CN112268799B - 一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，该方法针对复合材料特点以及结构验证“复合材料静强度验证需考虑循环载荷、经过循环载荷后需考虑其剩余承载能力，疲劳验证后应进行剩余强度评估”的要求，结合实际经验，提出了复合材料结构部件静力和疲劳试验在同一个试验件上进行验证的方法，解决了复合材料结构部件验证技术瓶颈，形成了复合材料结构部件“限制载荷静力‑疲劳‑极限载荷静力‑疲劳(损伤容限)‑限制(极限)载荷静力”结构静强度和疲劳强度一体化的验证链，既对复合材料结构部件进行了充分的验证，又能缩短研制周期，减少试验件数量，节约成本,进一步提高了航空器的飞行安全水平。

Description

一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法

技术领域

本方法发明属于航空科学技术领域，涉及一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法。

背景技术

复合材料具有质量轻、抗疲劳性能好、耐腐蚀、便于大面积整体成型、比强度/比刚度高等优点，在航空航天领域的应用日益广泛。为了保证具有与金属结构同样高的安全水准，欧美等国投入大量资金开展了复合材料结构验证研究，起步较早，积累了大量的经验和数据。

复合材料结构在我国航空领域的应用比较晚，尤其在承力结构上的使用。复合材料结构验证涉及静强度分析、疲劳分析、损伤容限分析等多个领域，前期航空领域的复合材料结构是按照金属结构的试验验证方式，静力和疲劳试验在不同的试验件上各自进行验证，没有考虑缺陷是复合材料的“固有属性”对试验件进行缺陷预制，没有考虑复合材料的静强度缺口敏感性、疲劳缺口敏感性特点以及复合材料受环境影响及时间老化其性能变化大的特性进行试验验证，在试验验证时没有考虑适航规章的“复合材料静强度验证需考虑循环载荷、经过循环载荷后需考虑其剩余承载能力”等要求，因而复合材料结构没有得到充分的验证，不能很好地保证复合材料结构的可靠性和安全性。

由于复合材料全尺寸试验件投入成本大，因此，设计出在一个试验件上既完成静强度又完成疲劳的结构完整性一体化综合试验，既节约研制成本，缩短研制周期，又对复合材料结构进行充分验证，进一步提高了航空器的飞行安全。

发明内容

本发明的目的是提供以一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，该方法可以在同一个试验件上既完成静强度又完成疲劳的结构完整性一体化综合试验。

为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：

一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，包括以下步骤：

对试验件进行缺陷和目视可见的冲击损伤的预制；

对预制缺陷和损伤的所述试验件进行有限元试验仿真分析；

进行疲劳分析，计算结构的计算疲劳寿命和初步的检查间隔；

对疲劳试验载荷、计算疲劳寿命、使用载荷、设计载荷进行分析，确定在同一个试验件上交叉进行静强度、疲劳、损伤容限试验又使得试验件不提前破坏的顺序。

进一步地，所述对试验件进行缺陷和目视可见的冲击损伤的预制，包括：

通过对制造工艺以及检验能力情况的分析，总结制造缺陷的尺寸类型，在试验件制造过程中，预制相应的脱胶、分层、金属屑、孔隙率，试验前用无损检测等技术，记录预制缺陷的位置、大小；

通过对外场使用维护情况的统计分析，对试验件相应部位预制目视可见的冲击损伤，试验前用无损检测技术，记录冲击损伤的位置、大小。

进一步地，所述对预制缺陷和损伤的所述试验件进行有限元试验仿真分析，包括：

通过有限元计算结果对尚未进行缺陷预制和冲击损伤的件进行应力分析，定义出满足静强度设计要求的机身结构尺寸，用这种有限元建模方法在已经进行试验的结构上进行建模分析，并与试验结果对比，修正建模细节；

对带缺陷的试验件按照修正建模细节的有限元分析方法进行应力影响分析后进行试验，并与试验结果进行对比分析，修正带缺陷的部位的有限元建模方法，再对带预制缺陷和冲击损伤复合材料结构部件按修正的建模方法进行应力计算分析。

进一步地，所述计算结构的计算疲劳寿命和初步的检查间隔，包括：

按飞行使用的严重载荷状态为疲劳载荷的严重状态；进行全机结构的有限元计算分析；按有限元计算分析结果的高应力区确定疲劳危险部位；确定各疲劳危险部位的疲劳应力谱；确定各高应力点对应材料S-N曲线；进行疲劳寿命计算，给出结构的理论计算疲劳寿命和检查间隔。

