[發明專利]一種歸一化CFRP多向層合板疲勞分層擴展速率預測方法

有效

• 申請號: 201610043829.9
• 申請日: 2016-01-22
• 公開（公告）號: CN105488310B
• 公開（公告）日: 2018-07-31
• 發明（設計）人: 張建宇;趙麗濱;王雅娜;龔愉;路緒恒
• 申請（專利權）人: 重慶大學;北京航空航天大學
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 楊學明;顧煒

本發明公開了一種歸一化CFRP多向層合板疲勞分層擴展速率預測方法，包括以下步驟：(1)對CFRP多向層合板進行I/II混合型靜力和不同應力比下的疲勞分層試驗；(2)利用柔度法確定隨分層長度變化的疲勞分層擴展阻力G_cf(a)；(3)以能量釋放率變化幅△G和疲勞分層擴展阻力G_cf(a)的比值作為歸一化的疲勞分層擴展速率控制參數，基于Paris公式修正構建歸一化疲勞分層擴展速率da/dN的表達式。利用已知應力比下疲勞分層試驗數據線性擬合得到表達式中的擬合參數；(4)由上述已知應力比下疲勞分層擴展速率表達式預測未知應力比下疲勞分層擴展速率。本發明利用已知應力比下CFRP多向層合板歸一化疲勞分層擴展速率的表達式預測未知應力比下的疲勞分層擴展速率，可顯著縮短試驗周期，降低試驗成本。

技術領域

本發明涉及CFRP多向層合板疲勞分層擴展速率預測領域，具體涉及一種基于Pairs公式修正的歸一化的疲勞分層擴展速率預測方法。

背景技術

碳纖維增強復合材料因其良好的力學性能被逐漸應用于飛機主承力結構中。分層是復合材料層板最常見的損傷形式之一，并且分層損傷導致層板結構強度和剛度顯著下降，甚至引發災難性事故，嚴重制約了復合材料在飛機主結構中的應用。飛機結構部件不僅要滿足靜強度設計要求，還要滿足給定可靠度下的使用壽命要求，這意味著結構必須能承受足夠的疲勞加載循環而不發生失效，因此正確地評價和預測復合材料結構疲勞分層擴展行為對工程實踐中飛機復合材料結構的損傷容限設計和分析具有重要的理論意義和工程指導價值。

疲勞分層擴展速率與相應的應變能釋放率有關，目前文獻中大都基于對Paris公式的修正將復合疲勞分層擴展速率表示為關于應變能釋放率的函數，但現存研究的一大不足之處在于其采用的復合材料多向層合板疲勞分層擴展速率的表達式中與其材料相關的試驗待定常數隨應力比的變化而變化，由已知應力比R下復合材料層合板疲勞分層擴展速率的表達式并不能推測未知應力比R下的疲勞分層擴展速率，尚未提出可以移除應力比R影響的疲勞分層擴展速率的通用表達式，為了確定不同應力比R下的疲勞分層擴展速率需分別開展不同應力比R下的疲勞分層擴展試驗，試驗周期長成本高。

發明內容

本發明要解決的技術問題為：克服現有技術的不足，提供一種歸一化CFRP多向層合板疲勞分層擴展速率預測方法，提出的基于Paris公式修正的歸一化疲勞分層擴展速率表達式能夠移除應力比R的影響，利用已知應力比R下復合材料層合板歸一化疲勞分層擴展速率的表達式可預測未知應力比R下的疲勞分層擴展速率，因此可以顯著縮短試驗周期，降低試驗成本。

本發明解決上述技術問題采用的技術方案為：一種歸一化CFRP多向層合板疲勞分層擴展速率預測方法，包括以下步驟：

步驟1，根據ASTM標準D6671M-06對CFRP多向層合板進行I/II混合型靜力和不同應力比R下的疲勞分層擴展試驗，獲得分層擴展的試驗數據；

步驟2，利用柔度法確定隨分層長度a變化的疲勞分層擴展阻力G_cf(a)；

步驟3，以能量釋放率變化幅△G和疲勞分層擴展阻力G_cf(a)的比值作為歸一化的疲勞分層擴展速率控制參數，基于Paris公式修正構建CFRP多向層合板歸一化疲勞分層擴展速率da/dN的表達式；利用CFRP多向層合板在已知應力比R下疲勞分層擴展的試驗數據進行線性擬合得到上述歸一化疲勞分層擴展速率表達式中的擬合參數，從而確定了已知應力比R下歸一化疲勞分層擴展速率的表達式；

步驟4，由上述CFRP多向層合板在已知應力比R下歸一化疲勞分層擴展速率的表達式預測未知應力比R下的疲勞分層擴展速率。

進一步的，所述CFRP多向層合板是的鋪層順序為(+45/-45/0₆)_S//(-45/+45/0₆)_S，該種鋪層順序的設計是為了減小彎-扭耦合效應和由于鋪層不對稱引起的互反彎曲效應。