[發明專利]一種CFRP-金屬混合螺栓連接結構疲勞壽命預測方法

有效

• 申請號: 202010142559.3
• 申請日: 2020-03-04
• 公開（公告）號: CN111368473B
• 公開（公告）日: 2022-03-25
• 發明（設計）人: 趙麗濱;張嬌蕊;劉豐睿
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/23
• 分類號: G06F30/23;G06F30/15;G06F119/02;G06F119/14
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本發明建立了一種競爭失效下的CFRP?金屬混合螺栓連接結構疲勞壽命預測方法，包括以下步驟：(1)采用改進的漸進疲勞損傷模型預測CFRP板疲勞壽命：建立連接結構的三維有限元模型進行應力分析，計算在疲勞載荷下逐漸退化的復合材料力學性能，并應用擴展的最大應變準則檢查含損傷的復合材料失效狀態，對失效的材料進行剛度退化，最后根據結構失效時的剩余強度，獲得CFRP板的疲勞壽命；(2)采用名義應力法預測金屬板疲勞壽命的理論值；(3)將預測的CFRP層合板疲勞壽命值與金屬板疲勞壽命值對比，預測競爭失效下的混合連接結構疲勞壽命及失效模式。本發明適用于工程應用，可以有效預測CFRP?金屬混合螺栓連接結構的疲勞壽命，為工程實踐提供參考。

技術領域

本發明涉及CFRP-金屬混合螺栓連接結構承受疲勞載荷時疲勞壽命的預測問題，具體涉及一種競爭失效下的CFRP-金屬混合螺栓連接結構疲勞壽命預測方法，適用于航空航天飛行器中廣泛使用的各種CFRP-金屬混合螺栓連接結構。

背景技術

碳纖維增強復合材料(CFRP)憑借其高比強度，高比剛度等良好的力學性能，已廣泛應用于具有高承載能力，高效率和高可靠性要求的飛機主承力結構中。盡管先進復合材料大量應用于飛機結構，受制于其制造工藝與成本，傳統的金屬材料仍大量應用于飛機部件中。以空客A350飛機為例，其中鋁合金、鈦、鋼的總用量達41％。可見，先進復合材料與金屬材料將長期共存于飛機主承力結構中。那么，兩者之間的混合連接結構則必不可少。混合螺栓連接由于其簡易性、高載荷傳遞能力和可靠性、經濟性，是一種主要的連接形式。螺栓連接接頭通常是飛機結構中的薄弱部位，因此接頭的設計和分析對提高飛行器結構的承載能力有著極為重要的作用。

飛機的混合螺栓連接部件在服役過程中要承受復雜的疲勞載荷。在疲勞循環載荷下，金屬板和CFRP板均會產生損傷，其中金屬材料在疲勞循環載荷下的破壞通常由單個裂紋的萌生和擴展導致，破壞過程包括裂紋形成、擴展、失穩斷裂，其疲勞破壞主要取決于以拉伸應力為主的應力循環的均值、幅值和循環次數；而CFRP材料具有顯著的各向異性特性，其疲勞破壞是由不同單層中的多種裂紋共同決定的，不存在單一的主裂紋，疲勞過程中層內、層間裂紋相互合并引起損傷擴展，進而導致材料性能顯著下降。可見，由于兩種材料板的損傷狀態及損傷擴展機理不同，最終哪個板會導致連接結構的災難性破壞與結構參數、疲勞載荷水平等因素相關。即當CFRP與金屬材料組成螺栓連接結構時，連接結構中的搭接板之間存在競爭疲勞失效。因此在CFRP-金屬混合螺栓連接結構設計與分析時，需考慮這種競爭疲勞失效現象，通過數值模型準確評估混合連接結構的疲勞性能。

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，針對CFRP-金屬混合螺栓連接結構，基于漸進疲勞損傷模型預測連接結構中CFRP板疲勞失效，采用名義應力法預測金屬板疲勞失效，代替了傳統的“靜力覆蓋疲勞”思想，用以預測競爭失效下的混合螺栓連接結構疲勞壽命，并最終提出一種競爭失效下的CFRP-金屬混合螺栓連接結構疲勞壽命預測方法。

本發明解決上述技術問題采用的技術方案為：一種競爭失效下的CFRP-金屬混合螺栓連接結構疲勞壽命預測方法，其特征在于包括以下步驟：

步驟A：采用漸進疲勞損傷模型預測CFRP板疲勞壽命；

步驟B：采用名義應力法預測金屬板疲勞壽命；

步驟C：將預測的CFRP層合板疲勞壽命值與金屬板疲勞壽命值對比，預測競爭失效下的混合螺栓連接結構疲勞壽命及失效模式。

所述步驟A中采用漸進疲勞損傷模型預測CFRP板疲勞壽命的過程為：

步驟A1，根據預估的復合材料結構疲勞壽命設置最大循環數n_max和循環數增量Δn，并根據CFRP-金屬混合螺栓連接結構幾何參數，建立連接結構詳細的三維有限元模型；

步驟A2，基于連接結構的三維有限元模型在最大疲勞載荷水平下進行結構應力分析，獲得結構的應力分布；