[發明專利]一種含分層損傷復合材料層合板的疲勞壽命預測方法

有效

• 申請號: 202010422428.0
• 申請日: 2020-05-19
• 公開（公告）號: CN111597716B
• 公開（公告）日: 2022-04-29
• 發明（設計）人: 趙麗濱;駢瑢;王康康;劉豐睿;王林娟
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G16C60/00;G06F119/04;G06F119/14
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本發明公開了一種含分層損傷復合材料層合板的疲勞壽命預測方法，包括以下步驟：(1)對復合材料層合板進行不同應力比下的疲勞試驗，并基于疲勞試驗數據進行擬合以構建材料模量隨疲勞循環數之間的表達式；(2)基于含分層損傷復合材料層合板在疲勞載荷工況下的邊界條件和分層損傷參數建立其數學模型；(3)在任意循環數下，根據材料模量隨疲勞循環數之間的表達式更新材料的模量參數；(4)基于里茲法、一階剪切變形理論和斷裂力學方法預測層合板內部分層損傷的擴展及其剩余強度；(5)使得層合板的剩余強度首次低于疲勞載荷應力峰值的循環數即為含分層損傷層合板的疲勞壽命。本發明基于理論方法預測含分層損傷復合材料層合板的疲勞壽命，且在應用之前只需要對復合材料基本性能試驗件進行疲勞試驗來獲得相關參數，可顯著提高計算效率，縮短試驗周期并降低試驗成本。

技術領域

本發明涉及復合材料層合板的損傷容限領域，具體涉及一種含分層損傷復合材料層合板的疲勞壽命預測方法。

背景技術

分層損傷是嚴重影響復合材料承載性能的一種關鍵損傷模式，其存在會顯著降低其結構的整體性，極易導致結構在使用周期內發生過早的屈曲和破壞。同時，分層損傷是復合材料層合結構的內部損傷模式，在實際工程使用中通常不易被檢測，這也大大提高了這種損傷模式給復合材料結構帶來的潛在的風險性。

在目前已有的針對含分層損傷復合材料層合結構的研究工作中，學者們均致力于分析靜力載荷工況下分層損傷對于復合材料層合結構承載性能的影響。但飛行器結構設計不僅要考慮其靜承載能力，其安全使用壽命也是一個必須要考慮的問題。在疲勞加載工況下，即使最大應力水平明顯低于靜力工況下的相應應力水平，復合材料內部的分層損傷也可能發生擴展，并導致結構的疲勞失效。這就表示，以靜力載荷工況下的分層擴展準則來覆蓋疲勞載荷工況下的結果必然會導致較大的誤差，影響復合材料結構在工程實際中的安全使用。隨著復合材料結構設計技術的不斷發展，要充分發揮先進復合材料的潛能，并進一步降低其結構重量，提高復合材料的設計使用壽命就成為一個必然趨勢。

因此，建立準確高效的含分層損傷復合材料層合板疲勞壽命的預測方法，是工程實踐中復合材料層合結構設計分析工作的關鍵內容，對工程實踐中飛行器復合材料結構的損傷容限研究具有重要的理論意義和工程指導價值。同時從工業生產領域降低研發成本的角度出發，也迫切的需要發展含分層損傷復合材料層合結構的疲勞壽命預測模型，來部分或全部地替代試驗測試，以實現復合材料結構在疲勞載荷工況下的安全評估。本方法正是在這一背景下，提出了一種含分層損傷復合材料層合板的疲勞壽命預測方法。

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，基于里茲法、一階剪切變形理論和斷裂力學方法首次建立一種含分層損傷復合材料層合板的疲勞壽命預測方法，實現含分層損傷復合材料層合板疲勞壽命的預測，且在應用之前僅需對復合材料層合板進行不同應力比下的疲勞試驗以提供輸入參數，因此可顯著提高計算效率，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：一種含分層損傷復合材料層合板的疲勞壽命預測方法，包括以下步驟：

步驟A，對復合材料層合板進行不同應力比下的疲勞試驗，并基于疲勞試驗數據進行擬合以構建材料模量隨疲勞循環數之間的表達式；

其中E(n_F)為第n_F個循環下的疲勞模量，E(0)是復合材料的初始模量，q為載荷比，N_F是疲勞壽命，c為與復合材料性能相關的擬合常數。對于單向碳纖維增強復合材料而言，當其對數疲勞壽命lg N_F與載荷比q存在線性關系，根據疲勞試驗數據進行擬合，得到lgN_F＝(a-q)/b，其中a、b為擬合常數。因此式(1)可以更新為：

步驟B，基于含分層損傷復合材料層合板在疲勞載荷工況下的邊界條件和分層損傷參數建立其數學模型；