CN108681641B - 一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法 - Google Patents

一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108681641B
CN108681641B CN201810476842.2A CN201810476842A CN108681641B CN 108681641 B CN108681641 B CN 108681641B CN 201810476842 A CN201810476842 A CN 201810476842A CN 108681641 B CN108681641 B CN 108681641B
Authority
CN
China
Prior art keywords
fatigue
defect
defect size
composite material
residual strength
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201810476842.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108681641A (zh
Inventor
熊峻江
万傲霜
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN201810476842.2A priority Critical patent/CN108681641B/zh
Publication of CN108681641A publication Critical patent/CN108681641A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108681641B publication Critical patent/CN108681641B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法，该方法有3个步骤：步骤一、建立考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度曲面模型；步骤二、确定疲劳剩余强度曲面模型参数；步骤三、建立考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度概率模型。本发明简单实用，可用于定量表征含有不同缺陷尺寸的复合材料缺陷容限性能，为复合材料结构剩余寿命评估提供技术支持，具有重要的工程应用价值和学术意义。

Description

一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法
技术领域
本发明提供一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法，属于复合材料结构疲劳可靠性技术领域。
背景技术
复合材料具有比强度和比刚度高、重量轻、易成型、抗疲劳性能和耐腐蚀性好等优点，已广泛应用于航空航天领域，但其缺点是面外强度低。由于在制造和使用过程中不可避免地会出现各种缺陷，这些缺陷会显著降低复合材料结构静强度和使用寿命，对飞行安全产生影响，为此，FAA于1989年将复合材料缺陷容限评估引入适航标准，强调了复合材料缺陷对疲劳强度的影响。大量研究表明，复合材料的疲劳寿命受到缺陷形状、位置和尺寸的显著影响，但是，复合材料缺陷容限性能的定量表征尚处于研究发展之中，因此，本发明提出一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法，将缺陷尺寸参数引入复合材料疲劳剩余强度模型，表征不同缺陷尺寸的复合材料缺陷容限性能，为复合材料结构缺陷容限和剩余寿命评估提供技术支持，具有重要的工程应用价值和学术意义。
发明内容
1、目的：本发明的目的是提供一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法，该方法简单实用，克服了现有技术仅能表征单一缺陷尺寸的复合材料缺陷容限性能的不足，可为复合材料结构缺陷容限和剩余寿命评估评估提供技术支持。
2、技术方案：本发明提供一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法，图1是本方法的流程图，该方法具体步骤如下：
步骤一、建立考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度曲面模型
单一缺陷尺寸下的疲劳剩余强度性能表示为
n＝C(s-S0)p[R0-R(n)]q (1)
式中，s为疲劳应力；R(n)为剩余强度；n为疲劳加载循环次数；S0为疲劳极限，由试验数据拟合得到；R0为初始剩余强度；C、p和q为材料常数。
缺陷尺寸对复合材料的疲劳剩余强度性能有显著影响，复合材料疲劳极限S0、初始剩余强度R0以及分散性σ会随着缺陷尺寸的增大而降低，它们的之间关系能表示为
Figure BDA0001664689720000021
Figure BDA0001664689720000022
Figure BDA00016646897200000210
式中，d为缺陷尺寸；α1、 β1、α2、β2、α3和β3为待定参数；由式(2)至式(4)看出：和σ0分别为无缺陷复合材料的疲 劳极限、初始剩余强度和子样标准差。
将式(2)至式(4)代入式(1)，得到考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度模型：
Figure BDA0001664689720000025
步骤二、确定疲劳剩余强度曲面模型参数
根据定量方程随机化方法，对第i个缺陷尺寸di下的复合材料疲劳剩余强度性能试验数据进行拟合，得到式(1)中的待定常数Ci、pi和qi；对估计的模型参数Ci、pi和qi进行归一化处理，获得适合任一缺陷尺寸的模型常数C、p和q，即
Figure BDA0001664689720000026
Figure BDA0001664689720000027
Figure BDA0001664689720000028
将归一化的模型常数C、p和q代入式(1)，再对第i个缺陷尺寸di下的复合材料疲劳剩余强度性能试验数据进行拟合，得到式(1)中的待定常数(S0)i、(R0)i和子样标准差σi：
Figure BDA0001664689720000029
式中，nij、sij和Rij为试验数据，li为子样大小。
对式(2)取对数，采用线性回归方法，得到待定常数α1和β1：
Figure BDA0001664689720000031
Figure BDA0001664689720000032
式中，
Figure BDA0001664689720000033
同理，获得式(3)和式(4)中的待定常数α2、β2、α3和β3。
步骤三、建立考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度概率曲面模型
由于疲劳寿命通常服从对数正态分布，即
Figure BDA0001664689720000034
式中，U为服从正态分布N[0，σ2]的随机变量。
将子样标准差σ(即(式(4))代入式(13)，并进行变换，得到指定可靠度P和置信度γ下，考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度概率曲面模型：
Figure BDA0001664689720000035
式中，
Figure BDA0001664689720000036
为标准差修正系数，up为标准正态偏量，tγ为t-分布偏量。
附图说明
图1为本发明所述方法的流程框图。
具体实施方式
图1为本发明所述方法的流程框图，本发明分三步实现，具体为：
步骤一、建立考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度曲面模型
单一缺陷尺寸下的疲劳剩余强度性能表示为
n＝C(s-S0)p[R0-R(n)]q (15)
式中，s为疲劳应力；R(n)为剩余强度；n为疲劳加载循环次数；S0为疲劳极限，由试验数据拟合得到；R0为初始剩余强度；C、p和q为材料常数。
缺陷尺寸对复合材料的疲劳剩余强度性能有显著影响，复合材料疲劳极限S0、初始剩余强度R0以及分散性σ会随着缺陷尺寸的增大而降低，它们的之间关系能表示为
Figure BDA0001664689720000041
Figure BDA0001664689720000042
Figure BDA0001664689720000048
式中，d为缺陷尺寸；α1、 β1、α2、β2、α3和β3为待定参数；由式(16)至式(18)看出：和σ0分别为无缺陷复合材料的 疲劳极限、初始剩余强度和子样标准差。
将式(16)至式(18)代入式(15)，得到考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度模型：
Figure BDA0001664689720000045
步骤二、确定疲劳剩余强度曲面模型参数
根据定量方程随机化方法，对第i个缺陷尺寸di下的复合材料疲劳剩余强度性能试验数据进行拟合，得到式(15)中的待定常数Ci、pi和qi；对估计的模型参数Ci、pi和qi进行归一化处理，获得适合任一缺陷尺寸的模型常数C、p和q，即
Figure BDA0001664689720000046
Figure BDA0001664689720000047
Figure BDA0001664689720000051
将归一化的模型常数C、p和q代入式(15)，再对第i个缺陷尺寸di下的复合材料疲劳剩余强度性能试验数据进行拟合，得到式(15)中的待定常数(S0)i、(R0)i和子样标准差σi：
Figure BDA0001664689720000052
式中，nij、sij和Rij为试验数据，li为子样大小。
对式(16)取对数，采用线性回归方法，得到待定常数α1和β1：
Figure BDA0001664689720000053
Figure BDA0001664689720000054
式中，
Figure BDA0001664689720000055
同理，获得式(17)和式(18)中的待定常数α2、β2、α3和β3。
步骤三、建立考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度概率曲面模型
由于疲劳寿命通常服从对数正态分布，即
Figure BDA0001664689720000056
式中，U为服从正态分布N[0，σ2]的随机变量。
将子样标准差σ(即(式(18))代入式(27)，并进行变换，得到指定可靠度P和置信度γ下，考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度概率曲面模型：
Figure BDA0001664689720000061
式中，
Figure BDA0001664689720000062
为标准差修正系数，up为标准正态偏量，tγ为t-分布偏量。

