CN112528415A - 一种复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法 - Google Patents

一种复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法 Download PDF

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Abstract

本发明属于航空复合材料技术领域，具体涉及一种基于跨尺度力学的复合材料轴结构宏‑细观失效模式分析方法。方法涉及主要包括三部分：其一，计算宏观力学下轴结构在扭转载荷作用下应力响应，识别结构危险位置并将危险位置应力结果转化为沿连续纤维方向与垂直于连续纤维方向的应力；其二，基于细观力学方法确立复合材料的失效临界值即失效包线，并划分失效模式区域；其三，将宏观力学计算并转化后的沿连续纤维方向与垂直于连续纤维方向的应力作为载荷施加在代表体积元(RVE)模型上，并将其置于失效包线中，最终确定失效模式。本方法可使连续纤维增强金属基复合材料轴结构失效模式判定更精细、更准确，从而为结构设计与验证提供指导。

Description

一种复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法
技术领域
本发明属于航空复合材料技术领域，具体涉及一种基于跨尺度力学的复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法，尤其涉及应用在连续纤维增强金属基复合材料轴结构的宏-细观失效模式分析方法。
背景技术
新一代航空发动机主轴设计中，若不改变其结构布局，采用传统材料使其减重增效的空间非常有限。为了提高发动机整体性能，新型材料和工艺的应用是关键因素。SiC连续纤维增强金属基复合材料(MMC)具有比强度高、比刚度高、耐温性好等优点，已经成为新一代航空发动机研制的新型材料。连续纤维增强金属基复合材料低压涡轮轴的研制需要开展设计、材料和工艺一体化研究，突破关键技术瓶颈，建立系统的设计与验证方法和技术体系材料。
国外已经完成了SiC连续纤维增强复合材料的研制、应用研究与零部件试验考核等大量研究工作，并已经在航空发动机的改进改型和新机研制中得到应用。尤其对于结构失效模式的研究工作早已开展实验及仿真研究。英国诺丁汉大学针对SCS/Ti-6-4短轴试验件开展了复合材料细观力学的弹塑性分析，得到±45°铺角的复合材料轴结构比+45°铺角应力/应变响应值小；并开展两种轴结构试验件在扭转作用下失效模式试验研究，试验表明相同铺层层数下，±45°铺角的复合材料轴结构承扭能力优于+45°铺角的轴结构。美国GE公司在2003年已完成SiC/Ti复合材料轴结构的制造，纤维体积分数为35％，并进行力学性能及疲劳寿命试验，后继完成全尺寸试验件实验任务。关于复合材料失效分析理论和试验研究，目前主要研究对象是复合材料层合板结构。1991年，英国学者先后组织了两届WWFE(World Wide Failure Exercise，即“复合材料破坏奥运会”)，只考虑了面内二维载荷，结果表明失效模式不能完全表征出来。WWFEII评估了复合材料在三维应力状态下的失效状况，由于试验复杂、费用昂贵及试验参数缺乏，针对三维应力状态下的失效包线是否闭合的问题，各失效理论之间还有争论。黄争鸣从组份材料出发进行了复合材料强度预报既能节省大量的材料选型和试验费用，又能极大简化复合材料的研制流程，贡献较大。目前，复合材料细观力学失效理论主要包括Chamis、Mayes、Tsai-Ha、Carrere和桥联理论。Crlos A和CiminJr利用MMF理论(Micro-mechanics of Failure Theory),并结合经典层合板理论对树脂基复合材料的失效模式进行了预测，认为运用MMF失效理论能够尽可能减少经验参数的运用，提高预测结果的准确性。
国内，在突破SiC连续纤维增强金属基复合材料制备能力的基础上，已经开展纤维增强低压涡轮轴工艺研究及制造并取得较大进展，在轴类结构设计方面也刚刚起步，其中涉及到的与轴类结构相关的力学性能计算、失效模式分析及低循环寿命尚未深入开展，无法对纤维增强低压涡轮轴结构设计形成技术支撑。
