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1、 参考资料 含穿孔损伤复合材料层合板刚度降模含穿孔损伤复合材料层合板刚度降模 型毕业论文型毕业论文 目 录 第 1 章 概 述 1 1 1 引 言 1 1 2 复合材料疲劳特性研究方法 4 1 3 累积损伤理论回顾 5 1 3 1 剩余寿命模型 6 1 3 2 剩余强度模型 6 1 3 3 剩余刚度模型 7 1 3 4 耗散能模型 8 1 3 5 Markov 链损伤扩展模型 8 1 3 6 其他模型 8 1 4 本文研究方法 9 第 2 章 复合材料层合板疲劳寿命分析模型的建立 12 2 1 刚度降模型简介 12 2 1 1 理论模型 12 2 1 2 半经验模型 14 2 1 3 经验模型
2、 16 2 2 基于分段损伤论的刚度降模型的建立 19 2 3 带孔层合板的疲劳累积损伤模型 22 2 4 本章小结 24 第 3 章 完整层合板刚度降模型的求解 25 3 1 试验概况 25 3 2 静强度试验结果 26 Comment kxuy1 宋体 小四 1 5 倍行间距 参考资料 3 3 疲劳寿命试验结果及分析 26 3 4 疲劳损伤模型的求解 29 3 4 1 第一阶段刚度降模型的求解 30 3 4 2 第二阶段刚度降模型的求解 31 3 5 单级载荷下复合材料层合板 S N 曲线预测 33 3 6 预测已知最大加载应力试件使用寿命的算例 35 3 6 1 关于经验刚度断裂准则的拟
3、合 35 3 6 275 应力水平下的寿命预测算例 36 3 7 本章小结 36 第 4 章 带孔层合板疲劳及损伤模型研究 38 4 1 不同孔径带孔层合板的静态参数 38 4 1 1 试件的几何尺寸 38 4 1 2 带孔板件的静拉伸试验与静强度参数 39 4 1 3 带孔层合板特征尺寸d的确定 39 4 2 不同孔径带孔层合板的疲劳行为 40 4 3 带孔板疲劳累积损伤寿命模型 42 4 4 带孔板的 S N 曲线预测 44 4 5 本章小结 46 第 5 章 总结与展望 47 5 1 全文总结 47 5 2 展望 48 后 记 50 参考文献 51 附录 55 附录 A 程序清单 55
4、附录 B 外文资料翻译 58 英文资料原文部分 58 英文资料翻译部分 68 Comment kxuy2 罗马数字章序号 Comment kxuy3 每章另起一页 黑 体 三号字 Comment kxuy4 章内小节编号 各 左对齐 Comment kxuy5 双字节逗号 Comment kxuy6 双字节顿号 Comment kxuy7 双字节句号 Comment kxuy8 文内英语字体 Times New Roman 小四 Comment kxuy9 缩写首次出现时 应在其后附括号内注明 列出原文及 最后的缩写 参考资料 第 1 章 概 述 本章首先简单地介绍了复合材料的基本概念 特点
5、发展过程以及其在民用飞机 上的应用情况 然后简单的介绍了复合材料损伤的类型和特点 最后系统的总结了几 种复合材料的疲劳累积损伤模型 并按照损伤的不同定义将现有的累积损伤理论分为 剩余寿命模型 剩余强度模型 剩余刚度模型 耗散能模型 Markov 链模型 1 1 引 言 复合材料是由两种或两种以上不同性质的单一材料用物理和化学方法在宏观尺度 上人工复合而成的具有新性能的固体材料 在微观上它是一种不均匀材料 具有明显 的界面 在界面上存在着力的相互作用 它保留了组分材料的主要优点 改善了组分 材料的的刚度 强度 热学等性能 克服或减少了组分材料的许多缺点 还会产生一 些组分材料所没有的优异性能和弱