Claims (1)

1.一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法，该方法具体步骤如下：
步骤一、建立考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度曲面模型
单一缺陷尺寸下的疲劳剩余强度性能表示为
n＝C(s-S0)p[R0-R(n)]q (1)
式中，s为疲劳应力；R(n)为剩余强度；n为疲劳加载循环次数；S0为疲劳极限，由试验数据拟合得到；R0为初始剩余强度；C、p和q为材料常数；
缺陷尺寸对复合材料的疲劳剩余强度性能有显著影响，复合材料疲劳极限S0、初始剩余强度R0以及分散性σ会随着缺陷尺寸的增大而降低，它们的之间关系能表示为
Figure FDA0002788534000000011
Figure FDA0002788534000000012
Figure FDA0002788534000000013
式中，d为缺陷尺寸；α1、β1、α2、β2、α3和β3为待定参数；由式(2)至式(4)看出：
Figure FDA0002788534000000014
Figure FDA0002788534000000015
和σ0分别为无缺陷复合材料的疲劳极限、初始剩余强度和子样标准差；
将式(2)至式(4)代入式(1)，得到考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度模型：
Figure FDA0002788534000000016
步骤二、确定疲劳剩余强度曲面模型参数
根据定量方程随机化方法，对第i个缺陷尺寸di下的复合材料疲劳剩余强度性能试验数据进行拟合，得到式(1)中的待定常数Ci、pi和qi；再对估计的待定常数Ci、pi和qi进行归一化处理，获得适合任一缺陷尺寸的模型常数C、p和q，即
Figure FDA0002788534000000017
Figure FDA0002788534000000021
Figure FDA0002788534000000022
式中，m为缺陷尺寸的个数；
将归一化的模型常数C、p和q代入式(1)，再对第i个缺陷尺寸di下的复合材料疲劳剩余强度性能试验数据进行拟合，得到式(1)中的待定常数(S0)i、(R0)i和子样标准差σi：
Figure FDA0002788534000000023
式中，nij、sij和Rij为试验数据，li为子样大小；
对式(2)取对数，采用线性回归方法，得到待定常数α1和β1：
Figure FDA0002788534000000024
Figure FDA0002788534000000025
式中，
Figure FDA0002788534000000026
同理，确定式(3)和式(4)中的待定常数α2、β2、α3和β3；
步骤三、建立考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度概率曲面模型
由于疲劳寿命服从对数正态分布，即
Figure FDA0002788534000000027
式中，U为服从正态分布N[0,σ2]的随机变量；
将子样标准差σ(即式(4))代入式(13)，并进行变换，得到指定可靠度P和置信度γ下，考虑缺陷尺寸效应的疲劳剩余强度概率曲面模型：
Figure FDA0002788534000000031
式中，
Figure FDA0002788534000000032
为标准差修正系数，up为标准正态偏量，tγ为t-分布偏量。
CN201810476842.2A 2018-05-18 2018-05-18 一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法 Expired - Fee Related CN108681641B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810476842.2A CN108681641B (zh) 2018-05-18 2018-05-18 一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810476842.2A CN108681641B (zh) 2018-05-18 2018-05-18 一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108681641A CN108681641A (zh) 2018-10-19
CN108681641B true CN108681641B (zh) 2021-01-08

