大学毕业论文---飞行器动力工程.doc
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1、飞行器动力工程毕业论文飞行器动力工程毕业论文含穿孔损伤复合材料层合板刚度降模型 -79-基于疲劳损伤两段论的复合材料层合板刚度降模型摘要:复合材料在静态和动态载荷作用下的损伤是十分复杂的,对损伤的精确建模是关系到复合材料力学行为描述的关键问题。精确的模型能更深刻地认识复合材料的损伤机理。本文从实际工程背景出发,利用疲劳累积损伤模型,结合疲劳损伤两段理论,对复合材料层合板的寿命问题开展了较为系统深入的研究。主要内容包括:(1)在刚度降模型的基础上,根据疲劳损伤的两阶段理论,将复合材料的疲劳损伤划分为两个阶段。并且用两种不同的函数分段描述疲劳损伤的过程,建立了疲劳损伤演化两阶段模型。通过查阅相应的
2、试验数据,运用多元函数的最小二乘法,得到了模型中的各个拟合参数。最后以75%的强度极限应力水平为例,对模型进行了验证。(2)在无孔层合板疲劳累积损伤模型的基础上,运用“点应力准则”概念,提出了带圆孔复合材料层合板的疲劳累积损伤模型,定义了应力修正因子。通过查阅相关的试验数据,获得了特征点应力修正因子,并建立了该带孔板疲劳累积损伤模型。用该模型对孔径为5mm层合板的S-N曲线进行了疲劳寿命预测与验证。关键词:复合材料 刚度降 疲劳损伤 寿命预测 S-N曲线Stiffness reduction analysis for composite laminates with circular hole
3、Li WeiAbstract:No matter laminated composite is subjected to static or dynamic load, damage is significantly complex. Accurate modeling for fatigue damage is the key of mechanical characterization of laminated composite. In this paper, starting from a practical engineering background, using the fati
4、gue accumulation damage theory, together with the two-stage theory for fatigue damage, a in-depth study for the fatigue life ofcomposite laminates are carried on. The research work in this paper is included following:1、 On the basis of the stiffness reduction model, According to the two-stage fatigu
5、e damage theory, a damage process is divided into two stage。In order to express the fatigue damage accurately, the two-stage model for fatigue accumulation damage is presented. Through accessing to the corresponding test data, using of the least squares method for multi-function, the parameters in t
6、he model are finally got. In the end, the fatigue tests of the composite materials under 75% ultimate strength are investigated experimentally.2、 Based on the stiffness reduction model of imperforate composite laminates, using the concept of “characteristic dimension” stress, a fatigue model is pres
7、ented for the fatigue of notched laminates, and the concept of the correct factor is also defined. The fatigue test of notched laminates with different diameters is refered to abtain the correct factor and the model of notched laminates. The S-N curve of laminates with a 5mm hole is presented.Key wo
