A400M 、MC21等大型飞机，以及国内设计能力、试验能力、生产设备条件和工艺水平等，大飞机上复合材料构件占结构重量至少应不低于25%，达到舵面或机翼采用复合材料结构的水平。而对舵面或机翼复合材料结构件的制造，当前最有优势的制造方法就是自动铺带技术。 自动铺带技术的发展 所谓自动铺带技术，就是采用数控铺层设备，通过数字化、自动化的手段实现复合材料预浸布、带的连续自动切割和自动铺放。主要工作过程为：将复合材料预浸料卷安装在铺放头中，预浸材料由一组滚轮导出，并由压紧滚轮或可随形机构压紧在工装或上一层已铺好的材料上，切割刀将材料按设定好的方向切断，能保证铺放的材料与工装的外形相一致。铺放的同时，回料滚轮将背衬材料回收。 自动铺带作为典型的增料加工成型技术，其成型设备的制造技术涉及机电装备技术、CAD / CAM 软件技术和材料工艺技术等多个研究领域，可实现： （1）最大限度地利用单向预浸带（优于手工铺层采用的预浸布），并可减轻结构重量； （2）可更自由地设计铺层，发挥复合材料可设计性优势，在应力梯度和应力异常的区域选择性铺放补强，实现了整个结构的零剩余强度； （3）提高工作质量和铺放效率。
复合材料自动铺带技术应用及方案示例 单位：中航工业哈尔滨飞机工业（集团）有限责任公司作者：徐福泉高大伟等发布时间：2009-12-10 10:27:17 大飞机复合材料的应用 国外大型军用、民用飞机中复合材料构件的比重迅速增加，波音787的复合材料构件已占结构重量的50%以上，A350复合材料构件将占结构重量的52%，俄罗斯开发中的MC21，复合材料用量也将占结构重量的40%～45%，A400M军用运输机上复合材料用量已达结构重量的35%。 国内ARJ21复合材料用量不多，大型结构件仅在方向舵上采用了复合材料。大飞机正在研发过程中，考虑到当前和飞机生产出来后（至少7～8年后）的国际水平，参照国外的A380、波音787、A350、A400M、MC21等大型飞机，以及国内设计能力、试验能力、生产设备条件和工艺水平等，大飞机上复合材料构件占结构重量至少应不低于25%，达到舵面或机翼采用复合材料结构的水平。而对舵面或机翼复合材料结构件的制造，当前最有优势的制造方法就是自动铺带技术。 自动铺带技术的发展 所谓自动铺带技术，就是采用数控铺层设备，通过数字化、自动化的手段实现复合材料预浸布、带的连续自动切割和自动铺放。主要工作过程为：将复合材料预浸料卷安装在铺放头中，预浸材料由一组滚轮导出，并由压紧滚轮或可随形机构压紧在工装或上一层已铺好的材料上，切割刀将材料按设定好的方向切断，能保证铺放的材料与工装的外形相一致。铺放的同时，回料滚轮将背衬材料回收。 自动铺带作为典型的增料加工成型技术，其成型设备的制造技术涉及机电装备技术、CAD/ CAM软件技术和材料工艺技术等多个研究领域，可实现： （1）最大限度地利用单向预浸带（优于手工铺层采用的预浸布），并可减轻结构重量； （2）可更自由地设计铺层，发挥复合材料可设计性优势，在应力梯度和应力异常的区域选择性铺放补强，实现了整个结构的零剩余强度； （3）提高工作质量和铺放效率。 采用该技术，可提高复合材料裁片外形、纤维方向等几何参数的精确度和铺叠位置、方向、角度的准确性，从而避免了人为铺放产生的偏差，如产品出现缺陷的几率大、零件制造质量重复性差、质量分散性大，以及尺寸精度和铺放位置准确度不能满足大尺寸、高精度零件制造的要求等问题。采用复合材料自动铺带技术可在提高质量的同时，大幅度地节省原材料，降低制造成本。同时，由于可以实现整个结构的零剩余强度设计，结构重量大大减轻。 自动铺带技术于20世纪70年代由Boeing、Cincinnati Milacron、Hercules等公司联合开发，已经经历近40年的发展。目前，世界上复合材料制造技术较先进的公司（如Boeing公司、AIRBUS公司、ECF公司等）在飞机复合材料构件的制造中均已广泛采用复合材料自动铺带成型技术。采用该技术制造的复合材料零、部件已安装于现今生产的许多型号飞机上。
复合材料铺层设计准则的一些理解 摘要：该文介绍了复合材料飞机结构铺层设计的一些常用设计准则，特别针对最重要的对称性和均衡性设计准则，基于经典层合板理论进行了分析，同时对其它一些准则也作了一定的解释。 关键词：复合材料飞机结构铺层设计准则层合板理论 自20世纪70年代以来,现代复合材料凭借着优良的比刚度和比强度及其它的特性，如良好的疲劳性能等,在航空结构上得到了越来越多的应用,例如最新的波音B787以及空客A350XWB,在机翼和机身等主结构中大量地使用了复合材料。 复合材料有多种结构形式，其中以层合板（主结构的蒙皮，大梁，肋板，以及加强筋等）和蜂窝结构（一些次结构件的蒙皮结构等）最为常见。针对层合板的结构形式，参考[1]中给出了一些设计准则。本文引用了一些常用的铺层设计准则并结合自身设计经验以及一些参考文献进行了理解说明，尤其是对于最常用的对称性和均衡性准则，基于经典层合板理论进行了较详细的解释，对复合材料结构的铺层设计具有一定的参考意义。本文介绍的复合材料铺层采用的是常用的（0°/45°/-45°/90°）四个方向的铺层。 1 层合板铺层设计准则 复合材料飞机结构铺层设计的一些常用设计准则有如下几点。
