[發明專利]一種編織陶瓷基復合材料拉壓疲勞遲滯回線的預測方法

在審

• 申請號: 202110259040.8
• 申請日: 2021-03-10
• 公開（公告）號: CN113051719A
• 公開（公告）日: 2021-06-29
• 發明（設計）人: 李龍彪
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: G06F30/20
• 分類號: G06F30/20;G06F113/26;G06F119/04;G06F119/14
• 代理公司: 北京高沃律師事務所 11569
• 代理人: 馬小星

本發明提供了一種編織陶瓷基復合材料拉壓疲勞遲滯回線的預測方法，屬于復合材料疲勞遲滯回線預測技術領域。本發明首先將拉壓過程的卸載階段以及重新加載階段分別劃分為三個階段，確定基體裂紋閉合應力以及完全壓縮應力，分析編織陶瓷基復合材料在上述三個階段的損傷細觀應力場，根據斷裂力學界面脫粘準則建立界面脫粘長度方程、界面反向滑移長度方程、界面壓縮滑移長度方程以及界面新滑移長度方程，最終獲得拉壓過程三個階段的應力?應變關系方程，以此預測編織陶瓷基復合材料拉壓疲勞遲滯回線。本發明提供的方法能夠準確地預測拉壓疲勞載荷對編織陶瓷基復合材料造成的損傷問題，提高了編織陶瓷基復合材料遲滯回線預測的準確性。

技術領域

本發明涉及復合材料疲勞遲滯回線預測技術領域，尤其涉及一種編織陶瓷基復合材料拉壓疲勞遲滯回線的預測方法。

背景技術

編織陶瓷基復合材料具有耐高溫、耐腐蝕、低密度、高比強、高比模等優點，相比高溫合金，能夠承受更高的溫度，減少冷卻氣流，提高渦輪效率，目前已經應用于航空發動機燃燒室、渦輪導向葉片、渦輪殼環、尾噴管等。由CFM公司研制的LEAP(LeadingEdgeAviation Propulsion)系列發動機，高壓渦輪采用了編織陶瓷基復合材料部件，LEAP-1B發動機為空客A320和波音737MAX提供動力，LEAP-X1C發動機為大型飛機C919提供動力。

為了保證編織陶瓷基復合材料在飛機和航空發動機結構中使用的可靠性與安全性，國內外研究人員將陶瓷基復合材料性能評估、損傷演化、強度與壽命預測工具的開發作為陶瓷基復合材料結構部件適航取證的關鍵。在拉壓疲勞載荷作用下，編織陶瓷基復合材料出現基體多開裂、纖維/基體界面脫粘與滑移等多重損傷機制，使得卸載與重新加載過程中應力-應變曲線出現明顯的遲滯現象。

目前針對編織陶瓷基復合材料疲勞遲滯回線的研究，未考慮壓縮載荷對遲滯回線的影響(李龍彪，纖維增強陶瓷基復合材料疲勞遲滯回線模型研究[J]，力學學報，2014，5：710-729)。如何考慮壓縮載荷對編織陶瓷基復合材料疲勞遲滯回線的影響，監測壓縮載荷對復合材料造成的損傷，是編織陶瓷基復合材料結構實際工程應用需要解決的關鍵技術問題。

發明內容

本發明的目的在于提供一種編織陶瓷基復合材料拉壓疲勞遲滯回線的預測方法，本發明提供的方法考慮了拉壓疲勞載荷因素對編織陶瓷基復合材料界面脫粘以及界面滑移的影響，能夠準確地預測拉壓疲勞載荷對編織陶瓷基復合材料造成的損傷問題，提高了編織陶瓷基復合材料遲滯回線預測的準確性。

為了實現上述發明目的，本發明提供以下技術方案：

本發明提供了一種編織陶瓷基復合材料拉壓疲勞遲滯回線的預測方法，包括如下步驟：

(1)將編織陶瓷基復合材料的卸載階段劃分為第一卸載階段、第二卸載階段和第三卸載階段，其中，所述第一卸載階段為界面反向滑移階段，第二卸載階段為基體裂紋閉合階段，第三卸載階段為基體完全壓縮階段；

將編織陶瓷基復合材料的重新加載階段劃分為第一重新加載階段、第二重新加載階段和第三重新加載階段，其中，所述第一重新加載階段為基體完全壓縮階段，第二重新加載階段為基體裂紋閉合階段，第三重新加載階段為界面新滑移階段；

根據卸載與重新加載纖維相對基體在界面處的滑移機理，得到編織陶瓷基復合材料拉壓疲勞載荷條件下的疲勞損傷細觀應力場，基于所述編織陶瓷基復合材料拉壓疲勞載荷條件下的損傷細觀應力場，分別建立第一卸載階段、第二卸載階段、第三卸載階段、第一重新加載階段、第二重新加載階段和第三重新加載階段時纖維軸向應力分布方程和基體軸向應力分布方程；

(2)根據斷裂力學界面脫粘準則，分別建立界面脫粘長度方程、界面反向滑移長度方程、界面壓縮滑移長度方程和界面新滑移長度方程；