CN108693054A - 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法 - Google Patents
一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN108693054A CN108693054A CN201810476841.8A CN201810476841A CN108693054A CN 108693054 A CN108693054 A CN 108693054A CN 201810476841 A CN201810476841 A CN 201810476841A CN 108693054 A CN108693054 A CN 108693054A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- fatigue
- formula
- residual intensity
- stress
- composite structure
- 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.)
- Granted
Links
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims abstract description 53
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 title claims abstract description 24
- 230000006378 damage Effects 0.000 title claims abstract description 21
- 230000000750 progressive effect Effects 0.000 title claims abstract description 16
- 238000004422 calculation algorithm Methods 0.000 title claims abstract description 13
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 15
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims abstract description 14
- 230000003068 static effect Effects 0.000 claims description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 3
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 claims description 3
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 claims description 3
- 238000011056 performance test Methods 0.000 claims description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims description 3
- NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N (2s)-2-[[4-[2-(2,4-diaminoquinazolin-6-yl)ethyl]benzoyl]amino]-4-methylidenepentanedioic acid Chemical compound C1=CC2=NC(N)=NC(N)=C2C=C1CCC1=CC=C(C(=O)N[C@@H](CC(=C)C(O)=O)C(O)=O)C=C1 NAWXUBYGYWOOIX-SFHVURJKSA-N 0.000 claims description 2
- 230000007812 deficiency Effects 0.000 abstract description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 abstract description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000002929 anti-fatigue Effects 0.000 description 1
- 238000009833 condensation Methods 0.000 description 1
- 230000005494 condensation Effects 0.000 description 1
- 230000007797 corrosion Effects 0.000 description 1
- 238000005260 corrosion Methods 0.000 description 1
- 230000001186 cumulative effect Effects 0.000 description 1
- 238000000691 measurement method Methods 0.000 description 1
- 238000004064 recycling Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N3/00—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress
- G01N3/32—Investigating strength properties of solid materials by application of mechanical stress by applying repeated or pulsating forces
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)
Abstract
一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法，该方法有三大步骤：步骤一、指定应力比下的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型；步骤二、考虑应力比效应的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型；步骤三、载荷谱作用下复合材料结构疲劳寿命的渐进损伤算法。本发明简单实用、计算精度高，克服了现有技术的不足，可有效评估复合材料结构谱载疲劳寿命，为复合材料飞机结构寿命设计提供技术支持。
Description
技术领域