进一步地，所述理论计算疲劳寿命N_ij由构件的安全疲劳极限S_∞p，计算各级交变载荷S_aij计算得到，公式如下：

其中，A、α为疲劳曲线形状参数，S_∞p为安全疲劳极限，S_aij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值。

进一步地，所述结构的检查间隔通过结构的安全寿命来确定，其中结构的安全寿命的确定方法为：

计算结构的累计损伤D_h：

根据损伤计算结果，计算结构的安全寿命：

其中，n为飞行状态数，f_di为各飞行状态损伤系数，m为各飞行状态损伤载荷级数，n_ij为载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，N_ij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值对应的疲劳寿命，P_r为载荷谱累积百分比。

进一步地，所述确定在同一个试验件上交叉进行静强度、疲劳、损伤容限试验又使得试验件不提前破坏的顺序，包括：

先安排在带预制缺陷和目视可见的冲击损伤试验件上完成使用载荷静强度试验，试验有效判据是结构没有有害的变形，预制的缺陷和冲击损伤没有明显可见的扩展；

根据结构的计算疲劳寿命，在带预制缺陷和目视可见的冲击损伤试验件上进行预计飞行小时的疲劳试验，试验有效的判据为预制的缺陷和冲击损伤没有明显可见的扩展；

在带预制缺陷和目视可见的冲击损伤试验件上进行设计载荷试验，试验结束后，对有损伤的部分进行修复。

进一步地，所述复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法还包括：

对修复后的试验件预制目视明显可见的冲击损伤，并根据疲劳分析结果，进行预期检查间隔对应飞行小时的疲劳试验后，进行设计载荷静强度试验。

与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：

本发明解决了航空器复合材料结构验证的技术瓶颈，打破了传统的静强度和疲劳试验不可能在同一个试验件上同时进行验证的传统思路，形成了航空器复合材料结构部件在同一个试验件上开展静强度和疲劳验证的验证方法，既对复合材料结构部件进行了充分的验证，又能缩短研制周期，减少试验件数量，节约成本,进一步提高了航空器的飞行安全水平。本发明也可推广至航空器领域外的其它行业复合材料结构验证，在缩短研制周期和提高安全水平上能起到积极意义。

附图说明

图1为本发明方法的流程示意图；

图2为复合材料尾段缺陷预制示意图；

图3为尾梁左侧封边框胶接区示意图；

图4为实施例中进行有限元建模的示意图；

图5为实施例中进行应力分析的示意图。

具体实施方式

要在一个试验件完成静强度、疲劳等结构完整性一体化综合试验，考虑复合材料性能特点进行充分验证，关键是：基于制造、使用数据统计的缺陷预制，精确的有限元仿真实验分析，静强度试验、疲劳试验在同一个试验件上交叉进行又确保试验件不提前破坏的方法。由于复合材料结构静强度缺口敏感性高，带预制缺陷的静强度试验的失败机率远高于疲劳和损伤容限试验，因此一开始安排极限载荷静强度是不可取的，若安排在疲劳、损伤容限试验之后.则显然不能正确反映复合材料结构的静强度水平。另一方面，从正常型号研制要求上看，设计载荷静强度试验应尽量提前，以便尽早解除加在飞行试验飞机上的80％使用载荷限制，进而转入飞行包线上的强度试飞，从而缩短研制周期和节省研制经费，所以也不宜把设计载荷强度试验安排在验证试验的最后阶段。本发明针对复合材料特点以及结构验证“复合材料静强度验证需考虑循环载荷、经过循环载荷后需考虑其剩余承载能力，疲劳验证后应进行剩余强度评估”的要求，结合实际经验，提出了复合材料结构部件静力和疲劳试验在同一个试验件上进行验证的方法，解决了复合材料结构部件验证技术瓶颈，形成了复合材料结构部件“限制载荷静力-疲劳-极限载荷静力-疲劳(损伤容限)-限制(极限)载荷静力”结构静强度和疲劳强度一体化的验证链，具体步骤如下：

步骤1，对试验件进行缺陷和目视勉强可见的冲击损伤的预制

1.1缺陷预制：通过对制造工艺以及检验能力情况的分析，总结制造缺陷的尺寸类型，在试验件制造过程中，预制相应的脱胶、分层、金属屑、孔隙率等，试验前用无损检测等技术，记录预制缺陷的位置、大小。

1.2目视勉强可见的冲击损伤：通过对外场使用维护情况的统计分析，对试验件相应部位预制目视勉强可见的冲击损伤，试验前用无损检测技术，记录冲击损伤的位置、大小。在之前复合材料结构件的试验验证，因为没有认识到“缺陷是复合材料结构的固有属性”，是不进行基于制造使用数据分析结果以及检验能力情况而对试验件进行缺陷预制的，而不对试验件进行缺陷预制，对复合材料结构件的验证是不充分、不安全的。