（1）层合板整体铺层须对称于中性面同时须遵循均衡性原则，即每一个+45°铺层对应一个-45°铺层。这是为了避免出现拉弯扭耦合，防止加工过程中出现翘曲变形。下一章将对这一准则从理论上进行较详细的解释。 （2）四个方向铺层，保证任一方向至少有10％的铺层比例（有些文献上要求至少8％）。这个准则有多方面考虑：首先是考虑垂直于主受力方向的泊松效应以及其它载荷直接作用在基体上，其次是损伤容限的考虑，另外还要考虑到将来有可能需对螺栓连接进行修补。 （3）在螺栓连接区域，±45°铺层应至少占40％，这样做主要是为了最大化挤压强度（考虑打孔时对铺层的破坏）。 （4）尽量将不同的铺层角度均匀分布在整个铺层厚度中，避免相同角度铺层连续铺设。这个准则是为了避免出现应力集中和内部微裂纹。 （5）表面铺层应当连续并且采用±45°铺层，这样做主要是考虑到±45°铺层有良好的损伤容限特性。 （6）相邻铺层方向应当小于60°，这样做是为了减小层间剪力，避免出现疲劳问题。 （7）对于二次固化的铺层，靠近固化位置的铺层应当避免垂直于受力方向，这是为了增强连接强度。
!ANSYS命令流学习笔记 14-shell 单元的铺层复合材料分析!学习重点： !1、熟悉复合材料的材料特点 工程应用中典型的复合材料为纤维增强复合材料。玻璃纤维增强塑料（玻璃钢）、碳纤维、石墨纤维、硼纤维等高强度和高模量纤维。复合材料各层为正交各向异性材料 （O rthotropic ）或者横向各向异性材料（ Transversal Isotropic），材料的性能与材料主轴的取向有关。 各向异性 Anisotropic，一般的各项同性材料需要两个材料参数弹性模量而各向异性在 XYZ有着不同的材料属性，而且拉伸行为和剪切行为互相关联。程需要 21 个参数。E 和泊松比v。定义其几何方 正交各向异性 orthotropic，在XYZ有着不同的材料属性，而且拉伸行为和剪切行为无关，定义材料需要 9 个参数： Ex， Ey， Ez， Vxy， Vyz，Vxz， Gxy， Gyz， Gxz。 横向各向异性 Transversal Isotropic，属于各向异性材料，但是在某个平面上表现出二维上的各向同性。
!2、熟悉复合材料分析所用的ANSYS单元 复合材料单元关键在于能够实现铺层。不同截面属性的梁单元（beam188, beam189, elbow290 ），2D 对称壳单元（ shell208, shell209 ），3D 铺层壳单元（ shell181, shell281, shell131, shell132），3D 铺层实体单元（ solid185, solid186, solsh190, solid278, solid279 ），均能实现复合 材料的搭建。其中Beam 单元和2D 对称壳单元很少使用。SHELL91、 SHELL99、 SOLID46、 SOLID191 用于一些以前的分析教程中，但是现在这些单元已经被淘汰，最好选择下列单元 区替代他们。用越来越少的单元做越来越多的事情也是趋势。 Shell208 和 shell209， 2D 对称壳单元 前者为 2 节点 3 自由度单元，后者为 3 节点 3 自由度单元，均能用于薄板和中厚板结构 （L/h > 5-8 ）。能够用于复合材料铺层，三明治结构建模。 shell181 和 shell281, 3D 铺层壳单元 前者为 4 节点 6 自由度单元，后者为 8 节点 6 自由度单元，均能用于薄板和中厚板结构 （L/h > 5-8）。能够用于复合材料铺层，三明治结构建模。复合材料计算精度由一阶剪切变 形理论决定。 shell131, shell132 为热分析单元，单元类型分别类似于shell181， shell281。 [注：经典变形理论假设变形后的中位线仍然垂直于中面，且长度不变。一阶变形理论 假设变形后的法线仍然为直线且长度不变。三阶阶变形理论假设变形后的法线为三阶曲线。] solid185 和 solid186, 3D 铺层实体单元 前者为 8 节点 3 自由度单元，后者为 20 节点料分析，均为六面体单元，均可退化为六棱柱单元。3 自由度单元，用于厚板和实体的复合材 Solid278, solid279 为热分析单元，单元 类型分别类似于solid185 ，solid186 。 Solsh190， 3D 铺层实体壳单元 8 节点 3 自由度单元，类似实体单元，但是用于薄板和中厚度板的壳结构分析，其结构 行为遵循一阶剪切变形理论。 !3、熟悉复合材料的失效准则 失效准则用于获知在所加载荷下，各层是否失效。用户可从三种预定义好了的失效准则中选择失效准则，或者自定义多达六种的失效准则。三种预定义失效准则是：
复合材料常见的铺层角度 复合材料是由两种或更多种不同材料组合而成的材料，在现代工程领 域中得到广泛应用。其中，铺层角度是在制作复合材料时需要考虑的 重要因素之一。不同的铺层角度可以影响复合材料的性能和力学行为。本文将深入探讨复合材料常见的铺层角度，并分析其对材料性能的影响。 一、铺层角度的基本概念 铺层角度指的是复合材料中纤维层的相对排列角度。在制作复合材料时，可以选择纤维层与基材平行（0°角）或垂直（90°角）排列，也可以选择其他角度。不同的铺层角度会影响复合材料的力学性能和性质。 二、常见的铺层角度 1. 0°角：0°角是指纤维层与基材平行排列。这种铺层角度可以使材料 在拉伸方向上具有很高的强度和刚度，但在横向上的强度和韧性相对 较低。0°角的复合材料适用于需要高强度和刚度的应用，例如航空航 天领域的部件制造。 2. 90°角：90°角是指纤维层与基材垂直排列。这种铺层角度可以使材 料在横向上具有较高的强度和韧性，但在拉伸方向上的强度和刚度相 对较低。90°角的复合材料适用于需要高韧性和抗冲击性能的应用，例如汽车制造中的车身部件。