本发明提供一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法，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。在实际飞行过程中，复合材料飞机结构承受疲劳载荷谱作用而产生疲劳损伤，因此，为保证复合材料飞机结构的安全性和可靠性，必须对复合材料飞机结构谱载疲劳损伤与寿命进行评估。事实上，传统的Miner累积损伤法则不能有效评估复合材料结构的实际损伤状态，这是因为Miner法则需要采用传统的疲劳性能S-N曲线进行损伤估算，而复合材料S-N曲线难以精确测量和表征，因此，目前，基于疲劳剩余强度性能的渐进损伤计算方法常用于复合材料结构疲劳寿命估算。为此，本发明提出一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法，该方法简单实用、计算精度高，可为复合材料飞机结构寿命设计提供技术支持，具有十分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复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法，该方法简单实用、计算精度高，克服了现有技术的不足，可为复合材料飞机结构设计提供技术支持。
2、技术方案：本发明提供一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法，该方法具体步骤如下：
步骤一、指定应力比下的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型
利用复合材料疲劳剩余强度性能试验数据，拟合得到指定应力比r0下的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型：
式中，n为疲劳加载循环次数，为应力比r0下的最大疲劳应力，R(n)为剩余强度，S0为拟合疲劳极限，R0为初始剩余强度，C、p、q为材料常数。
步骤二、考虑应力比效应的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型
式(1)仅适用于指定应力比r0，为使式(1)适用于任一应力比，采用等寿命曲线公式对式(1)进行修正，即
式中，Sa和Sm分别为疲劳应力幅值和应力均值；Sa/Sm为动静载荷比；S -1代表对称循环加载下的疲劳极限；σb为强度极限；d0为基准动静载荷比，取d0＝0.9。
根据应力比r的定义，得到
式中，Smax,r为应力比r下的最大疲劳应力，将式(3)中两式相除得到动静载荷比：
将式(3)和式(4)代入式(2)中，得到任一应力比r下的等寿命曲线公式：
在指定应力比r0下，式(5)变为
将式(5)与式(6)联立，并消除S-1得到
将式(7)代入式(1)中，得到任意应力比r下的疲劳剩余强度性能曲面模型：
步骤三、载荷谱作用下复合材料结构疲劳寿命的渐进损伤算法
根据步骤二中考虑应力比效应的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型，利用有限元方法，模拟疲劳载荷谱作用下复合材料结构的渐进损伤过程，评估其疲劳寿命，具体流程如下：
(1)建立复合材料结构有限元模型，并设置疲劳载荷循环次数T0＝0，此时，所有单元的剩余强度Ri(T0)(i＝1,2,3,...)设置为初始剩余强度R0；
(2)按载荷谱顺序施加疲劳载荷循环，计算复合材料结构危险部位应力分布，并记录各单元工作应力，然后，根据剩余强度准则，判断单元是否失效；
(3)若无单元失效，则对所有未失效单元的剩余强度性能进行退化，疲劳载荷谱中第j个载荷循环导致的第i个单元的剩余强度降为
ΔRi(j)＝Ri(j-1)-Ri(j) (9)
可由式(8)计算得到，此时，记录疲劳载荷循环次数T0后第i个单元的剩余强度：
然后，记录新的载荷循环次数T0＝T0+1；继续施加下一个疲劳载荷循环，重新进行有限元应力计算和单元失效评判；
(4)若有单元发生失效，则杀死失效单元，并根据式(10)计算和记录未失效单元的剩余强度，以及新的载荷循环次数T0＝T0+1；继续施加下一个疲劳载荷循环，重新进行有限元应力计算和单元失效评判，如此循环往复，直至复合材料结构整体失效。
附图表说明
图1为本发明所述方法的流程框图。
图2为载荷谱作用下复合材料结构疲劳寿命的渐进损伤算法流程图。
图中符号说明如下：
图2中的T0为疲劳载荷循环次数，R0为单元初始剩余强度，Ri(T0)为第i个单元的剩余强度，ΔRi(j)为第j个循环导致的第i个单元的剩余强度降。
具体实施方式
图1为本发明所述方法的流程框图，本发明分三大步骤实现，具体为：
步骤一、指定应力比下的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型
利用复合材料疲劳剩余强度性能试验数据，拟合得到指定应力比r0下的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型：
式中，n为疲劳加载循环次数，为应力比r0下的最大疲劳应力，R(n)为剩余强度，S0为拟合疲劳极限，R0为初始剩余强度，C、p、q为材料常数。
步骤二、考虑应力比效应的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型
式(11)仅适用于指定应力比r0，为使式(11)适用于任一应力比，采用等寿命曲线公式对式(11)进行修正，即
式中，Sa和Sm分别为疲劳应力幅值和应力均值；Sa/Sm为动静载荷比；S-1代表对称循环加载下的疲劳极限；σb为强度极限；d0为基准动静载荷比，取d0＝0.9。
根据应力比r的定义，得到
式中，Smax,r为应力比r下的最大疲劳应力，将式(13)中两式相除得到动静载荷比：
将式(13)和式(14)代入式(12)中，得到任一应力比r下的等寿命曲线公式：
在指定应力比r0下，式(15)变为
将式(15)与式(16)联立，并消除S-1得到
将式(17)代入式(11)中，得到任意应力比r下的疲劳剩余强度性能曲面模型：
步骤三、载荷谱作用下复合材料结构疲劳寿命的渐进损伤算法
根据步骤二中考虑应力比效应的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型，利用有限元方法，模拟疲劳载荷谱作用下复合材料结构的渐进损伤过程，评估其疲劳寿命，具体流程如下：
(1)建立复合材料结构有限元模型，并设置疲劳载荷循环次数T0＝0，此时，所有单元的剩余强度Ri(T0)(i＝1,2,3,...)设置为初始剩余强度R0；
(2)按载荷谱顺序施加疲劳载荷循环，计算复合材料结构危险部位应力分布，并记录各单元工作应力，然后，根据剩余强度准则，判断单元是否失效；
(3)若无单元失效，则对所有未失效单元的剩余强度性能进行退化，疲劳载荷谱中第j个载荷循环导致的第i个单元的剩余强度降为
ΔRi(j)＝Ri(j-1)-Ri(j) (19)
可由式(18)计算得到，此时，记录疲劳载荷循环次数T0后第i个单元的剩余强度：
然后，记录新的载荷循环次数T0＝T0+1；继续施加下一个疲劳载荷循环，重新进行有限元应力计算和单元失效评判；
(4)若有单元发生失效，则杀死失效单元，并根据式(20)计算和记录未失效单元的剩余强度，以及新的载荷循环次数T0＝T0+1；继续施加下一个疲劳载荷循环，重新进行有限元应力计算和单元失效评判，如此循环往复，直至复合材料结构整体失效。
Claims (1)
1.一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法，该算法具体步骤如下：
步骤一、指定应力比下的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型
利用复合材料疲劳剩余强度性能试验数据，拟合得到指定应力比r0下的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型：