8、rds: composites; stiffness reduction; fatigue damage; life prediction; S-N curve目 录第1章 概 述11.1 引 言11.2 复合材料疲劳特性研究方法41.3 累积损伤理论回顾51.3.1 剩余寿命模型61.3.2 剩余强度模型61.3.3 剩余刚度模型71.3.4 耗散能模型81.3.5 Markov链损伤扩展模型81.3.6 其他模型81.4 本文研究方法9第2章 复合材料层合板疲劳寿命分析模型的建立122.1 刚度降模型简介122.1.1 理论模型122.1.2 半经验模型142.1.3 经验模型162.2
9、基于分段损伤论的刚度降模型的建立192.3 带孔层合板的疲劳累积损伤模型222.4 本章小结24第3章 完整层合板刚度降模型的求解253.1 试验概况253.2 静强度试验结果263.3 疲劳寿命试验结果及分析263.4 疲劳损伤模型的求解293.4.1 第一阶段刚度降模型的求解303.4.2 第二阶段刚度降模型的求解313.5 单级载荷下复合材料层合板S-N曲线预测333.6 预测已知最大加载应力试件使用寿命的算例353.6.1 关于经验刚度断裂准则的拟合353.6.275%应力水平下的寿命预测算例363.7 本章小结36第4章 带孔层合板疲劳及损伤模型研究384.1 不同孔径带孔层合板的静
10、态参数384.1.1 试件的几何尺寸384.1.2 带孔板件的静拉伸试验与静强度参数394.1.3 带孔层合板特征尺寸的确定394.2 不同孔径带孔层合板的疲劳行为404.3 带孔板疲劳累积损伤寿命模型424.4 带孔板的SN曲线预测444.5 本章小结46第5章 总结与展望475.1 全文总结475.2 展望48后 记50参考文献51附录55附录A:程序清单55附录B:外文资料翻译58英文资料原文部分58英文资料翻译部分68第1章 概 述本章首先简单地介绍了复合材料的基本概念、特点、发展过程以及其在民用飞机上的应用情况。然后简单的介绍了复合材料损伤的类型和特点。最后系统的总结了几种复合材料的
11、疲劳累积损伤模型,并按照损伤的不同定义将现有的累积损伤理论分为:剩余寿命模型、剩余强度模型、剩余刚度模型、耗散能模型、Markov链模型。1.1 引 言复合材料是由两种或两种以上不同性质的单一材料用物理和化学方法在宏观尺度上人工复合而成的具有新性能的固体材料。在微观上它是一种不均匀材料,具有明显的界面,在界面上存在着力的相互作用。它保留了组分材料的主要优点,改善了组分材料的的刚度、强度、热学等性能,克服或减少了组分材料的许多缺点,还会产生一些组分材料所没有的优异性能和弱点。通常复合材料是由高强度、高模量、脆性的增强材料和低强度、低模量、韧性的基体材料经一定的成型加工方法制成。复合材料可综合发挥
12、各种组成材料的优点,使一种材料具有多种性能。可按对性能的需要进行材料的设计和制造。可制成所需的任意形状的产品,避免多次加工。不仅如此,它还有比强度和比模量高、抗疲劳性能好、减震性能好、高温性能好和破损安全性好等普通金属无法比拟的特点。但是它也具有脆性材料特性的不足之处。复合材料的发展大致可以分为三个阶段。从1940年到1960年是玻璃纤维增强塑料时代,同时还出现了硼纤维和碳纤维增强塑料,这个时期可以看着复合材料发展的第一阶段。从1960年到1980年的20年里是先进复合材料相继出现的时代,它们是Kevlar纤维增强塑料、碳化硅纤维增强塑料、氧化铝金属纤维增强塑料、各种金属基、陶瓷基、碳基纤维增
13、强塑料等,该时期可以看着发展的第二段。从1980年至今是复合材料发展的第三阶段,先进复合材料在此时期得到充分的发展,复合材料不仅在宇航及航空材料中得到应用,而且在所有的工业领域中都得到广泛的应用。同时在此阶段纤维增强塑料(FRP)和纤维增强金属(FRM)都得到了实用化。复合材料可以在很大程度上改善和提高了单一常规材料的力学性能、物理性能和化学性能。并且可以解决在工程结构上采用常规材料无法解决的关键性问题。因此,不仅飞机、火箭、导弹、舰艇、坦克和人造卫星这些军工产品离不开它,甚至连运输工具、建筑材料、机器零件、化工容器和管道、电子材料、原子能工程结构材料、医疗器械、体育用品以及食品包装等产品也离
