CN119720552B - 一种可预测飞机mre夹层结构剪切特性的方法 - Google Patents
一种可预测飞机mre夹层结构剪切特性的方法Info
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Abstract
本发明公开了一种可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法，包括下述步骤：步骤1)构建飞机简化构件MRE夹层板模型，明晰简化几何结构；步骤2)利用MRE夹层板模型构建基于ECC微结构的MRE机理模型，从而获得存储模量G′xy(f)和损耗模量G″xy(f)；步骤3)基于存储模量和损耗模量计算飞机MRE夹层结构剪切特性指标模态损耗因子。本发明开发了基于ECC微结构的MRE动态剪切模型，能够准确预测夹层结构剪切特性指标损耗因子。
Description
技术领域
本发明涉及飞机结构设计技术领域，特别涉及一种可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法。
背景技术
随着新型复合材料和夹层结构在飞机结构设计中的应用越来越普遍。磁流变弹性体(MRE)夹层结构因其结构简单、质量轻、机械性能如强度、刚度较高而被广泛应用与飞机结构设计和制造等多种振动和噪声控制等工程实践中。专利CN115798647A涉及到一种基于ECC晶格结构的MRE微观建模方法，虽然提出了一种新的MRE建模方法，但该模型没有针对夹层结构开展进一步的剪切特性的机理研究。又如2022年Liu J等在《InternationalJournal of Mechanical Sciences》上发表的题为《Failure characteristics of theactive-passive damping in the functionally graded piezoelectric layers-magnetorheological elastomer sandwich structure》的论文虽然创新性地提出了一种夹层梁新型可压缩阻尼失效特性方法，但该方法仍然不具有快速预测夹层结构剪切特性变化的功能。
发明内容
本发明的目的在于提供一种可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法。本发明开发了基于ECC微结构的MRE动态剪切模型，能够准确预测夹层结构剪切特性指标损耗因子。
技术方案。一种可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法，包括下述步骤：
步骤1)构建飞机简化构件MRE夹层板模型，明晰简化几何结构；
步骤2)利用MRE夹层板模型构建基于ECC微结构的MRE机理模型，从而获得存储模量G′xy(f)和损耗模量G″xy(f)；
步骤3)基于存储模量和损耗模量计算飞机MRE夹层结构剪切特性指标模态损耗因子。
前述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法中，步骤1)中，MRE夹层板模型利用三维建模软件CATIA构建。
前述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法中，步骤2)中，存储模量Gx′y(f)为：
式中，为静态剪切模量；P为常数，补偿由复杂粒子结构引起的复杂多极相互作用对材料动力学的影响；c为网络单位体积内的磁粉数量；f为动态负载的频率；kB为波尔兹曼常数；为平均绝对温度；λx(θ,β)、λy(θ,β)、λz(θ,β)为特征值谱函数；τ0为与各向同性粒子相关的最小弛豫时间；θ为相移矢量；β为各向异性参数；积分部分为对边长为π的立方体的体积Ω进行三重积分。
前述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法中，步骤2)中，损耗模量G″xy(f)为：
式中，为初始损耗模量。
前述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法中，步骤2)中，存储模量G′xy(f)和损耗模量G″xy(f)的构建过程如下：
步骤21)在法向坐标模式下，各向同性基于ECC微结构的粒子网络MRE材料的剪切模量与时间相关，表达式为：
步骤22)引入傅里叶变换，将模量随时间变化转换为随频率变化，转化公式为：
其中，为动态复模量，与频率相关，ω为角频率；e为自然对数函数的底数。
步骤23)从动态复模量的实部和虚部获得用频率表示的存储模量和损耗模量，表达式如下：
其中：G′xy(ω)为存储模量，G″xy(ω)为损耗模量；
步骤24)基于ECC微结构的MRE机理模型获得存储模量G′xy(f)和损耗模量G″xy(f)。
前述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法中，ω＝2πf，f为动态负载的频率。
前述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法中，φ代表MRE中CIP体积分数，v为单位晶格体积大小。