式中，n为疲劳加载循环次数，为应力比r0下的最大疲劳应力，R(n)为剩余强度，S0为拟合疲劳极限，R0为初始剩余强度，C、p、q为材料常数；
步骤二、考虑应力比效应的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型
式(1)仅适用于指定应力比r0，为使式(1)适用于任一应力比，采用等寿命曲线公式对式(1)进行修正，即
式中，Sa和Sm分别为疲劳应力幅值和应力均值；Sa/Sm为动静载荷比；S-1代表对称循环加载下的疲劳极限；σb为强度极限；d0为基准动静载荷比，通常取d0＝0.9；
根据应力比r的定义，得到
式中，Smax,r为应力比r下的最大疲劳应力，将式(3)中两式相除得到动静载荷比：
将式(3)和式(4)代入式(2)中，得到任一应力比r下的等寿命曲线公式：
在指定应力比r0下，式(5)变为
将式(5)与式(6)联立，并消除S-1得到
将式(7)代入式(1)中，得到任意应力比r下的疲劳剩余强度性能曲面模型：
步骤三、载荷谱作用下复合材料结构疲劳寿命的渐进损伤算法
根据步骤二中考虑应力比效应的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型，利用有限元方法，模拟疲劳载荷谱作用下复合材料结构的渐进损伤过程，评估其疲劳寿命，具体流程如下：
(1)建立复合材料结构有限元模型，并设置疲劳载荷循环次数T0＝0，此时，所有单元的剩余强度Ri(T0)(i＝1,2,3,...)设置为初始剩余强度R0；
(2)按载荷谱顺序施加疲劳载荷循环，计算复合材料结构危险部位应力分布，并记录各单元工作应力，然后，根据剩余强度准则，判断单元是否失效；
(3)若无单元失效，则对所有未失效单元的剩余强度性能进行退化，疲劳载荷谱中第j个载荷循环导致的第i个单元的剩余强度降为
ΔRi(j)＝Ri(j-1)-Ri(j) (9)
可由式(8)计算得到，此时，记录疲劳载荷循环次数T0后第i个单元的剩余强度：
然后，记录新的载荷循环次数T0＝T0+1；继续施加下一个疲劳载荷循环，重新进行有限元应力计算和单元失效评判；
(4)若有单元发生失效，则杀死失效单元，并根据式(10)计算和记录未失效单元的剩余强度，以及新的载荷循环次数T0＝T0+1；继续施加下一个疲劳载荷循环，重新进行有限元应力计算和单元失效评判，如此循环往复，直至复合材料结构整体失效。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201810476841.8A CN108693054B (zh) | 2018-05-18 | 2018-05-18 | 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201810476841.8A CN108693054B (zh) | 2018-05-18 | 2018-05-18 | 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN108693054A true CN108693054A (zh) | 2018-10-23 |
| CN108693054B CN108693054B (zh) | 2020-05-12 |
Family
ID=63846656
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201810476841.8A Active CN108693054B (zh) | 2018-05-18 | 2018-05-18 | 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN108693054B (zh) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110704951A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-01-17 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机尾段疲劳试验载荷谱编制方法 |
| CN110706761A (zh) * | 2019-11-11 | 2020-01-17 | 上海工程技术大学 | 一种预估金属材料的疲劳强度退化的方法 |
| CN111046547A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-04-21 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法 |
| CN113792414A (zh) * | 2021-08-20 | 2021-12-14 | 北京工业大学 | 一种变幅加载下陶瓷基复合材料疲劳寿命的预测方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06162149A (ja) * | 1992-11-27 | 1994-06-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 疲労寿命評価システム |
| CN104019971A (zh) * | 2014-05-20 | 2014-09-03 | 北京航空航天大学 | 一种预测多钉连接件谱载疲劳寿命的方法 |
| 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 |
| JP6197391B2 (ja) * | 2013-06-13 | 2017-09-20 | 株式会社Ihi | 構造物の疲労寿命評価方法 |
-
2018
- 2018-05-18 CN CN201810476841.8A patent/CN108693054B/zh active Active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH06162149A (ja) * | 1992-11-27 | 1994-06-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 疲労寿命評価システム |
| JP6197391B2 (ja) * | 2013-06-13 | 2017-09-20 | 株式会社Ihi | 構造物の疲労寿命評価方法 |
| CN104019971A (zh) * | 2014-05-20 | 2014-09-03 | 北京航空航天大学 | 一种预测多钉连接件谱载疲劳寿命的方法 |
| 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 (2)
| Title |
|---|
| MU-DONG LIU 等: "A modified accumulation damage algorithm for predicting corrosion fatigue life by considering load interaction for aluminum alloys", 《INTERNATIONAL JOURNAL OF DAMAGE》 * |
| 徐海斌 等: "直升机主桨叶典型缺陷疲劳性能影响研究", 《机械科学与技术》 * |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110704951A (zh) * | 2019-09-29 | 2020-01-17 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机尾段疲劳试验载荷谱编制方法 |