3. 45°角：45°角是指纤维层与基材成45°角排列。这种铺层角度可以在拉伸和横向受力情况下都具有较好的强度和韧性。45°角的复合材料适用于需要兼顾强度和韧性的应用，例如体育用品的制造。 4. 其他角度：除了0°角、90°角和45°角外，还可以选择其他角度来铺设纤维层。通过选择不同的铺层角度，可以调整复合材料的性能，以满足特定的工程要求。 三、铺层角度对性能的影响 铺层角度的选择会对复合材料的性能产生重要影响。不同的铺层角度会改变复合材料的强度、刚度、韧性和疲劳寿命等性能。具体来说：1. 0°角的复合材料在拉伸方向上具有很高的强度和刚度，但在横向上的性能较差。适合承受拉伸应力的结构。 2. 90°角的复合材料在横向上具有较高的强度和韧性，适合承受弯曲和剪切等横向应力的结构。 3. 45°角的复合材料能够在拉伸和横向受力情况下都具有较好的性能，适合多种综合应力情况下的结构。 四、个人观点和理解 铺层角度的选择在复合材料的设计和制造中非常重要。通过合理选择铺层角度，可以使复合材料具有更好的力学性能和综合性能。不同的应用领域和工程需求需要考虑不同的铺层角度，以实现最佳的性能匹配。在实际工程中，需要综合考虑各种因素，如强度、刚度、韧性、成本等，来选择最合适的铺层角度。
自动铺带技术在航空复合材料制造领域的应用 先进复合材料已经成为航空航天器主要结构材料，各类飞机的复合材料用量近年来迅速增加。飞机复合材料主承力构件主要采用预浸料成形技术制造，而自动铺放成形是替代人工铺叠、提高质量和生产效率的关键，在制造大型复合材料构件时优势极为突出。以大型飞机为例，从A380到B787，A350，其复合材料用量大幅度增加，正是由于自动铺放技术的发展与应用起到了关键作用。为此，在接下来的文章中，将围绕自动铺带技术在航空复合材料制造领域的应用方面展开详细分析，希望能够给相关人士提供重要的参考价值。 标签：自动铺带技术;航空;复合材料 引言：具有高效率、高质量和低成本优点的自动铺带铺放技术已经成为发达国家航空复合材料构件的成熟制造技术，这一制造技术在国内的引进和发展，也必将在国产大飞机的研制和生产中占有重要的地位，为国产大飞机的顺利升空提供强有力的技术支撑。 1. 自动铺带技术的发展 所谓自动铺带技术，就是采用数控铺层设备，通过数字化、自动化的手段实现复合材料预浸布、带的连续自动切割和自动铺放。主要工作过程为：将复合材料预浸料卷安装在铺放头中，预浸材料由一组滚轮导出，并由压紧滚轮或可随形机构压紧在工装或上一层已铺好的材料上，切割刀将材料按设定好的方向切断，能保证铺放的材料与工装的外形相一致。铺放的同时，回料滚轮将背衬材料回收。自动铺带作为典型的增料加工成型技术，其成型设备的制造技术涉及机电装备技术、CAD/CAM软件技术和材料工艺技术等多个研究领域，可实现：第一，大限度地利用单向预浸带（优于手工铺层采用的预浸布），并可减轻结构重量;第二，可更自由地设计铺层，发挥复合材料可设计性优势，在应力梯度和应力异常的区域选择性铺放补强，实现了整个结构的零剩余强度;第三，提高工作质量和铺放效率。采用该技术，可提高复合材料裁片外形、纤维方向等几何参数的精确度和铺叠位置、方向、角度的准确性，从而避免了人为铺放产生的偏差，如产品出现缺陷的几率大、零件制造质量重复性差、质量分散性大，以及尺寸精度和铺放位置准确度不能满足大尺寸、高精度零件制造的要求等问题。采用复合材料自动铺带技术可在提高质量的同时，大幅度地节省原材料，降低制造成本。同时，由于可以实现整个结构的零剩余强度设计，结构重量大大减轻。 2.自动铺带技术在航空复合材料制造领域的应用 2.1预浸料的选择 自动铺带技术所铺放的复合材料称为预浸料，它作为复合材料制造过程中的中间产品，直接影响到复合材料构件的质量。预浸料主要由树脂与碳纤维构成，缠绕成卷，因初始有一定的黏性，为防止保存时相邻的预浸料带相互粘结，预浸
复合材料“U”型梁的数字化铺层设计 2 南昌工程学院江西南昌 330024 摘要：本文针对复合材料“U”型梁类结构，应用FiberSIM软件，对它进行数字化铺 层设计和铺放分析，生成下料机可读数据，实现自动下料。论文最后对开发工作进行了总结。 关键词：“U”型梁；数字化铺层设计；自动下料 1、复合材料数字化铺层概述 复合材料以其突出的优点广泛应用于航空航天、汽车、船舶等领域。 FiberSIM不仅具有铺层设计和可制造性分析等功能，还能生成用于自动下料机、激光投影仪以及自动铺放机的相关数据[1]。FiberSIM软件独有的复合材料仿 真技术和可视化功能，能够预测复合材料在铺贴后的变形、纤维的偏转以及与复 杂表面的贴合情况,并把结果形象地表示出来[2]。 “U”型是继平板类结构之后在飞行器上应用最多的结构，本文选取一典型 的复合材料“U”型梁，介绍如何运用FiberSIM软件快速、准确地进行铺层设计、分析，并输出机器可执行数据。 2、“U”型梁结构及数字化铺层设计流程 “U”型梁是一种比较常用的受力结构，因其截面类似字母“U”而得名。在 制造该类结构时需要一块定制的芯模，然后在芯模上铺贴铺层组，如图1左图所示。 FiberSIM有两个工程复合材料设计模块：CEE（工程复合材料环境）和 ACEE(高级工程复合材料环境)。CEE适于铺层简单，自动化程度相对较低，不能 自动生成梯层（在不等厚的区域间形成）的形状。一般地，CEE模块能满足基本 的铺层设计要求，其铺层设计流程与手工铺贴过程相对应，如图1右图所示。