发明内容
为了准确分析连续纤维增强复合材料，特别是金属基复合材料构成的轴结构的失效模式，本发明建立了一种基于跨尺度力学的复合材料轴结构在承受扭转载荷时的宏-细观失效模式分析方法。该方法涉及主要包括三部分：其一，计算宏观力学下轴结构在扭转载荷作用下应力响应，识别结构危险位置并将危险位置应力结果转化为沿连续纤维方向与垂直于连续纤维方向的应力；其二，基于细观力学方法确立复合材料的失效临界值即失效包线，并划分失效模式区域；其三，将宏观力学计算并转化后的沿连续纤维方向与垂直于连续纤维方向的应力作为载荷施加在代表体积元(RVE)模型上，并将其置于失效包线中，最终确定失效模式。跨尺度研究主要涉及结构从宏观计算过渡到细观计算，如图1所示。
本发明是通过以下技术方案实现的：
S1：计算所述轴结构在扭转载荷作用下的应力响应，识别结构危险位置，将所述结构危险位置处的宏观应力转化为沿连续纤维方向(纵向)的应力与垂直于连续纤维方向(横向)的应力；
S2：在有限元仿真软件上，基于周期性边界条件建立所述复合材料的细观力学代表体积元模型并划分为有限元网格，输入几何参数和材料参数；对代表体积元模型施加横向载荷和纵向载荷，根据有限元节点的响应，确立所述代表体积元基于失效准则的失效包线；
S3：将步骤S1中转化后的沿连续纤维方向的应力与垂直于连续纤维方向的应力与步骤S2中得到的失效包线对比，进行细观失效模式的分析：若S1中转化后的纵向、横向的应力均落在失效包线内侧，则该扭转载荷不能引起RVE和该结构危险位置的失效，若转化后的纵向或横向应力落在失效包线外侧，则RVE在相应方向出现纤维或基体的失效，即该结构危险位置可能会在相应方向出现纤维或基体的失效。
本发明中将结构危险位置处的宏观应力转化为沿连续纤维方向的应力与垂直于连续纤维方向的应力的方法可以采用单层材料主偏轴特性相互转化的方式。
将复合材料组成的轴结构视作多个单层材料沿轴的径向堆叠成的层合板，单层材料是指连续纤维按同一方向在同一面内整齐排列的材料结构，单层材料的主轴坐标系如图2所示。连续纤维增强复合材料单层材料结构的应力-应变关系是单层材料刚度和应力分析的基础。
在笛卡尔坐标系下，规定连续纤维轴向，即沿连续纤维的方向为单层材料的纵向，即图2的1方向；规定垂直于纤维轴向的纤维排布方向为横向，即图2中2方向；规定厚度方向(在本申请中针对轴结构，该方向为所研究区域即结构危险位置处的横截面圆径向)，为3方向。由图2能够看出，对连续纤维增强金属基复合材料而言，单层材料结构厚度方向的尺寸远小于纵向和横向。因此能够近似地认为厚度方向的应力σ3＝0。τ23＝τ31＝0，这就是平面应力状态，对于正交各向异性材料而言，平面应力状态下的材料主方向的应力-应变满足如下关系式：
Figure BDA0002843570490000031
其中，ε为正应变，γ为切应变，S为柔度系数，σ为正应力，τ为切应力，单角标a表示沿a轴方向，双角标aa表示在垂直于a轴(即以a轴为法线)的平面内沿a轴方向的正向分量，双角标ab表示在垂直于a轴(即以a轴为法线)的平面内沿b轴方向的切向分量。
二维柔度矩阵S内的各个分量可以用材料的弹性模量(E)分量、剪切模量(G)分量和泊松比(v)分量进行表示，即
Figure BDA0002843570490000032
将上一关系式改写为应力、应变和刚度之间的关系式如下：
Figure BDA0002843570490000033
其中，C是二维刚度矩阵，由二维柔度矩阵S的逆求得，里面的各个Cab表示各方向的刚度分量。因此，
Figure BDA0002843570490000034
单层材料中沿连续纤维的方向(1轴)、单层材料中的平面内垂直连续纤维的方向(2轴)和厚度方向(3轴)组成的坐标系称为单层材料的主轴坐标系。在力学分析过程中，经常用到单层材料偏轴方向的刚度和柔度矩阵，在轴结构的复合材料铺设时，出于承受载荷等力学性能方面的考虑，往往会出现一些单层材料的连续纤维方向与所用宏观坐标系中坐标轴的方向不一致的情况，因此在纤维增强复合材料单层材料结构力学性能分析中，常常用到单层材料偏轴方向的应力、应变和刚度、柔度的关系，因此获取偏轴坐标系下的单层结构的刚度和柔度矩阵十分必要。单层材料的偏轴坐标系如图3所示，由在单层材料平面内的X轴和Y轴，以及单层材料平面的法向(厚度方向)Z轴构成。