| CN110704951B (zh) * | 2019-09-29 | 2021-10-15 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机尾段疲劳试验载荷谱编制方法 |
| CN110706761A (zh) * | 2019-11-11 | 2020-01-17 | 上海工程技术大学 | 一种预估金属材料的疲劳强度退化的方法 |
| CN110706761B (zh) * | 2019-11-11 | 2022-02-18 | 上海工程技术大学 | 一种预估金属材料的疲劳强度退化的方法 |
| CN111046547A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-04-21 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法 |
| CN111046547B (zh) * | 2019-12-04 | 2022-09-16 | 中国直升机设计研究所 | 一种直升机矩形复合材料柔性梁高周寿命快速计算方法 |
| CN113792414A (zh) * | 2021-08-20 | 2021-12-14 | 北京工业大学 | 一种变幅加载下陶瓷基复合材料疲劳寿命的预测方法 |
| CN113792414B (zh) * | 2021-08-20 | 2024-03-29 | 北京工业大学 | 一种变幅加载下陶瓷基复合材料疲劳寿命的预测方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN108693054B (zh) | 2020-05-12 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN108693054A (zh) | 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法 | |
| CN108182311B (zh) | 一种基于加速寿命试验的指挥通信设备可靠性评估方法 | |
| CN110705163B (zh) | 一种复合材料层合结构的疲劳系统可靠性分析方法 | |
| CN104573172B (zh) | 风力发电机组中的结构件的疲劳分析方法和疲劳分析装置 | |
| CN108204925B (zh) | 复合材料的疲劳寿命预测方法及预测系统 | |
| CN105447316B (zh) | 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 | |
| CN107609235B (zh) | 一种基于工程机械结构的疲劳寿命评估方法 | |
| CN107145641B (zh) | 叶片振动疲劳概率寿命预测方法 | |
| CN105302987B (zh) | 一种等效的预测热机械疲劳寿命的方法 | |
| CN112487683B (zh) | 一种考虑残余应力影响的结构件高周疲劳寿命预测方法 | |
| CN103018063B (zh) | 基于Mittag-Leffler分布的桥梁随机疲劳寿命预测方法 | |
| CN103424654A (zh) | 一种敏感设备电压暂降敏感度的评估方法 | |
| CN106570326A (zh) | 一种l型法兰连接螺栓疲劳强度校核的计算方法及装置 | |
| CN113051787B (zh) | 基于短时实测动态应力的空空导弹吊挂疲劳寿命估算方法和系统 | |
| CN111079329A (zh) | 一种基于相似结构试验的疲劳寿命评估方法 | |
| CN109858152B (zh) | 一种预测含初始分层损伤复合材料的剩余疲劳寿命的方法 | |
| CN106568661B (zh) | 一种橡胶材料典型承载工况下的ε～N疲劳曲线试验获取方法 | |
| Liu et al. | Crack growth analysis and fatigue life estimation in the piston rod of a Kaplan hydro turbine | |
| Xue et al. | Remaining useful life estimation for proton exchange membrane fuel cell based on extreme learning machine | |
| CN110646205A (zh) | 一种长寿命航空发动机的加速等效试验方法 | |
| CN116306110A (zh) | 一种疲劳寿命预测方法 | |
| CN110287619B (zh) | 一种多轴随机载荷疲劳寿命预测方法 | |
| Shao et al. | A life prediction method for O-ring static seal structure based on Physics of Failure | |
| CN113128033A (zh) | 基于非等效累积损伤的高强度钢疲劳寿命预测方法 | |
| CN108120589B (zh) | 基于外场使用寿命的机翼梁腹板延寿模拟试验方法 |
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 | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20210324 Address after: 100191 building 66-111, 14 Huayuan North Road, Haidian District, Beijing Patentee after: Beijing mubangren Technology Co.,Ltd. Address before: 100191 No. 37, Haidian District, Beijing, Xueyuan Road Patentee before: BEIHANG University |
|
| TR01 | Transfer of patent right | ||
| TR01 | Transfer of patent right |
Effective date of registration: 20231128 Address after: 224300 north of sanzhonggou, east of Xingteng Road, Sheyang Economic Development Zone, Yancheng City, Jiangsu Province Patentee after: Jiangsu Golden winged bird Aviation Technology Co.,Ltd. Address before: 100191 building 66-111, 14 Huayuan North Road, Haidian District, Beijing Patentee before: Beijing mubangren Technology Co.,Ltd. |
|
| TR01 | Transfer of patent right |