图1 “U”型梁结构及铺层设计流程图 3、FiberSIM铺层设计 3.1 创建层合板（Laminate） 启动FiberSIM，创建层合板A：选中左侧功能树上的Laminate,在面板右侧 空白处右键点击Create new, Sequence标签定义层合板顺序，用字母A 表示，name为LAM001，在Geometry 标签里定义贴模面、设计边界、制造边界。 3.2 创建坐标系（Rosette） 创建层合板后要建立坐标系：选中左侧功能树上的Rosette，在面板右侧空 白处右键点击Create new, Standard 标签中“Laminate”选对应层合板“A”，“hand direction”中定义坐标系使用“right”（右手定则），“MappingType”定义纤维的映射类型为Standard；Geometry 标签定义“Origin”（原点）以及“Direction”（0°方向线），需链接CATIA 中创建的对应几何要素。 3.3 创建铺层组（Plies）
飞机复合材料构件模具数字化设计与制造技术 单位：西北工业大学陕西省数字化制造工程技术研究中心中航工业西安飞机工业（集团）有限责任公司作者：元振毅王永军魏生民杨选宏杨绍昌发布时间：2013-7-3 16:23:12 复合材料的比强度高、比模量大、耐高温、抗腐蚀、抗疲劳等一系列优点已被世人所共识。航空航天追求性能第一的特点，使其成为先进复合材料技术试验和转化的战场，先进复合材料继铝、钢、钛之后，迅速发展成四大结构材料之一，其用量成为航空航天结构的先进性标志之一[1]。 目前，国外已经实现了复合材料构件的无图设计、制造，全面实现了复合材料的手工设计制造向数字化设计制造的转变；国内这方面还处于起步阶段，部分航空企业将CATIA、FiberSIM等设计软件以及数控下料机、自动铺带机、激光铺层定位仪、大型C扫描等数字化设备应用到了复合材料设计制造过程中，但对复合材料成型模具的数字化设计制造技术重视不够。与常规金属材料成型不同，复合材料构件的成型是材料与结构同时成型的过程，且通常要在模具中完成。制件固化成型后几乎不再作任何加工，其外形尺寸、力学性能以及内部要求等都应满足设计要求，这些都决定了成型模具在复合材料产品制造过程中起着举足轻重的作用。另外，飞机构件外形大多为曲面，蒙皮与长桁等结构的高精度连接配合需要其相应模具加工精度的保障。数字化设计与制造是保障模具加工精度和配合协调的关键。复合材料成型模具数字化设计制造是指将模具的外部形状信息、内部材料组织信息、制造信息、功能信息以及复合材料构件固化变形等因素统一起来，依靠模具数字化设计、数字化仿真分析、数字化制造、数字化检测等方法实现模具的设计与制造，使复合材料构件成型后不需要加工或只需少量加工即可满足设计要求[2]。 复合材料成型模具概述 同金属材料制造相比，复合材料的制造有很大的灵活性。目前树脂基复合材料的成型方法多达20余种。比较常见的有手工成型、缠绕成型、真空袋成型、热压罐成型、热膨胀模塑成型、拉挤成型、模压成型、树脂传递模塑成型（RTM）、喷涂成型等。不同的成型方法对模具的结构形式和模具材料有不同的要求。比较有代表性的模具结构有缠绕成型模具、金属框架式模具、RTM成型模具等。 对于缠绕成型来说，选择适当的芯模对提高复合材料构件成型质量至关重要。合理设计的芯模将使纤维的损伤减至最小且能减小构件尺寸的偏差和残余应力。芯模要求有足够的强度、刚度，且满足精度要求。重复使用的芯模还要保证制件固化后在保持构件和芯模完整性的条件下，芯模和制件能顺利分离[3];金属框架式模具主要用于复合材料热压罐成型，其对模具型板的尺寸精度、表面质量、型板厚度以及模具支撑结构等要求较高，既要满足刚度要求，又要满足其传热要求；RTM成型工艺对上下模具的配合精度、模具表面质量、注射口和排气孔位置、模具密封性以及构件脱模装置等要求较高。复合材料成型模具数字化设计 1 复合材料工艺数模设计
ansys铺层建模步骤 一、吴家龙论文部分步骤 1、设置材料属性:复合材料是正交各向异性的，通过Preprocessor-MaterialProps-MaterialModels-Structural-Linear-Elastic-Or thotropic设置材料属性。 表1 玻璃纤维复合材料性能参数 符号说明数值单位 纵向弹性模量 42.6 GPa 横向弹性模量 16.5 GPa 1-2平面内剪切模量 5.5 GPa 1-2平面内泊松比 0.22 -3 密度 1950 kg?m 纵向拉伸强度 836.77 MPa 纵向压缩强度 540.78 MPa 横向拉伸强度 40.86 MPa 横向压缩强度 143.81 MPa 1-2方向剪切强度 37.79 MPa 单层复合材料是厚度很小的一种单向复合材料，其沿厚度方向的尺寸极小。表格中，只提供了4个弹性系数，而在进行复合材料的有限元计算时，必须知道该复合材料在各方向的弹性系数，包括3个弹性模量、3个剪切模量和3个泊松比共9个参数。单向复合材料弹性参数的计算有多种方法，如Halpin-Tai弹性力学法，该方法将材料中树脂与纤维间的关系根据弹性力学的理论由一组方程表达，经过方程组的求解解得材料各弹性参数。
表2 玻璃纤维复合材料各方向的弹性系数 /GPa /GPa /GPa 42.6 16.5 5.5 0.22 0.5 由于单向复合材料在宏观上可以看作为横观各向同性的，2-3平面即为各向同性面，因此， E,E 32 ,,0.5 32 ,E，332,,,, (3.2) 2332E2 然后再根据式(3.1)即可计算其它的几个弹性参数。计算结果如表2所示。 2、导入关键点 选择Preprocessor|Modeling|Create|Keypoints命令，再通过File|Read input from菜单将前面保存的.TXT格式的翼型数据以关键点的形式导入到ANSYS 中，如 下图所示。 3、生成翼型轮廓 通过Preprocessor|Modeling|Create|Lines|Splines|Spline thru KPs 命令分别绘制出翼型的