14、不开它。由此可见,复合材料在国民经济中的作用十分重要,要使工业和国防现代化,没有新型的复合材料的开发和应用是不可能的。纤维增强复合材料在飞机的主要结构中的应用始于70年代初,随着复合材料在飞机主结构上的大量应用,以及其设计许用应变的提高,复合材料结构的疲劳成为飞机设计师迫切关心的问题之一,因而受到广泛重视。玻璃纤维复合材料(又称玻璃钢)是首先应用于飞机上的复合材料。因为玻璃纤维增强复合材料具有较高的比强度,能为无线电波和雷达波所穿过,制造上又易于成形复杂外形轮廓。所以,这种复合材料首先应用在飞机上制作雷达罩和无线电天线罩(B737300的雷达罩就采用了玻璃纤维复合材料结构。当然这种材料也用在民
15、用机的其他部件上)。碳纤维复合材料的优异性能是密度低、强度高和弹性模量高,并且热膨胀系数小,能耐受多种介质的腐蚀,是一种较为理想的纤维增强材料。所以,碳纤维复合材料在民用飞机结构上也得到了广泛的应用。芳纶性能尚佳,但在湿热环境下性能明显下降,一般不用作飞机主承力结构,多与碳纤维混杂使用。另外,复合材料发展方向之一的混杂复合材料在民用飞机上也都得到了应用。复合材料在波音和空客某些机型上的应用见图1-1。其中波音787的复合材料占全部结构重量的51%,空客380的这个数据也达到了22%。但总的来说,目前大型民用飞机上采用的复合材料部件主要是指承受和传递局部气动载荷的部件或某些内部结构,且主要以蜂窝
16、结构的形式应用,而不参与飞机结构的总体受力。如,雷达罩,整流包皮,副翼,襟翼,升降舵和方向舵等。随着复合材料的发展,目前已研制出主要使用复合材料的小型商用飞机(包括有总体受力部件)。但是目前常常由于现有的疲劳寿命估算方法不够成熟而使长寿命复合材料结构设计不尽合理。在过去20年中,已提出了不少针对复合材料疲劳寿命的预测方法。这些方法基本上可归并为基于强度的模型和基于刚度的模型。基于刚度的模型以剩余刚度作为疲劳损伤的度量,其优点是刚度可在试验过程中可连续测量,但破坏准则难以确定。与此相反,基于强度的模型有着天然的破坏准则,但剩余强度试验既花钱又费力。本文采用的是基于刚度的方法。复合材料的应用(a)
17、 A320结构的材料分配(b) 复合材料在空客380上的应用图1-1 复合材料在民用飞机上的应用1.2 复合材料疲劳特性研究方法与以往研究金属材料疲劳特性问题方法有很大的差别,研究复合材料疲劳特性问题相对要复杂得多,其差别主要来源于复合材料层合板的各向异性、脆性和非匀质性,特别是层间性能远低于层内性能等特点。另外,复合材料构件在制造、加工、运输过程中可能会受到外部环境等因素的影响,而不同程度地带有各种缺陷或损伤。复合材料损伤与普通金属材料的差别主要表现在以下几方面:(1)裂纹是金属结构的主要损伤形式,而复合材料的损伤形式包括界面脱胶、分层和低能量(特别是低速)外来物产生的冲击损伤。(2)复合材
18、料静强度缺口敏感性远高于金属材料,这是由于金属材料一般都具有屈服阶段,而复合材料往往直至破坏,其应力-应变曲线仍呈现线性。 (3)复合材料的疲劳缺口敏感性远低于金属材料,其疲劳缺口系数远小于静应力集中系数,并且在中长寿命情况下接近1。(4)金属材料一般对疲劳比较敏感,特别是含缺口结构受拉一拉疲劳时,其疲劳强度会急剧下降,但复合材料一般都有优良的疲劳性能,对于常用的纤维增强多向层合板,在拉一拉疲劳下,它能在最大应力为80%极限拉伸强度的载荷下经受106次循环。在拉一拉或压一压疲劳下,其疲劳强度略低一些,但106次循环对应的疲劳强度均不低于相应静强度的50%。(5)生产和使用过程中外来物的冲击都可
19、能引起复合材料结构内部产生大范围基体开裂和分层,其外表面往往目视不可检,但此时压缩承载能力己大幅度下降。分层是复合材料层合板结构特有的损伤形式。这类损伤对层合板或结构强度和刚度下降的影响是显著的。对复合材料结构损伤主要考虑冲击损伤和分层,因此其损伤扩展性能主要是指冲击损伤和分层在疲劳载荷下的冲蚀(Erosion)性能。试验结果表明,一般很难观察到它们在疲劳载荷作用下的扩展,即使出现损伤扩展,也往往出现在寿命后期, 并且很难确定其扩展规律。(6)各向异性复合材料比各向同性材料构件在疲劳和断裂性能方面具有较大的分散性。复合材料静强度和疲劳强度的分散性均高于金属材料,特别是疲劳强度尤为突出。(7)湿
20、热效应等是影响复合材料结构性能的重要因素。除了极高温外,一般不考虑湿热对金属材料强度的影响,但复合材料基体不仅对温度敏感,而且容易吸收周围环境的水份,在湿热环境条件下,由基体控制的力学性能如压缩、剪切等会明显下降。正是由于复合材料的以上性能区别于金属材料,在进行复合材料疲劳寿命估算时,必须提供准确可靠的疲劳损伤形式与损伤扩展性能数据。纤维增强复合材料在循环载荷作用下一般形成包括基体开裂、界面脱胶、分层和少量纤维断裂等多种形式构成的损伤区, 损伤扩展缺乏规律性,加之复合材料有较高的内阻尼,即使层合板中有超过金属的当量初始缺陷,仍具有比金属高的疲劳寿命。虽然纤维增强树脂基复合材料与金属材料有完全不
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