在本申请中分析结构危险位置处的宏观应力时，通常所采用的坐标系的坐标轴为沿复合材料轴结构的轴向的X轴，结构危险位置处复合材料轴结构的横截面圆切线方向的Y轴和结构危险位置处厚度方向(即所研究区域复合材料轴结构的截面圆径向)的Z轴，如图4所示。由于本申请研究的是扭转载荷的作用，结构危险位置处的Z轴方向没有宏观应力作用。可知Z轴方向与所研究的结构危险位置处单层材料的3轴方向相同，即结构危险位置处的宏观应力采用的坐标系XYZ可以视作单层材料的一个偏轴坐标系。
如图3所示，X、Y和Z方向为单层材料的偏轴方向，θ为从X轴逆时针转到1轴的角度，逆时针为正，顺时针为负。由弹性力学已知的应力分量坐标转换关系，可以得出单层材料偏轴应力和主轴应力之间的转换关系式如下：
Figure BDA0002843570490000041
将主轴应力用偏轴应力表示为：
Figure BDA0002843570490000042
其中，T为应力坐标转换矩阵，m＝cosθ，n＝sinθ。
单层材料偏轴应变和主轴应变之间的转换关系式如下：
Figure BDA0002843570490000043
将主轴应变用偏轴应变表示为：
Figure BDA0002843570490000044
其中，A为应变坐标转换矩阵，A＝TT，m＝cosθ，n＝sinθ。
通过上述主轴和偏轴特性的转化关系，可以实现将结构危险位置处以XYZ坐标系进行分析得到的宏观应力转化为沿连续纤维方向的应力与垂直于连续纤维方向的应力。
本发明所述的代表体积元(RVE)模型是为模拟连续纤维在基体中周期性排列而提取的单胞特征单元模型，根据连续纤维材料的具体牌号/规格及复合材料中连续纤维的体积分数，可确定代表体积元(RVE)模型的具体尺寸。本发明所用的一种优选代表体积元模型为长方体，如图5所示，棱长为a、b、c，其中一对包含棱长a、b的平行面正中间被一条圆柱形连续纤维垂直贯穿，其他部分为基体材料，a、b的取值满足πr2/ab＝Vf，r为连续纤维横截面圆的半径，Vf为连续纤维在复合材料中的体积分数，且a、b均大于连续纤维的直径2r，c为任意值；长方体的一对平行于连续纤维的面(图5中EFGH面及其平行面)的法线方向与结构危险位置处的复合材料轴结构截面圆径向(上文中的Z轴方向，也是单层材料主轴坐标系中的3轴方向)相同，沿RVE中纤维的方向为单层材料主轴坐标系的1轴(即纵向)，另一对平行连续纤维的面(图5中BCEF面及其平行面)的法线方向为单层材料主轴坐标系的2轴(即横向)。
所述的周期性边界条件可用来约束代表体积元(RVE)。因连续纤维增强在金属基复合材料中呈周期性排布，在细观力学建模过程中需将单胞代表体积元在周期排列的复合材料中分离出来。在计算过程中为了模拟代表体积元周围真实情况，需要对其施加周期性边界条件。
周期性边界条件即在连续纤维增强金属基复合材料细观力学中，认为纤维呈周期性排布，轴结构的失效模式分析从宏观结构过渡到细观单胞代表体积元RVE，周期性排列的代表体积元既要保证相邻的位移场的连续性，又要保证应力连续传递。
如图6所示，RVE的简化几何模型是一长方体，Ai(i＝1,2,...8)表示RVE各顶点，Bi(i＝1,2,...12)表示各棱边。分别用CF、CA、CL、CR、CU、CD为RVE的前、后、左、右、上、下各个边界面。
当代表体积元在最初未变型时，设MQ1、MQ2分别为代表体积元初始模型面CL、面CR上对应点Q1、点Q2位置矢量，MA1、MA2为初始模型顶点A1、顶点A2的位置矢量，TQ1、TQ2为代表体积元初始模型面CL、面CR上点Q1、点Q2的形状向量。则有：
TQ1＝MQ1-MA1 (1)
TQ2＝MQ2-MA2 (2)
当代表体积元发生变形后，NQ1、NQ2分别为代表体积元面CL、面CR上任意一点Q1、点Q2位置矢量，NA1、NA2为对应顶点A1、顶点A2的初始位置矢量，PQ1、PQ2为代表体积元面CL、面CR上点Q1、点Q2的形状向量。则有：
PQ1＝NQ1-NA1 (3)
PQ2＝NQ2-NA2 (4)
根据代表体积元位移连续条件，其模型对应边界的变量始终保持相同，即：