Family

ID=63805079

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810476842.2A Expired - Fee Related CN108681641B (zh) 2018-05-18 2018-05-18 一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108681641B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111751199B (zh) * 2020-06-09 2021-07-09 西北工业大学 基于eifs分布的疲劳寿命预测方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104020254A (zh) * 2014-05-20 2014-09-03 北京航空航天大学 一种测定复合材料剩余强度与剩余寿命的应变控制方法
CN104035455A (zh) * 2014-05-20 2014-09-10 北京航空航天大学 一种测定复合材料剩余强度与剩余寿命的应力控制方法
CN105447316A (zh) * 2015-12-01 2016-03-30 北京航空航天大学 一种预测含初始缺陷复合材料桨叶剩余寿命的渐进损伤方法
CN105808865A (zh) * 2016-03-15 2016-07-27 北京航空航天大学 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10185791B2 (en) * 2016-01-05 2019-01-22 The Boeing Company Initial stress and eigenstrain computation system and method

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104020254A (zh) * 2014-05-20 2014-09-03 北京航空航天大学 一种测定复合材料剩余强度与剩余寿命的应变控制方法
CN104035455A (zh) * 2014-05-20 2014-09-10 北京航空航天大学 一种测定复合材料剩余强度与剩余寿命的应力控制方法
CN105447316A (zh) * 2015-12-01 2016-03-30 北京航空航天大学 一种预测含初始缺陷复合材料桨叶剩余寿命的渐进损伤方法
CN105808865A (zh) * 2016-03-15 2016-07-27 北京航空航天大学 一种低温疲劳性能表征与寿命估算的方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Experimental and numerical study on cross-ply woven textile composite with notches and cracks;Wu Xu等;《Composite Structures》;20151231;第816–824页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN108681641A (zh) 2018-10-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107506544B (zh) 一种金属材料疲劳裂纹扩展预测方法
CN107145641B (zh) 叶片振动疲劳概率寿命预测方法
CN103413016A (zh) 一种基于试验及服役使用数据融合的飞机结构安全寿命确定方法
Molent A review of equivalent pre‐crack sizes in aluminium alloy 7050‐T7451
CN106844846B (zh) 耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法
CN108681641B (zh) 一种考虑缺陷尺寸效应的复合材料缺陷容限性能表征方法
CN108133082B (zh) 一种基于有限元模拟确定压痕应变法中应力测量常数的方法
CN111079329A (zh) 一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法
CN106844901B (zh) 一种基于多因素融合修正的结构件剩余强度评估方法
CN110685651A (zh) 一种多层合采气井产量劈分方法及系统
CN108693054B (zh) 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法
Jones et al. Crack growth from naturally occurring material discontinuities under constant amplitude and operational loads
WO2021135023A1 (zh) 基于面质比的卫星随机振动与噪声试验剪裁方法
CN106407578B (zh) 一种基于人工神经网络技术的飞机平尾寿命监控方法
CN112699483B (zh) 一种基于损伤当量折算的飞机结构dfr分析方法
CN105138806B (zh) 油气弹簧不等厚环形阀片的强度校核方法
Zhao et al. Weight functions and stress intensity factors for pin‐loaded single‐edge notch bend specimen
Triverio et al. A robust causality verification tool for tabulated frequency data
CN109592074B (zh) 一种飞机结构疲劳试验加载频率的确定方法
Zhong et al. Reliability analysis of compression strength of dimension lumber of Northeast China Larch
CN105806574B (zh) 一种基于动应力测试的振动加速模型的确定方法
Li et al. Quantitative characterization of material uniformity and fatigue life reliability based on the initial damage discreteness
CN111199089B (zh) 管道环焊缝可靠性灵敏度分析方法及装置
CN109145426B (zh) 预测试样几何形状和加载方式对疲劳寿命影响的方法及装置
CN109596667B (zh) 基于阿累尼乌斯方程的材料寿命试验设定温度评估方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20210108

Termination date: 20210518