复合材料铺层设计 复合材料制件最基本的单元是铺层。铺层是复合材料制件中的一层单向带或织物形成的复合材料单向层。由两层或多层同种或不同种材料铺层层合压制而成的复合材料板材称为层合板。复合材料层压结构件的基本单元正是这种按各种不同铺层设计要素组成的层合板。 本章主要介绍由高性能连续纤维与树脂基体材料构成的层合结构和夹层结构设计的基本原理和方法，也介绍复合材料结构在导弹结构中的应用。 一、层合板及其表示方法 （1）铺层及其方向的表示 铺层是层合板的基本结构单元，其厚度很薄，通常约为〜。铺层中增强纤维的方向或织物径向纤维方向为材料的主方向（1向：即纵向）；垂直于增强纤维方向或织物的纬向纤维方向为材料的另一个主方向（2向：即横向）。1—2坐标系为材料的主坐标系，又称正轴坐标系，x-y坐标系为设计参考坐标系，如图所示。 铺层是有方向性的。铺层的方向用纤维的铺向角（铺层角）B表示。所谓铺向角（铺层角）就是铺层的纵向与层合板参考坐标X轴之间的夹角，由X轴到纤维纵向逆时针旋转为正。参考坐标系X-Y与材料主方向重合则为正轴坐标系。X-Y 方向与材料主方向不重合则称偏轴坐标系，如图（b）所示。铺层的正轴应力与偏轴应力也在图中标明。 （2）层合板的表示方法 为了满足设计、制造和力学性能分析的需要，必须简明地表示出层合板中各铺层的方向和层合顺序，故对层合板规定了明确的表示方法，如表所示。
二、单层复合材料的力学性能 单层的力学性能是复合材料的基本力学性能，即材料工程常数。由于单层很薄，一般仅考虑单层的面内力学性能，故假设为平面应力状态。单层在材料主轴坐标系中通常是正交各向异性材料，在其主方向上某一点处的正应变& 1、& 2只与该点处的正应力(T 1、(T 2有关，而与剪应力T 12无关；同时，该点处剪应变丫12也仅与剪应力T 12有关，而与正应力无关。 材料工程常数共9个：纵向和横向弹性模量E 1和E 2、主泊松比V 12、纵横剪切弹性模量G12，共四个弹性常数；还有纵向拉伸和压缩强度X、X2,横向拉伸与压缩强度丫1、丫2,纵横剪切强度S共五个强度参数。这9个工程常数是通过单向层合板的单轴试验确定的。通常情况下，单层力学性能有明显的方向性，与增强纤维的方向密切相关，即E 1>>E 2, X>>Y而且拉伸与压缩强度不相等，即X&X2, 丫1工Y;纵横剪切性能与拉伸、压缩性能无关，即S与X、丫无关。 由于单层复合材料是复合材料的基础，故往往用它的性能来说明复合材料的性 能。但应当指出：单层的性能不能替代实际使用的层合复合材料的性能。一般说，实际使用的层合复合材料性能要低于单向复合材料的纵向性能。复合材料的性能与材料中含有的纤维数量有很大的关系，所以在规定性能数据时，一般还应给定材料所含的纤维量，通常用纤维所占的体积百分比V来表示。V称为纤维体积分数或纤维体积含量，其值通常控制在60%左右。 三、复合材料结构的制造与成形工艺 (1)制造与成形工艺的分类、特点与适用范围 树脂基复合材料结构成形工艺方法多种多样，各有所长。工艺方法的分类见图各种工艺方法的特点与适用范围见表。
复合材料铺属谡计 复金材料制件最基本的单元是铺层。铺层是复合材料制件中的一层单向带戎织杨形成的复合材料单向层。由两层或多层同种或不同种材抖铺层层合庄制而成的复合材料板材称为层合板。复合材料层庄结构件的基本单元正是这种按各种不同铺层役计要素纽成的层今核。 本章主要介绍由壽性能连续纤维与树脂基体材料构成的层仝结构和夾层结构设计的基本原理和方比，也介绍复合材抖结构在导弹结构中的应用。 一＞层合核及其表示方法 ⑴轴层及其方向的表示 铺层是层合板的基本结构单元，其厚度很萍，通帝约为0」〜0.3mmo铺层中增强纤维的方向或织杨彳至向纤维方向为材抖的主方向（1向：即纵向丿；垂直于增强纤维方向或织场的纬向纤维方向为材抖的另一个主方向（2向：印橫向丿。1—2 坐标糸为材料的主坐标糸，又称正轴坐标糸’x・y坐标糸为设计参考坐标糸，如图10.1.1所示。
3正轴坐标系和应力 图10.1.1 层材料正轴与偏轴坐标系和应力 铺层是有方向性的。铺层的方向用纤维的揣向角(铺屋角丿e表示。所谓铺向角 (铺尾角)就是铺层的纵向与层合板参考坐标X铀之间的爽角，由X铀到纤维纵向送肘针淡转为正。参考坐标糸X-Y与材抖主方向重合则为正轴坐标糸。X-Y 方向与材料主方向不重合则称偏轴坐标糸，如图10.1.1 (bj所示。铺层的正抽应力与偏軸应力也在图10.1.1中标朗。 (2) $合核的表示方法 为了满足役计.制凌和力学性能分析的需要，必须简朗地表示出层合板中各铺层的方向和层合顺序，故对层合板规定了朗确的表示方法，如表10」」所示。
二.单层复合材料的力学性能 单层的力学性能是复合材抖的基本力学性能，即材抖工程常数。由于单层很薄， 一般仅考虑单层的面力学性能，故假设为平面应力状态。单层点材料主軸坐标糸常是正交各向异性材料，A其主方向上芷一点处的正应支$只与该点处的