TQ1＝PQ1 (5)
TQ2＝PQ2 (6)
当代表体积元发生变形后，RQ1、RQ2分别为代表体积元面CL、面CR对应点Q1、点Q2位移矢量，RA1、RA2为对应顶点A1、顶点A2的位移矢量，则：
NQ1＝MQ1+RQ1 (7)
NQ2＝MQ2+RQ2 (8)
NA1＝MA1+RA1 (9)
NA2＝MA2+RA2 (10)
综合以上各式可得：
RQ2＝RQ1+(RA2-RA1) (11)
同理，对于面CA、面CF上的点Q3、点Q4，RQ3、RQ4为对应点Q3、点Q4的位移矢量，RA4为代表体积元变形后顶点A4的位移矢量,则有：
RQ4＝RQ3+(RA4-RA1) (12)
对于面CD、面CU上的点Q5、点Q6的位移矢量，RQ5、RQ6为对应点Q5、点Q6的位移矢量，RA5为代表体积元变形后A5的位移矢量：
RQ6＝RQ5+(RA5-RA1) (13)
由式(11)、式(12)和(13)可得，代表体积元变形过程中，对称面内节点位移全部可以由其对称面内相应节点确定。即位移连续的周期性边界条件可总结为：对于RVE的任一对平行面，分别在这两个平行面内的对应位置的两个有限元节点的位移矢量之差，等于分别在两个平行面内的同一RVE棱上两个RVE顶点节点的位移矢量之差。在有限元分析过程中，可以根据式(11)、式(12)和式(13)编写对应节点施加多点约束方程边界条件的程序，运行程序即可对RVE模型施加周期性边界条件。
代表体积元在其相对面上满足应力大小相等、方向相反，才可以充分确保应力场在相邻代表体积元间是连续而不间断的。当代表体积元产生变形后，其Y方向由RVE单元应力连续条件可知，RVE单元变形外界面的应力分量可以用下式表示：
σ+-σ-＝0 (14)
τ+-τ-＝0 (15)
其中，σ为Y方向对应面(以Y方向为法向的平面)上法向力，τ为Y方向对应面上切向力，+与-为Y方向任意两个边界相对平行面。
在具有周期性代表体积元的复合材料中，Y方向位移可以用下式表示式：
Figure BDA0002843570490000071
其中，
Figure BDA0002843570490000072
是具有周期性代表体积元在Y方向的平均应变；
Figure BDA0002843570490000073
是为了体现复合材料代表体积元周期均匀性的位移场；
Figure BDA0002843570490000074
即代表体积元在Y方向的位移修正量，该变量由复合材料内部组成结构决定，针对长纤维增强结构，此变量在该结构中具有全局周期性特点，则在复合材料结构中取其中任意的代表体积元，则该单元在边界上应有：
Figure BDA0002843570490000075
若已定义复合材料代表体积元具有周期性，则Δy应为常量，
Figure BDA0002843570490000076
是复合材料整体平均应变分量，在同一材料中，增强体均匀排布的结构中是定值，因此，
Figure BDA0002843570490000077
为常数。
若针对代表体积元对应边界位移Sa、Sb同时满足式(17)，则有：
ΔS＝Sa-Sb (18)
由最小应变能原理，若最小应变能达到最小值，则有ΔS＝0，此时，当代表体积元施加位移边界条件时仅有一个解。
连续纤维增强复合材料多个代表体积元的有纤维截面的正方形的平面结构如图7所示。
在图7中对复合材料结构TaTbTcTd、TaTeTkTg、TeTbThTk等施加位移连续边界条件，若假设该代表体积元不能满足应力连续，则对单元TaTbTcTd存在：
σag≠σbh (19)
σij为代表体积元对应边界外法向力。
而对代表体积元TaTeTkTg则存在：
σ′bh≠σek (20)
σ′ij为代表体积元对应边界右侧法向力。
综上述两式(19)和(20)，则有：
σ′bh≠σbh (21)
式(21)显然与实际情况不符合，若前文假设不成立，则代表体积元可确保满足法向应力连续条件。同理，用此方法可以证明剪切应力连续条件同时成立。综上所诉，对于具有周期性排列的代表体积元施加位移连续边界条件时，对应的应力连续边界条件自动满足。RVE满足应力连续边界条件，意味着宏观应力能够在周期性排列的代表体积元上连续传递，可以直接视作加在细观层面的代表体积元上的载荷。即可以将单层材料中的转化后的宏观层面的应力，即沿连续纤维方向(1轴)的应力(纵向载荷)与单层材料平面内垂直于连续纤维方向(2轴)的应力(横向载荷)，直接视作加载在细观层面的代表体积元的细观载荷。
