[發明專利]一種復合材料結構靜強度和疲勞強度一體化試驗驗證方法

有效

• 申請號: 202011114429.5
• 申請日: 2020-10-16
• 公開（公告）號: CN112268799B
• 公開（公告）日: 2022-09-09
• 發明（設計）人: 黃文斌;曹飛龍;查丁平;夏國旺
• 申請（專利權）人: 中國直升機設計研究所
• 主分類號: G01N3/08
• 分類號: G01N3/08;G01N3/32;G01M13/00;G06F30/23;B64F5/60;G06F113/26;G06F119/04;G06F119/02;G06F119/14
• 代理公司: 中國航空專利中心 11008
• 代理人: 王世磊

1.一種復合材料結構靜強度和疲勞強度一體化試驗驗證方法，其特征在于，包括以下步驟：

對試驗件進行缺陷和目視可見的沖擊損傷的預制；

對預制缺陷和損傷的所述試驗件進行有限元試驗仿真分析，包括：

通過有限元計算結果對尚未進行缺陷預制和沖擊損傷的件進行應力分析，定義出滿足靜強度設計要求的機身結構尺寸，用這種有限元建模方法在已經進行試驗的結構上進行建模分析，并與試驗結果對比，修正建模細節；

對帶缺陷的試驗件按照修正建模細節的有限元分析方法進行應力影響分析后進行試驗，并與試驗結果進行對比分析，修正帶缺陷的部位的有限元建模方法，再對帶預制缺陷和沖擊損傷復合材料結構部件按修正的建模方法進行應力計算分析；

進行疲勞分析，計算結構的計算疲勞壽命和初步的檢查間隔；

對疲勞試驗載荷、計算疲勞壽命、使用載荷、設計載荷進行分析，確定在同一個試驗件上交叉進行靜強度、疲勞、損傷容限試驗又使得試驗件不提前破壞的順序。

2.根據權利要求1所述的復合材料結構靜強度和疲勞強度一體化試驗驗證方法，其特征在于，所述對試驗件進行缺陷和目視可見的沖擊損傷的預制，包括：

通過對制造工藝以及檢驗能力情況的分析，總結制造缺陷的尺寸類型，在試驗件制造過程中，預制相應的脫膠、分層、金屬屑、孔隙率，試驗前用無損檢測等技術，記錄預制缺陷的位置、大小；

通過對外場使用維護情況的統計分析，對試驗件相應部位預制目視可見的沖擊損傷，試驗前用無損檢測技術，記錄沖擊損傷的位置、大小。

3.根據權利要求1所述的復合材料結構靜強度和疲勞強度一體化試驗驗證方法，其特征在于，所述計算結構的計算疲勞壽命和初步的檢查間隔，包括：

按飛行使用的嚴重載荷狀態為疲勞載荷的嚴重狀態；進行全機結構的有限元計算分析；按有限元計算分析結果的高應力區確定疲勞危險部位；確定各疲勞危險部位的疲勞應力譜；確定各高應力點對應材料S-N曲線；進行疲勞壽命計算，給出結構的理論計算疲勞壽命和檢查間隔。

4.根據權利要求3所述的復合材料結構靜強度和疲勞強度一體化試驗驗證方法，其特征在于，所述理論計算疲勞壽命N_ij由構件的安全疲勞極限S_∞p，計算各級交變載荷S_aij計算得到，公式如下：

其中，A、α為疲勞曲線形狀參數，S_∞p為安全疲勞極限，S_aij為第i飛行狀態的第j級交變載荷修正值。

5.根據權利要求1所述的復合材料結構靜強度和疲勞強度一體化試驗驗證方法，其特征在于，所述結構的檢查間隔通過結構的安全壽命來確定，其中結構的安全壽命的確定方法為：

計算結構的累計損傷D_h：

根據損傷計算結果，計算結構的安全壽命：

其中，n為飛行狀態數，f_di為各飛行狀態損傷系數，m為各飛行狀態損傷載荷級數，n_ij為載荷譜中第i飛行狀態、第j級交變載荷的頻數，N_ij為第i飛行狀態的第j級交變載荷修正值對應的疲勞壽命，P_r為載荷譜累積百分比。

6.根據權利要求1所述的復合材料結構靜強度和疲勞強度一體化試驗驗證方法，其特征在于，所述確定在同一個試驗件上交叉進行靜強度、疲勞、損傷容限試驗又使得試驗件不提前破壞的順序，包括：

先安排在帶預制缺陷和目視可見的沖擊損傷試驗件上完成使用載荷靜強度試驗，試驗有效判據是結構沒有有害的變形，預制的缺陷和沖擊損傷沒有明顯可見的擴展；

根據結構的計算疲勞壽命，在帶預制缺陷和目視可見的沖擊損傷試驗件上進行預計飛行小時的疲勞試驗，試驗有效的判據為預制的缺陷和沖擊損傷沒有明顯可見的擴展；

在帶預制缺陷和目視可見的沖擊損傷試驗件上進行設計載荷試驗，試驗結束后，對有損傷的部分進行修復；

對修復后的試驗件預制目視明顯可見的沖擊損傷，并根據疲勞分析結果，進行預期檢查間隔對應飛行小時的疲勞試驗后，進行設計載荷靜強度試驗。