复合材料层压板铺层设计的方法及试验验证结果 引言 结构设计是指根据结构设计的原始条件,按照结构设计的基本要求,提出合理的设计方案以及进行具体的细节考虑,绘制出结构图纸,在需要时还须写出相应的技术文件,以使生产单位能根据这些数模/ 图纸和技术文件进行生产。结构所受到的载荷、设计方法是结构布局与结构元件尺寸设计的基本依据,飞机结构必须保证足够的强度、刚度、疲劳寿命和损伤容限设计要求。 在进行民用飞机复合材料层压板结构铺层设计时,主要按复合材料地板稳定性分析方法开展。飞机结构中没有绝对的纯剪板,也没有单向的承拉/ 压板,对于复合受载的结构,设计师在对结构功能和传载路经进行分析后,根据工程经验忽略小载荷,结合成熟经典的设计理论和方法,布置结构并设计出具体的截面形式。下面将阐述复合材料层压板铺层设计的方法及试验验证结果: 1 层压板屈曲分析 用常用的工程算法为结构元件设计提供支持。 1. 1 铺层设计参数 目前,机体结构复合材料层压板的常用设计方法是采用对称均衡铺层,主要采用0°、±45°、±90°的标准铺层角。这四个铺层角一般可以满足载荷设计要求,同时也能简化分析和制造。基本铺层设计准则有: (1)要有足够多的铺层,其纤维轴线与内力拉压方向一致,以最大限度利用纤维的高强度、高刚度特性。 (2)应避免相同取向的铺层叠置。如难以满足此要求,则不能将4 层以上取向相同的铺层叠置,以减小边缘分层现象发生。 (3)对于较厚的(一般6 ~ 16 层)层压板,相邻的铺层角度变化一般不要超过6°毅,也就是说不要用0°和90°,或45°和-45°的相邻铺层,以避免固化应力产生的微观裂纹和有利于层间剪切应力的传递。 ( 4) 0°、±45°、±90°四种铺层中每一种至少要占10%,以防止任何方向的基体直接受载。 (5)避免采用90°的层组(载荷为0°方向时),而用0°或±45毅°的层将它隔开,以减小层间的剪切与法向应力。 1. 2 四边简支正交各向异性矩形层压平板复合受载屈曲分析 (1)单向受压 大多数情况下机体壁板分析时主要考虑某一方向的主载荷,当另一垂直方向的线载荷小于主载荷的1/5(参考)时可以忽略其影响仅考虑单向受载。这种简化可以简化强度分析工作量且不影响结构安全性。四边简支板单向受压图如图1 所示,其屈曲载
基于共享铺层融合技术复合材料层压板铺层顺序优化设计陈景昊;孙秦;范学领 【摘要】A new stacking sequence optimization method of composite laminates was proposed based on the shared layers blending (SLB) technology and generic algorithm (GA) method. The stiffness-based optimization method for composite laminates was discussed firstly. Then, the shared layers blending technology was integrated with the generic algorithm method to optimize the stacking sequence of composite laminates with stiffness and manufacturing constraints. A benchmark problem of a six-panel composite laminates was adopted to validate the proposed optimization method. It is concluded that both the in-plane stiffness and the bending stiffness can be assured by using the proposed method.%基于丢层结构复合材料层压板的处理技术——共享铺层融合技术和遗传算法,提出了一种新的复合材料层压板铺层顺序优化方法.首先,针对复合材料层压板力学特性,探讨了基于层压板刚度的优化设计原理；然后,介绍了适用于工程结构优化设计的共享铺层融合技术,并将其与遗传算法相结合,在保证层压板面内刚度和弯曲刚度的前提下,提出了含丢层复合材料层压板铺层顺序优化设计方法；最后,通过实例验证了该方法在含丢层复合材料优化设计中的有效性. 【期刊名称】《固体火箭技术》 【年(卷),期】2012(035)006 【总页数】4页(P803-806)
基于FiberSIM的复合材料设计制造一体化技术探讨 作者：李林 来源：《科学与信息化》2019年第06期 摘要复合材料是材料与结构同时形成，材料性能与结构形式和工艺方法密不可分。传统的模线/样板模拟量工作法已不适合现代大型飞机整体零件的加工需求。基于FberSIM软件的复合材料设计制造一体化技术，以数字量传递信息更加准确、高效，与自动下料系统和激光铺层定位系统等的集成，打通了复合材料构件设计、工艺模拟、制造的数字化生产线。 关键词设计制造一体化；设计/制造数据转化；数字化制造 复合材料有着良好的抗疲劳、抗腐蚀、可设计性和减重效果，其已成为先进飞机结构的必选材料。随着飞机设计技术的飞速发展，复合材料结构也向着零件大型化、结构整体化方向发展。结构尺寸的增大和集成程度的增加，对制造工艺提出了很高的要求。本文以某民用飞机复合材料翼梁的研制，阐述复合材料数字化设计/制造技术。 1 复合材料数字化设计制造一体化技术 与传统的顺行设计不同，数字化设计采用并行设计，对复合材料构件每一铺层进行数字化定义，将复合材料构件产品数字化定义数据从设计初期传递至工装设计、工艺设计、数字化剪裁设备和激光铺层定位系统，利用计算机软硬件及数字化设备，打通了复合材料构件从设计到制造过程的数据流[1]。 2 复合材料翼梁设计 某民机中央翼盒翼梁由碳纤维预浸料铺贴的[型层压梁、共固化的2根水平加强筋和机械连接的4根垂直加强筋组成。 按结构形式，将层压梁的腹板看作柔性层压板，缘条看作刚性层压板。根据经典层压板理论及铺层设计原则，通过受力分析、计算，层压梁划分为9个厚度区域并得出相应区域理论铺层总数。 通过对层压梁腹板、缘条失效分析，逐步修正、迭代计算确定层压梁几何尺寸及各区域相应铺层数、铺层比例和铺层顺序的正确性[2]。 3 翼梁的设计/制造数据转化