步骤S2中复合材料和复合材料的细观RVE模型的失效包线(复合材料和RVE模型的失效包线是等同的)的计算需要确定复合材料失效强度，并选取合适的细观力学失效准则。本发明提出的一种确立所述代表体积元基于失效准则的失效包线的方法为控制变量法，按照如下步骤进行：
(1)将沿连续纤维方向定义为纵向(图2、3、4、5中的1轴方向)，垂直连续纤维方向定义为轴向(图2、3、4、5中的2轴方向)；保证横向载荷为零，通过加载纵向载荷，确定纵向单一失效边界；保证纵向载荷为零，通过加载横向载荷，确定横向单一失效边界；
(2)向代表体积元施加纵向单一失效边界对应的纵向临界载荷，同时施加横向载荷，找到此时(施加纵向单一失效边界对应的纵向载荷时)代表体积元的横向失效边界；向代表体积元施加横向单一失效边界对应的横向临界载荷，同时施加纵向载荷，找到此时(施加横向单一失效边界对应的横向载荷时)代表体积元的纵向失效边界；
(3)根据步骤(2)中得到的代表体积元的横向失效边界和纵向失效边界，确立代表体积元的失效包线；
上述的各个失效边界的确定方法均是根据施加载荷后各个有限元节点的应力或/和应变响应，基于选择的失效准则进行判断。
最大应力失效准则是根据各应力分量与各方向失效强度判断失效的失效准则，它将各应力分量与相应方向的材料失效强度值进行对比，从而判断失效情况。本发明中失效包线的确立可以运用最大应力失效准则。对于最大应力失效准则，各个失效边界的确定方法均是根据施加载荷后有限元节点的应力响应判断。
最大应力失效准则是根据各应力分量与各方向失效强度判断失效的失效准则，它将各应力分量与相应方向的材料失效强度值进行对比，从而判断失效情况。针对复合材料细观结构的失效问题，三维失效问题的最大应力准则如下：
Figure BDA0002843570490000091
其中，角标中的1、2、3为三维空间的三个正交方向，σ11、σ22和σ33为正向应力，τ12、τ23和τ13为切向应力，ei(i＝1,…,6)为应力分量与各自失效强度的比值，X、Y、Z分别表示材料在1、2、3方向的拉伸强度或压缩强度值，角标t表示拉伸，c表示压缩。Sab表示材料在法线为a方向的平面处沿b方向的剪切强度值。ei(i＝1,…,6)与失效之间有如下关系：
Figure BDA0002843570490000092
最大应力失效准则只是本发明确定失效包线可用的一个失效准则，根据具体的分析需要，在本发明中施加在RVE上的载荷已知的情况下，还可以根据其他失效准则确定失效包线和分析细观失效模式，根据具体选择的失效准则确定需要提取的有限元响应信息(应力或/和应变)。
本发明的有益效果：本发明可完成连续纤维增强金属基复合材料轴结构宏-细观失效模式分析，该方法基于跨尺度力学的分析方法，充分考虑结构在宏观载荷作用下发生失效的危险位置及细观结构的失效模式，解决了连续纤维增强金属基纤维增强基复合材料轴结构的结构危险位置处失效模式的分析问题，通过宏观力学与细观力学相结合的方法，最终确定了连续纤维增强金属基复合材料轴结构细观失效模式，这种建立方法可使连续纤维增强金属基复合材料轴结构失效模式判定更精细、更准确，从而为结构设计与验证提供指导，同时为材料研制和工艺改进提供正确的目标和方向。对我国新一代航空发动机新型涡轮轴设计及应用具有重要意义。
附图说明
图1：本发明纤维增强金属基复合材料轴结构跨尺度研究方法示意图。
图2：单层材料的主轴坐标系示意图。
图3：单层材料的偏轴、主轴坐标系示意图。
图4：结构危险位置处的宏观应力分析采用的坐标系和单层材料主轴坐标系示意图。
图5：本发明所用的代表体积元模型示意图。
图6：RVE的简化几何模型。
图7：纤维增强复合材料代表体积元RVE的二维周期性平面结构。
图8：本发明实施方式中连续纤维增强金属基复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法的流程示意图。
图9：本发明实施例1中复合材料轴结构示意图。
图10：本发明实施例1中代表体积元模型失效包线。