前述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法中，步骤3)中，飞机MRE夹层结构剪切特性指标模态损耗因子η按下式计算：
有益效果：
1)本发明提出的预测模型可代替通过拉格朗日能量法构建夹层结构动力学模型等一系列较为繁琐且复杂的理论推导过程，能更为快速精准预测飞机MRE夹层结构的剪切特性。
2)本发明提出了一种可预测飞机MRE夹层结构的微观模型，具有从材料微观本构模型到典型夹层结构宏观剪切性能的映射作用。
3)本发明扩展了基于ECC(边心立方晶格)微结构MRE机理模型的适用范围，为复合材料本构模型应用拓宽道路。
4)本发明提出的微观模型求解的损耗因子与实验真值求解结果相比误差范围为0.01％～2％明显低于拉格朗日能量法构建夹层结构动力学模型求得的损耗因子误差范围0.9％～4.23％。
附图说明
图1为基于ECC微结构的本构模型预测飞机MRE夹层结构剪切特性流程图；
图2为飞机简化构件MRE夹层板示意图。
图3为各向同性ECC微结构几何模型示意图。
具体实施方式
实施例1。一种可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法，参见图1-图3，包括：
1)使用三维建模软件CATIA构建飞机简化构件MRE夹层板(图2)，明晰简化几何结构。
2)在法向坐标模式下，各向同性基于ECC微结构(图3)的粒子网络MRE材料的剪切模量与时间相关，表达式为：
其中，φ代表MRE中CIP体积分数，v为单位晶格体积大小，积分部分可理解为对边长为π的立方体的体积Ω进行三重积分。
2.1)为简化公式，引入傅里叶变换，实现了将模量随时间变化转换为随频率变化，转化公式为：
其中，为动态复模量，与频率相关，ω为角频率，e为自然对数函数的底数。
ω＝2πf
其中，f为动态负载的频率。
2.2)从动态复模量的实部和虚部可获得用频率表示的存储模量和损耗模量，表达式如下：
其中：G′xy(ω)为存储模量，G″xy(ω)为损耗模量。
2.3)基于ECC微结构的MRE机理模型获得的存储模量G′xy(f)和损耗模量G″xy(f)的表达式为：
式中，P为常数，可补偿由复杂粒子结构引起的复杂多极相互作用对材料动力学的影响，c为网络单位体积内的磁粉数量，f为动态负载的频率，为平均绝对温度，kB为波尔兹曼常数，为静态剪切模量，为初始损耗模量，τ0为与各向同性粒子相关的最小弛豫时间。λx(θ,β)、λy(θ,β)、λz(θ,β)为特征值谱函数；θ为相移矢量，取值范围为[0,π]；β为各向异性参数，对于各向同性情况β＝1。
3)飞机MRE夹层结构剪切特性指标模态损耗因子为：
Claims (5)
1.一种可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法，其特征在于，包括下述步骤：
步骤1）构建飞机简化构件MRE夹层板模型，明晰简化几何结构；
步骤2）利用MRE夹层板模型构建基于ECC微结构的MRE机理模型，从而获得存储模量和损耗模量；
步骤3）基于存储模量和损耗模量计算飞机MRE夹层结构剪切特性指标模态损耗因子；
步骤2）中，存储模量为：
；
式中，为静态剪切模量；为常数，补偿由复杂粒子结构引起的复杂多极相互作用对材料动力学的影响；为网络单位体积内的磁粉数量；为动态负载的频率；为波尔兹曼常数；为平均绝对温度；、、为特征值谱函数；为与各向同性粒子相关的最小弛豫时间；为相移矢量；为各向异性参数；积分部分为对边长为的立方体的体积进行三重积分；
步骤2）中，损耗模量为：
；
式中，为初始损耗模量；
步骤2）中，存储模量和损耗模量的构建过程如下：
步骤21）在法向坐标模式下，各向同性基于ECC微结构的粒子网络MRE材料的剪切模量与时间相关，表达式为：
；
步骤22）引入傅里叶变换，将模量随时间变化转换为随频率变化，转化公式为：
；
其中，为动态复模量，与频率相关，为角频率；为自然对数函数的底数；
步骤23）从动态复模量的实部和虚部获得用频率表示的存储模量和损耗模量，表达式如下：
；
其中：为存储模量，为损耗模量；
步骤24）基于ECC微结构的MRE机理模型获得存储模量和损耗模量。
2.根据权利要求1所述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法，其特征在于，步骤1）中，MRE夹层板模型利用三维建模软件CATIA构建。
3.根据权利要求1所述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法，其特征在于，，为动态负载的频率。
4.根据权利要求1所述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法，其特征在于，，代表MRE中CIP体积分数，为单位晶格体积大小。
5.根据权利要求1所述的可预测飞机MRE夹层结构剪切特性的方法，其特征在于，步骤3）中，飞机MRE夹层结构剪切特性指标模态损耗因子η按下式计算：
。
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| CN119720552A CN119720552A (zh) | 2025-03-28 |
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