6、点 通常复合材料是由高强度 高模量 脆性的增 强材料和低强度 低模量 韧性的基体材料经一定的成型加工方法制成 复合材料可综合发挥各种组成材料的优点 使一种材料具有多种性能 可按对性 能的需要进行材料的设计和制造 可制成所需的任意形状的产品 避免多次加工 不 仅如此 它还有比强度和比模量高 抗疲劳性能好 减震性能好 高温性能好和破损 安全性好等普通金属无法比拟的特点 但是它也具有脆性材料特性的不足之处 复合材料的发展大致可以分为三个阶段 从 1940 年到 1960 年是玻璃纤维增强塑 料时代 同时还出现了硼纤维和碳纤维增强塑料 这个时期可以看着复合材料发展的 第一阶段 从 1960 年到 19
7、80 年的 20 年里是先进复合材料相继出现的时代 它们是 Kevlar 纤维增强塑料 碳化硅纤维增强塑料 氧化铝金属纤维增强塑料 各种金属基 陶瓷基 碳基纤维增强塑料等 该时期可以看着发展的第二段 从 1980 年至今是复合 材料发展的第三阶段 先进复合材料在此时期得到充分的发展 复合材料不仅在宇航 及航空材料中得到应用 而且在所有的工业领域中都得到广泛的应用 同时在此阶段 纤维增强塑料FRP Fiber Reinforced Plastic FRP 和纤维增强金属FRM Fiber Reinforced Metal FRM 都得到了实用化 复合材料可以在很大程度上改善和提高了单一常规材料的
8、力学性能 物理性能和 参考资料 化学性能 并且可以解决在工程结构上采用常规材料无法解决的关键性问题 因此 不仅飞机 火箭 导弹 舰艇 坦克和人造卫星这些军工产品离不开它 甚至连运输 工具 建筑材料 机器零件 化工容器和管道 电子材料 原子能工程结构材料 医 疗器械 体育用品以及食品包装等产品也离不开它 由此可见 复合材料在国民经济 中的作用十分重要 要使工业和国防现代化 没有新型的复合材料的开发和应用是不 可能的 纤维增强复合材料在飞机的主要结构中的应用始于 70 年代初 随着复合材料在飞 机主结构上的大量应用 以及其设计许用应变的提高 复合材料结构的疲劳成为飞机 设计师迫切关心的问题之一 因
9、而受到广泛重视 玻璃纤维复合材料 又称玻璃钢 是首先应用于飞机上的复合材料 因为玻璃纤维增强复合材料具有较高的比强度 能 为无线电波和雷达波所穿过 制造上又易于成形复杂外形轮廓 所以 这种复合材料 首先应用在飞机上制作雷达罩和无线电天线罩 B737 300 的雷达罩就采用了玻璃纤维 复合材料结构 当然这种材料也用在民用机的其他部件上 碳纤维复合材料的优异性 能是密度低 强度高和弹性模量高 并且热膨胀系数小 能耐受多种介质的腐蚀 是 一种较为理想的纤维增强材料 所以 碳纤维复合材料在民用飞机结构上也得到了广 泛的应用 芳纶性能尚佳 但在湿热环境下性能明显下降 一般不用作飞机主承力结 构 多与碳纤
10、维混杂使用 另外 复合材料发展方向之一的混杂复合材料在民用飞机 上也都得到了应用 复合材料在波音和空客某些机型上的应用见图 1 1 其中波音 787 的复合材料占全部结构重量的 51 空客 380 的这个数据也达到了 22 但总的来说 目前大型民用飞机上采用的复合材料部件主要是指承受和传递局部 气动载荷的部件或某些部结构 且主要以蜂窝结构的形式应用 而不参与飞机结构的 总体受力 如 雷达罩 整流包皮 副翼 襟翼 升降舵和方向舵等 随着复合材料 的发展 目前已研制出主要使用复合材料的小型商用飞机 包括有总体受力部件 但是目前常常由于现有的疲劳寿命估算方法不够成熟而使长寿命复合材料结构设 计不尽合
11、理 在过去 20 年中 已提出了不少针对复合材料疲劳寿命的预测方法 这些 方法基本上可归并为基于强度的模型和基于刚度的模型 基于刚度的模型以剩余刚度 作为疲劳损伤的度量 其优点是刚度可在试验过程中可连续测量 但破坏准则难以确 定 与此相反 基于强度的模型有着天然的破坏准则 但剩余强度试验既花钱又费力 Comment kxuy10 图标号 大章号 章内序号 在图下标注 黑体 五 号字 参考资料 本文采用的是基于刚度的方法 a A320 结构的材料分配 b 复合材料在空客 380 上的应用 图 1 1 复合材料在民用飞机上的应用 复合材料的应用 参考资料 1 2 复合材料疲劳特性研究方法 与以往研