图11：本发明实施例1中45°铺层角度时不同扭转载荷下的主应力值。
附图标记：1-基体，2-纤维。
具体实施方式
下面结合流程图和实施方式对本发明做进一步的描述。
如图8所示，为基于跨尺度力学的连续纤维增强金属基复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法的流程图。首先开展连续纤维增强金属基复合材料轴结构的宏观力学性能计算；综合考虑边界约束与载荷条件，完成结构应力/应变响应计算，提取结构危险位置处应力结果，转化为沿纤维方向与垂直于纤维方向的应力。其次，建立连续纤维增强金属基复合材料细观力学代表体积元模型，结合失效准则完成失效包线的确定。最终，将宏观力学中已转化的应力作为载荷施加于细观力学代表体积元上，并结合失效包线确定连续纤维增强金属基复合材料轴结构的细观失效模式。
实施例1
本实施例为薄壁阶梯轴结构，如图9所示，轴的总长度为1166mm，最大直径为70mm，几何尺寸如图9所示。轴结构复合材料的基体金属为TC4钛合金，纤维为SiC，直径为100μm，纤维体积分数为43％，铺层方案为45°，共5层，考虑到几何模型是薄壁结构，采用壳结构进行有限元建模，应用的有限元仿真软件为Abaqus。
材料性能参数如表1所示。E为弹性模量，μ为泊松比，G为剪切模量，可用G＝E/2(1+μ)计算，σt为拉伸强度。
表1 SiC和TC4的力学性能
Figure BDA0002843570490000101
Figure BDA0002843570490000111
S1：将8000Nm的负向扭转载荷至8000Nm的正向扭转载荷(间隔1000Nm)施加于轴结构最大直径一侧，最小直径一侧全约束，通过有限元仿真软件计算结构的应力应变响应结果。通过计算发现结构危险位置位于结构的最小直径一侧处。提取该处危险位置处单层材料的偏轴方向应力、应变。根据单层材料主轴、偏轴应力转换关系，结合纤维铺层角度将偏轴应力、应变转化为主轴方向的应力和应变，即分为沿纤维方向的纵向主应力(MAX-PRINCIPAL)和垂直纤维方向的横向主应力(MIN-PRINCIPAL)。
S2：本实施例中所建立的代表体积元模型如图5所示，为棱长135μm的立方体，其中一个正方形面中心被一条圆柱形连续纤维垂直贯穿，代表体积元其他部分为基体材料。输入几何参数(RVE尺寸、纤维半径)和材料参数(纤维和基体的弹性模量、剪切模量、泊松比和失效强度)，建立代表体积元模型，并划分为多个有限元网格，采用有限元分析法，根据式(11)、式(12)和式(13)编写对应节点施加多点约束方程边界条件的程序，运行程序即可对RVE模型施加周期性边界条件。
失效包线采用控制变量法，基于施加载荷后有限元节点的应力响应和最大应力失效准则确立：
(1)保证横向载荷为零，通过加载纵向载荷，确定纵向单一失效边界；保证纵向载荷为零，通过加载横向载荷，确定横向单一失效边界；
(2)向代表体积元施加纵向单一失效边界对应的纵向临界载荷，同时施加横向载荷，找到此时代表体积元的横向失效边界；向代表体积元施加横向单一失效边界对应的横向临界载荷，同时施加纵向载荷，找到此时代表体积元的纵向失效边界；
(3)根据步骤(2)中得到的代表体积元的横向失效边界和纵向失效边界，确立代表体积元的失效包线。
本实施例代表体积元模型失效包线如图10所示。横向(单层材料和RVE的2轴方向)基体拉伸失效边界对应的横向拉伸失效载荷为695MPa，横向基体压缩失效边界对应的横向压缩失效载荷是805MPa；纵向(1轴方向)上纤维拉伸失效边界对应的纵向拉伸失效载荷为2051MPa，纵向上纤维压缩失效边界对应的纵向压缩失效载荷为2051MPa。
S3：将步骤S1中转化后的沿连续纤维方向的应力与垂直于连续纤维方向的应力与S2中已确定的失效包线做对比，若某扭矩载荷对应的结果落在包线内，则结构未发生失效，若落在包线外侧，则出现对应纤维和基体的不同的失效模式。
复合材料45°铺层方案下，复合材料的纤维方向垂直于主平面，由于在扭转载荷下复合材料的单层材料处于平面应力状态，因此在单层材料面内，将宏观应力转化为两个方向，分别用沿纤维方向的纵向主应力(MAX-PRINCIPAL)和垂直纤维方向的横向主应力(MIN-PRINCIPAL)表示，不同扭转载荷作用下的纤维纵向和横向主应力如表2所示。由表2可知，在45°铺层的复合材料轴结构局部(即所研究的结构危险位置)，沿纤维的纵向仅受最大主应力作用，垂直于纤维的横向受最小主应力作用。