步骤2，对预制缺陷和损伤的所述试验件进行有限元试验仿真分析

2.1通过有限元计算结果对尚未进行缺陷预制和冲击损伤的件进行应力分析，定义出满足静强度设计要求的机身结构尺寸，用这种有限元建模方法在已经进行试验的结构上进行建模分析，并与试验结果对比，修正建模细节；

2.2对带缺陷的元组件级的试验件按照修正建模细节的有限元分析方法进行应力影响分析后进行试验，并与试验结果进行对比分析，修正带缺陷的部位的有限元建模方法，再对带预制缺陷和冲击损伤复合材料结构部件按二次修正的建模方法进行应力计算分析。

步骤3，进行疲劳分析，计算结构的计算疲劳寿命和初步的检查间隔；所述疲劳分析的步骤如下：

按飞行使用的严重载荷状态为疲劳载荷的严重状态；进行全机结构的有限元计算分析；按有限元计算分析结果的高应力区确定疲劳危险部位；确定各疲劳危险部位的疲劳应力谱；确定各高应力点对应材料S-N曲线；进行疲劳寿命计算，给出结构的理论计算疲劳寿命和检查间隔。

由构件的安全疲劳极限S_∞p，计算各级交变载荷S_aij对应的理论计算疲劳寿命N_ij，公式如下：

计算结构的累计损伤D_h：

根据损伤计算结果，计算结构的安全寿命：

式中：A、α—疲劳曲线形状参数；

f_s—载荷系数(1.0≤f_s≤1.2)；

f_di—各飞行状态损伤系数(1.0≤f_di≤1.2)；

S'_mi—载荷谱中第i飞行状态的平均载荷；

S'_aij—载荷谱中第i飞行状态的第j级交变载荷；

S_aij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值；

S_b—破坏剖面的静强度极限载荷；

N_ij—第i飞行状态的第j级交变载荷修正值对应的疲劳寿命；

S_∞p—安全疲劳极限；

S_m—安全疲劳极限对应的平均载荷；

n_ij—载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，10⁶次/h；

D_h—损伤，1/h；

L_g—安全寿命，h；

P_r—载荷谱累积百分比，％；

n—飞行状态数；

m—各飞行状态损伤载荷级数。

通过结构的安全寿命，根据实际情况来设置合适的检查间隔。

步骤4，充分考虑航空器的研制特点，对疲劳试验载荷、计算疲劳寿命、使用载荷、设计载荷进行分析，确定在同一个试验件上交叉进行静强度、疲劳、损伤容限试验又使得试验件不提前破坏的顺序，形成了一套在同一个试验件上既完成静强度试验又完成疲劳和损伤容限试验的验证方法，包含以下子步骤：

4.1使用载荷静强度试验：考虑航空器研制特点、结构静强度验证要求以及试验件的安全性，先安排在带预制缺陷和目视勉强可见的冲击损伤试验件上完成使用载荷静强度试验，以保证航空器可以提前进行部分飞行试验工作，试验有效判据是结构没有有害的变形，预制的缺陷和冲击损伤没有明显可见的扩展。4.2根据结构的计算疲劳寿命，在带预制缺陷和目视勉强可见的冲击损伤试验件上进行预计飞行小时的疲劳试验，试验有效的判据为预制的缺陷和冲击损伤没有明显可见的扩展。4.3在带预制缺陷和目视勉强可见的冲击损伤试验件上进行设计载荷试验，试验结束后，对有损伤的部分进行修复。4.4对修复后的试验件预制目视明显可见的冲击损伤，并根据疲劳分析结果，进行预期检查间隔对应飞行小时的疲劳试验后，进行设计载荷静强度试验。本步骤形成了复合材料结构静强度和疲劳在同一个试验件上进行验证的试验顺序和验证链即“使用载荷静强度试验-疲劳试验-设计载荷静强度试验-疲劳试验-设计载荷静强度试验”。

金属结构的静强度和疲劳强度的验证，一直都是在不同的试验件上各自独立进行验证，复合材料结构的静强度和疲劳强度的验证，因为经验以及数据积累比较少，也是沿用金属结构在不同的试验件上各自进行验证的试验验证方法，没有考虑“制造缺陷是复合材料结构的固有属性”的特点以及复合材料结构件的损伤敏感性而对试验件进行预制缺陷和预制损伤，也没有充分考虑复合材料的材料特点，对复合材料结构承受疲劳载荷后的承载能力进行验证，本发明充分考虑了复合材料结构的特点，提出了对复合材料结构试验件的缺陷预制要求以及在同一个试验件上同时完成静强度和疲劳试验验证的思路和方法。