12、究金属材料疲劳特性问题方法有很大的差别 研究复合材料疲劳特性问 题相对要复杂得多 其差别主要来源于复合材料层合板的各向异性 脆性和非匀质性 特别是层间性能远低于层性能等特点 另外 复合材料构件在制造 加工 运输过程 中可能会受到外部环境等因素的影响 而不同程度地带有各种缺陷或损伤 复合材料 损伤与普通金属材料的差别主要表现在以下几方面 1 裂纹是金属结构的主要损伤形式 而复合材料的损伤形式包括界面脱胶 分 层和低能量 特别是低速 外来物产生的冲击损伤 2 复合材料静强度缺口敏感性远高于金属材料 这是由于金属材料一般都具有 屈服阶段 而复合材料往往直至破坏 其应力 应变曲线仍呈现线性 3 复合材
13、料的疲劳缺口敏感性远低于金属材料 其疲劳缺口系数远小于静应力 集中系数 并且在中长寿命情况下接近 1 4 金属材料一般对疲劳比较敏感 特别是含缺口结构受拉一拉疲劳时 其疲劳 强度会急剧下降 但复合材料一般都有优良的疲劳性能 对于常用的纤维增强多向层 合板 在拉一拉疲劳下 它能在最大应力为 80 极限拉伸强度的载荷下经受 106 次循环 在拉一拉或压一压疲劳下 其疲劳强度略低一些 但 106 次循环对应的疲劳强度均不 低于相应静强度的 50 5 生产和使用过程中外来物的冲击都可能引起复合材料结构部产生大围基体开 裂和分层 其外表面往往目视不可检 但此时压缩承载能力己大幅度下降 分层是复 合材料层
14、合板结构特有的损伤形式 这类损伤对层合板或结构强度和刚度下降的影响 是显著的 对复合材料结构损伤主要考虑冲击损伤和分层 因此其损伤扩展性能主要 是指冲击损伤和分层在疲劳载荷下的冲蚀 Erosion 性能 试验结果表明 一般很难观 察到它们在疲劳载荷作用下的扩展 即使出现损伤扩展 也往往出现在寿命后期 并 且很难确定其扩展规律 6 各向异性复合材料比各向同性材料构件在疲劳和断裂性能方面具有较大的分 散性 复合材料静强度和疲劳强度的分散性均高于金属材料 特别是疲劳强度尤为突 Comment kxuy11 公式编号 章号 章内序号 各右对齐 参考资料 出 7 湿热效应等是影响复合材料结构性能的重要因
15、素 除了极高温外 一般不考 虑湿热对金属材料强度的影响 但复合材料基体不仅对温度敏感 而且容易吸收周围 环境的水份 在湿热环境条件下 由基体控制的力学性能如压缩 剪切等会明显下降 正是由于复合材料的以上性能区别于金属材料 在进行复合材料疲劳寿命估算时 必须提供准确可靠的疲劳损伤形式与损伤扩展性能数据 纤维增强复合材料在循环载 荷作用下一般形成包括基体开裂 界面脱胶 分层和少量纤维断裂等多种形式构成的 损伤区 损伤扩展缺乏规律性 加之复合材料有较高的阻尼 即使层合板中有超过金 属的当量初始缺陷 仍具有比金属高的疲劳寿命 虽然纤维增强树脂基复合材料与金 属材料有完全不同的疲劳破坏机理 但 S N
16、应力 寿命 曲线仍是复合材料层合板疲劳 损伤形式性能主要表征形式 试验表明 S N 曲线关系通常遵循经典的幂指数规律 可 表示为 1 1 CNS m 和 Basquin 幂函数方程 1 2 b fa N 2 式中 m C 和 b 为材料待定常数 为应力幅值 为静拉伸破坏应力 Hwang a f 和 Han 2 提出了双参数 S N 曲线公式 1 3 ct SBN 1 式中 c B 为材料常数 S 为循环应力与强度极限之比 复合材料层合板的 S N 曲 线与层合板的组分材料及铺层有直接的关系 以纤维控制破坏的层合板比以基体控制 破坏的层合板的疲劳性能好 这主要是因为增强的纤维对疲劳很不敏感 1 3 累积损伤理论回顾 金属材料的疲劳累积损伤理论众多 但广泛采用的仍是 Miner 理论 一般认为复 合材料与金属材料的损伤发展过程完全不同 金属材料的损伤是材料的微观结构微塑 性造成的诸如位错 滑移 空洞 微裂纹等 而复合材料的疲劳损伤主要是基体裂纹 参考资料 脱胶 纤维断裂 分层等 因此复合材料累积损伤理论与金属材料的累积损伤理论也 不同 目前复合材料累积损伤理论的建立主要依靠于试验 已有多种