表2不同扭转载荷作用下45°铺角复合材料轴结构纵向和横向主应力
Figure BDA0002843570490000121
图11为45°铺层角度时不同扭转载荷下的纵向和横向主应力值。根据图10和图11能够发现，扭转载荷为正值时，当扭转载荷的数值增加到6000Nm附近时，将会产生基体拉伸失效；扭转载荷为负值时，当扭转载荷的数值增加到-7000Nm时，将会产生基体压缩失效。

Claims (7)

1.一种复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法，其特征在于，所述复合材料为连续纤维增强复合材料，所述复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法包括以下步骤：
S1：计算所述轴结构在扭转载荷作用下的应力响应，识别结构危险位置，将所述结构危险位置处的宏观应力转化为沿连续纤维方向的应力与垂直于连续纤维方向的应力；
S2：在有限元仿真软件上，基于周期性边界条件，建立所述复合材料的细观力学代表体积元模型，输入几何参数和材料参数，并划分为有限元网格；对代表体积元模型施加横向载荷和纵向载荷，根据有限元节点的响应，确立所述代表体积元基于失效准则的失效包线；
S3：将步骤S1中转化后的沿连续纤维方向的应力与垂直于连续纤维方向的应力与步骤S2中得到的失效包线对比，进行细观失效模式的分析。
2.根据权利要求1所述的复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法，其特征在于，所述复合材料的基体为金属。
3.根据权利要求1或2所述的复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法，其特征在于，所述四边形代表性体积元模型是一个长方体，棱长为a、b、c，其中一对包含棱长a、b的平行面正中间被一条圆柱形连续纤维垂直贯穿，其他部分为基体材料，a、b的取值满足πr2/ab＝Vf，r为连续纤维横截面圆的半径，Vf为连续纤维在复合材料中的体积分数，且a、b均大于连续纤维的直径2r，c为任意值；长方体的一对平行于连续纤维的面的法线方向与结构危险位置处的轴结构截面圆径向相同。
4.根据权利要求1或2所述的复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法，其特征在于，所述步骤S1中将结构危险位置处的宏观应力转化为沿连续纤维方向的应力与垂直于连续纤维方向的应力的方法包括以下步骤：
所述轴结构分析结构危险位置处宏观应力使用坐标系的坐标轴为X、Y、Z轴，结构危险位置处的轴结构截面圆径向为Z轴方向；结构危险位置处的单层材料中沿连续纤维方向为1轴，单层材料中垂直连续纤维方向为2轴，3轴方向与Z轴方向相同；定义σa为沿a轴的正应力，τab为垂直于a轴的平面内沿b方向的切应力，采用下式将的X、Y轴方向的宏观应力转化为沿连续纤维方向1轴的应力与垂直于连续纤维方向2轴的应力：
Figure FDA0002843570480000011
其中，T为应力坐标转换矩阵，m＝cosθ，n＝sinθ，θ为从X轴逆时针转到1轴的角度。
5.根据权利要求4所述的复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法，其特征在于，所述X轴方向为复合材料轴结构的轴向，Y轴方向为结构危险位置处复合材料轴结构的截面圆切线方向。
6.根据权利要求1或2所述的复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法，其特征在于，所述步骤S2中确立所述代表体积元基于失效准则的失效包线的方法，按照如下步骤进行：
(1)将沿连续纤维方向定义为纵向，垂直连续纤维方向定义为轴向；保证横向载荷为零，通过加载纵向载荷，确定纵向单一失效边界；保证纵向载荷为零，通过加载横向载荷，确定横向单一失效边界；