下面结合具体实施例对本发明的技术方案作进一步说明。

实施例1:

步骤一：对应的缺陷预制和冲击损伤：

缺陷是复合材料的“固有属性”，因此对试验件进行缺陷预制是复合材料静强度和疲劳试验验证的基础，预制的内部缺陷应该以制造过程中的统计数据分析为基础，且不低于尾段制造过程中建立的缺陷容许标准，并把缺陷设置在试验可以充分加载的区域。以复合材料尾段缺陷预制为例：

表1脱粘缺陷详情

步骤二和步骤三：

有限元建模及应力分析，具体见图4和图5。

以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行同等替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，其特征在于，包括以下步骤：

对试验件进行缺陷和目视可见的冲击损伤的预制；

对预制缺陷和损伤的所述试验件进行有限元试验仿真分析，包括：

通过有限元计算结果对尚未进行缺陷预制和冲击损伤的件进行应力分析，定义出满足静强度设计要求的机身结构尺寸，用这种有限元建模方法在已经进行试验的结构上进行建模分析，并与试验结果对比，修正建模细节；

对带缺陷的试验件按照修正建模细节的有限元分析方法进行应力影响分析后进行试验，并与试验结果进行对比分析，修正带缺陷的部位的有限元建模方法，再对带预制缺陷和冲击损伤复合材料结构部件按修正的建模方法进行应力计算分析；

进行疲劳分析，计算结构的计算疲劳寿命和初步的检查间隔；

对疲劳试验载荷、计算疲劳寿命、使用载荷、设计载荷进行分析，确定在同一个试验件上交叉进行静强度、疲劳、损伤容限试验又使得试验件不提前破坏的顺序。

2.根据权利要求1所述的复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，其特征在于，所述对试验件进行缺陷和目视可见的冲击损伤的预制，包括：

通过对制造工艺以及检验能力情况的分析，总结制造缺陷的尺寸类型，在试验件制造过程中，预制相应的脱胶、分层、金属屑、孔隙率，试验前用无损检测等技术，记录预制缺陷的位置、大小；

通过对外场使用维护情况的统计分析，对试验件相应部位预制目视可见的冲击损伤，试验前用无损检测技术，记录冲击损伤的位置、大小。

3.根据权利要求1所述的复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，其特征在于，所述计算结构的计算疲劳寿命和初步的检查间隔，包括：

按飞行使用的严重载荷状态为疲劳载荷的严重状态；进行全机结构的有限元计算分析；按有限元计算分析结果的高应力区确定疲劳危险部位；确定各疲劳危险部位的疲劳应力谱；确定各高应力点对应材料S-N曲线；进行疲劳寿命计算，给出结构的理论计算疲劳寿命和检查间隔。

4.根据权利要求3所述的复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，其特征在于，所述理论计算疲劳寿命N_ij由构件的安全疲劳极限S_∞p，计算各级交变载荷S_aij计算得到，公式如下：

其中，A、α为疲劳曲线形状参数，S_∞p为安全疲劳极限，S_aij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值。

5.根据权利要求1所述的复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，其特征在于，所述结构的检查间隔通过结构的安全寿命来确定，其中结构的安全寿命的确定方法为：

计算结构的累计损伤D_h：

根据损伤计算结果，计算结构的安全寿命：

其中，n为飞行状态数，f_di为各飞行状态损伤系数，m为各飞行状态损伤载荷级数，n_ij为载荷谱中第i飞行状态、第j级交变载荷的频数，N_ij为第i飞行状态的第j级交变载荷修正值对应的疲劳寿命，P_r为载荷谱累积百分比。

6.根据权利要求1所述的复合材料结构静强度和疲劳强度一体化试验验证方法，其特征在于，所述确定在同一个试验件上交叉进行静强度、疲劳、损伤容限试验又使得试验件不提前破坏的顺序，包括：

先安排在带预制缺陷和目视可见的冲击损伤试验件上完成使用载荷静强度试验，试验有效判据是结构没有有害的变形，预制的缺陷和冲击损伤没有明显可见的扩展；

根据结构的计算疲劳寿命，在带预制缺陷和目视可见的冲击损伤试验件上进行预计飞行小时的疲劳试验，试验有效的判据为预制的缺陷和冲击损伤没有明显可见的扩展；

在带预制缺陷和目视可见的冲击损伤试验件上进行设计载荷试验，试验结束后，对有损伤的部分进行修复；

对修复后的试验件预制目视明显可见的冲击损伤，并根据疲劳分析结果，进行预期检查间隔对应飞行小时的疲劳试验后，进行设计载荷静强度试验。

Images