复合材料数字化车间的规划设计方案研究 摘要：复合材料以其各项优越性能，已经迅速发展成为主要的航空材料之一， 其用量成为航空结构先进性的重要标志。我国航空复合材料车间目前在数字化车 间方面仍处在较低水平，本文分析了我国在航空复合材料数字化车间方面存在的 问题，并总结研究了复合材料数字化车间的规划设计方案。 关键词：复合材料；数字化车间；规划设计 引言 减重、性能、成本是飞机选材的三大考虑因素，与传统金属材料相比，复合 材料在飞机上大量应用可以明显减轻飞机的结构重量，提高飞机的性能。复合材 料和铝、钢、钛一起，已发展成为四大航空结构材料，其用量已经成为航空结构 先进性的重要标志，复合材料技术已成为影响飞机发展的关键技术之一[1-3]。 经过数十年发展，复合材料已实现了从非承力构件、次承力构件到主承力构 件的应用。国外军机、直升机、无人机上复合材料用量早已达到或超过50％，新一代大型客机上复合材料用量也超过了50％，通用航空领域小型飞机复合材料用量更高，部分机型达到了结构重量的90%。 1 复合材料数字化车间规划设计研究的目的和意义 我国航空工业复合材料技术经过数十年发展，特别是近十余年的快速发展， 已经掌握了大量先进复材零件制造技术，目前新研制各类飞机上复合材料用量大 幅增加，已经基本达到了国际先进机型复合材料用量水平。但是，与国际先进复 合材料制造水平相比，我国航空工业复材零件制造技术在自动化、数字化制造方 面与国际先进水平尚存在较大差距。 解决航空工业复合材料产业发展问题，只能通过内涵式改革调整解决，改变 车间传统管理模式。根据“中国制造2025”、“工业4.0”等新一代工业革命理念要求，数字化制造车间是实现新一代工业革命的基础条件，能够大幅提高车间生产 效率、生产产能及零件制造质量。因此，开展航空工业复合材料数字化车间的规 划设计分析是十分必要的。 2 我国在航空复合材料数字化车间方面存在的问题分析 通过调研总结，与先进的数字化车间相比，我国航空工业复合材料车间在数 字化方面存在的主要问题如下： 1）车间零件信息数字化水平不一 零件信息数字化主要需要使用计算机辅助设计软件，目前我国航空工业复材 车间基本具备了一定数量的计算机辅助零件设计系统，但不同企业该类软件建设 水平不同，不同复材车间具备的数字化设计、分析软件的种类、数量不同，零件、制造工艺的数字化设计、编辑等水平也不尽相同。 2）车间生产现场数字化管控水平较低 我国主要复材车间在下料、成型、机加、检测等主要工序已经基本配置了数 字化设备。但是，复材车间仍普遍存在较多手工加工工序，如手工铺叠、切边打磨、手工检测等，并且手工工序在零件制造总工时上占比仍较大，该类工序未实 现数字化、自动化加工，并且也未实现数字化管控。 3）物流方面未实现数字化管理 根据复合材料制造工艺，复材车间内主要物流包括零件物流、工装物流、配 套物资物流，主要情况及存在问题具体如下：
复合材料预浸料铺层错位要求 一、概述 复合材料预浸料是近年来广泛应用于航空航天、汽车、船舶和体育器材等领域的一种新型材料。它具有重量轻、强度高、耐腐蚀、设计自由度高等优点，因此备受关注。而在复合材料的制备过程中，预浸料的铺层错位是一个非常重要的环节，直接关系到制品的质量和性能。本文就复合材料预浸料铺层错位要求进行探讨。 二、复合材料预浸料铺层错位的概念 1. 复合材料预浸料 复合材料预浸料是一种预先浸渍树脂的纤维材料，其构成包括纤维和树脂。纤维一般采用玻璃纤维、碳纤维、芳纶纤维等，而树脂则通常为环氧树脂、酚醛树脂、聚酯树脂等。预浸料在制备过程中具有灵活性高、成型周期短、成本低等优势，因而备受青睐。 2. 铺层错位 铺层错位是指在将多层预浸料覆盖在一起时，各层之间出现的错位现象。错位可以保证复合材料在承载力方面得到充分的利用，从而提高材料的性能。 三、复合材料预浸料铺层错位的原因 1. 制备工艺 制备复合材料时，常采用手工或自动化设备进行预浸料的铺层工作。
在这个过程中，人为因素和机械设备的准确度都可能导致铺层错位的产生。 2. 材料性能 不同类型的纤维和树脂材料具有不同的特性，例如纤维的柔韧性和尺寸稳定性，树脂的粘度和流动性等，这些性能差异也可能导致铺层错位的产生。 3. 外界条件 制备过程中的温湿度条件，工作环境的干净程度等外界条件也可能对铺层错位起到一定的影响。 四、复合材料预浸料铺层错位的影响 1. 成品强度 铺层错位会导致复合材料的强度分布不均匀，使得材料在承受载荷时出现局部应力集中的现象，从而降低材料的整体强度。 2. 表面质量 铺层错位还会在复合材料表面产生起伏不平的区域，导致制品外观质量不佳，甚至可能造成产品的表面缺陷，影响整体美观度。 3. 使用寿命 铺层错位还可能导致复合材料的使用寿命缩短，如局部应力集中可能导致材料的疲劳破坏，降低了产品的可靠性和使用寿命。 五、复合材料预浸料铺层错位的修正方法 1. 工艺改进