(2)向代表体积元施加纵向单一失效边界对应的纵向临界载荷，同时施加横向载荷，找到此时代表体积元的横向失效边界；
向代表体积元施加横向单一失效边界对应的横向临界载荷，同时施加纵向载荷，找到此时代表体积元的纵向失效边界；
(3)根据步骤(2)中得到的代表体积元的横向失效边界和纵向失效边界，确立代表体积元的失效包线；
所述的失效边界的确定方法是根据施加载荷后有限元节点的应力或/和应变响应，基于选择的失效准则进行判断。
7.根据权利要求6所述的复合材料轴结构宏-细观失效模式分析方法，其特征在于，所述失效边界的确定方法是根据施加载荷后有限元节点的应力响应，基于最大应力失效准则进行判断。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113378293A (zh) * 2021-05-19 2021-09-10 中航西安飞机工业集团股份有限公司 一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法
CN113962096A (zh) * 2021-10-26 2022-01-21 合肥工业大学 一种导弹发射筒三向应力确定方法及系统
CN116796577A (zh) * 2023-08-25 2023-09-22 中国人民解放军火箭军工程大学 一种表征复合材料纤维-基体界面破坏的逆向多尺度方法

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109101692A (zh) * 2018-07-16 2018-12-28 威海光威复合材料股份有限公司 基于最大应力准则的复合材料层合板极限载荷计算方法
CN111209704A (zh) * 2020-01-07 2020-05-29 吉林大学 基于偏轴拉伸的碳纤维复合材料动态剪切强度测试方法

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109101692A (zh) * 2018-07-16 2018-12-28 威海光威复合材料股份有限公司 基于最大应力准则的复合材料层合板极限载荷计算方法
CN111209704A (zh) * 2020-01-07 2020-05-29 吉林大学 基于偏轴拉伸的碳纤维复合材料动态剪切强度测试方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
沙云东 等: "界面层对TiC/TC4复合材料力学性能的影响", 兵器材料科学与工程, vol. 42, no. 2, pages 101 - 102 *
骆丽 等: "复合材料涡轮轴低循环疲劳寿命预估方法研究", 机械设计与制造, pages 188 - 189 *
骆丽 等: "纤维增强涡轮轴结构失效模式分析方法及试验验证", 航空动力学报, vol. 35, no. 7, pages 1425 - 1435 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113378293A (zh) * 2021-05-19 2021-09-10 中航西安飞机工业集团股份有限公司 一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法
CN113378293B (zh) * 2021-05-19 2023-12-22 中航西安飞机工业集团股份有限公司 一种飞机机翼翼盒载荷设计严重情况的确定方法
CN113962096A (zh) * 2021-10-26 2022-01-21 合肥工业大学 一种导弹发射筒三向应力确定方法及系统
CN113962096B (zh) * 2021-10-26 2022-11-29 合肥工业大学 一种导弹发射筒三向应力确定方法及系统
CN116796577A (zh) * 2023-08-25 2023-09-22 中国人民解放军火箭军工程大学 一种表征复合材料纤维-基体界面破坏的逆向多尺度方法

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