第二十四届（2008）全国直升机年会论文 直升机复合材料数字化设计与制造技术应用研究 齐德胜1张巍 2 刘秀芝1 （1哈尔滨飞机工业集团，2总参陆航部驻哈尔滨地区军事代表室） 摘要：本文主要介绍了复合材料数字化技术的研究背景、数字化环境、研究方法及途径， 以Z9直升机垂尾蒙皮为载体，应用复合材料设计软件FiberSIM进行了数字化设计与制造 技术研究，总结出了复合材料数字化制造的优点，提出了应用软件FiberSIM进行复合材料 设计时的注意事项。 关键词：复合材料数字化设计制造一体化 1 前言 复合材料数字化制造即复合材料设计制造一体化是20世纪80年代后期以来，随着CAD/CAM技术、计算机信息技术、网络技术的发展，以美国为首的西方发达国家开始研究并首先应用的一项新技术。应用设计制造一体化技术可以提高产品的研制生产效率，保障产品质量，降低产品成本，全面采用数字形式取代纸面资料对产品进行技术描述。形成该项技术的基础主要有两点：1.依赖于模线-样板的复合材料制造过程转变为可根据计算机数据文件进行全面运作的制造过程；2针对复合材料构件制造特点的工艺性评估软件的形成。 高性能连续纤维复合材料为生产轻质高性能的产品提供了巨大的机会，但是高的材料成本、设计和制造复合材料产品的复杂性在很大程度上抵消了复合材料的使用效益。为了降低成本，提高复合材料生产效率，缩短复合材料产品的开发时间，减少材料浪费，降低工具损耗及生产时间，美国VISTAGY公司在CATIA软件平台上开发了用于复合材料制造和分析的软件FiberSIM。 2 研究背景 复合材料技术对国防技术来讲，是一项具有战略意义的关键技术。在一定程度上，可以说复合材料的研究水平和应用程度是一个国家科技发展水平的代表，特别是在飞机制造业，各种先进的飞机无不与先进的复合材料制造技术紧密联系在一起，当前先进复合材料构件在飞机上应用的部位和用量的多少已经成为衡量飞机结构先进性的重要标志之一。 从数字化技术应用角度，我国复合材料构件的数字化设计制造技术仍处于较低的层次，仅仅是单项技术的应用，在复合材料构件预浸料下料过程中，由于没有形成复合材料构件的数字化制造生产线，大多只能采用逆向工程技术和模拟量传递方法，设计效率
第22卷第6期工程力学 V ol.22 No.6 2005年 12 月 ENGINEERING MECHANICS Dec. 2005 ——————————————— 收稿日期:2003-11-01;修改日期:2004-04-20 文章编号:1000-4750(200506-0212-05 复合材料层合板稳定性的铺层优化设计 * 修英姝,崔德刚 (北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100083 摘要:提出采用神经网络和遗传算法来优化设计复合材料层合板,建立了满足铺层结构稳定性的优化铺层体系,优化体系分两步进行优化,第一步,当给出总的铺层数时,由已建立的神经网络模型确定规定角度下的铺层数,确立基本的铺层结构,第二步,采用遗传算法优化这种铺层结构下的铺层顺序,最终在同样重量下获得了最佳的结构铺层。 关键词:复合材料;层合板;遗传算法;神经网络;稳定性;优化设计中图分类 号:TB33 文献标识码:A PLY OPTIMIZATION DESIGN FOR STABILITY OF COMPOSITE LAMINATES *
XIU Ying-shu , CUI De-gang (School of Aeronautic Science and Engineering, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100083, China Abstract: Neural networks and genetic algorithms are used for optimization design of laminated composite plate structures. Two steps are taken to meet the stability requirement of the composite laminate. At the first step, the thickness of plies with prescribed orientations is obtained by a neural network model. The basic laminate structure is formed when the total number of the laminate is given. At the second step, the ply stacking sequence of the laminate is optimized by a genetic algorithm. The optimal laminate design is acquired for a given weight. Key words: composite; laminate; genetic algorithms; neural network; stability; optimal design 高性能复合材料的使用促进了层合板优化设计程序的发展,近年来,设计复合材料层合板使其屈曲载荷最大,得到了广泛的关注。典型的设计变量为铺层角度、铺层厚度和铺层顺序,在许多工程应用中,铺层厚度往往是给定值,而纤维角也局限在一定范围内,如0°,±30°,±60°,±45°和90°等。因此,传统的方法是在给定纤维角的情况下,选定铺层顺序作为设计变量进行优化,使层合板的屈曲载荷最大[1~7]。 本文根据某飞机实际设计的需求,优化设计了 规定铺层角度下的铺层数和铺层顺序。优化设计方法采用遗传算法和人工神经网络的方法,开发了一套工程实用的复合材料层合板稳定性的铺层优化体系。即只要给出总铺层数,就可采用本文所建立的神经网络模型得到所给出角度下的铺层数,然后采用遗传算法来优化这种铺层数下的铺层顺序,最终获得最佳的结构铺层。 1 问题描述 现代航空结构中采用大量的复合材料层压平 复合材料层合板稳定性的铺层优化设计 213