第八章复合结构耐久性损伤容限设计4-3剖析.doc

课 题 第八章 复合材料结构耐久性损伤容限设计（三） 目的与要求 提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素 损伤容限分析和疲劳特性概述 了解耐久性/损伤容限设计实例 复合材料制件的疲劳特性分析方法 重 点 损伤容限分析和疲劳特性概述 复合材料制件的疲劳特性分析方法 难 点 复合材料制件的疲劳特性分析方法 教 具 复 习 提 问 耐久性/损伤容限设计的特点是什么？ 复合材料制件的疲劳特性分析方法有哪些？ 新知识点考查 损伤容限分析和疲劳特性 布置作业 课堂布置 课后回忆 损伤容限分析和疲劳特性？ 复合材料制件的疲劳特性分析方法有哪些？ 备注 教员   提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法 损伤的极限 通常损伤程度 碳纤维复合材料存在缺陷/损伤时，因其强度下降时可能高达60%左右，因此按照损伤容限设计的结构厂采取较低的许用值进行控制，一般情况不超过4000μξ。 零部件强度的下降必定导致系统性能的下降，设计过程中使用的降低了的许用值，必定不能充分发挥材料的最大性能，不但影响了设计的效率，而且给工艺制造过程和质量控制造成过大的裕度和能源浪费。 当前的设计目标 为了充分发挥复合材料的潜在优势，近年来国内外提高了损伤容限，也提高设计许用值。 从最初设计阶段、工艺制造过程和质量控制方面综合考察，要求设计许用值达到6000μξ。 根据国外的相关报道，经过数年的科研工作，在飞机设计方面采用的复合材料构件已经达到上述要求。 机翼结构设计的拉、压设计许用应变值提高到6000μξ； 剪切应变值提高10000μξ。 设计思想 提高结构的抗损伤能力 抑制损伤的形式； 减少损伤范围，如减少冲击的区域； 抑制或阻止损伤进一步发生。 提高结构包容损伤的能力 提高复合材料结构受损后的剩余强度和疲劳强度/疲劳寿命； 采用更先进的复合材料成形技术，增加制件自身的性能； 使用强度更高的体积材料和增强材料，保证“原材料”的性能； 采用合理的浸润工艺，提高界面相的性能。 提高结构耐久性/损伤容限的特殊设计技术  软化带设计技术 受拉壁板 机械连接区 软蒙皮设计技术 设计的基本思想 软蒙皮 铺设角的铺放比例 固化方式 筋条和蒙皮的铺放实例 夹胶膜技术 设计的基本思想 中间层 波音777尾翼的设计实例 三维增强（Z向增强）技术 目的 主要是为了抑制冲击等引起的分层损伤的扩展，用以提高符合材料结构的冲击阻抗。 工艺分类 厚度方向增强的纺织复合材料 三维编制Z向增强 Z向缝纫 RFI 树脂膜渗透成形技术 RTM 也称为树脂传递模塑成形技术 Z向销连接技术 连接作用 厚度方向的增强，提高厚度方向弱的层间剪切力； 为层压板或蜂窝结构提高Z向的连接件预制件； 整体件的局部增强。 采用特殊设计技术需求注意问题 损伤情况复杂  复合材料损伤性是众多，形成和扩散机理不同，针对不同的损伤设计不同的方案，提高损伤容限； 上述方法仅仅着眼于改善冲击损伤容限，不可用于其它损伤/缺陷的使用，否则引起相反的效果； 对于主要承受拉伸载荷或拉-剪载荷的结构，构件中的孔或其它穿透性的缺陷或损伤值得认真设计。 综合使用各种工艺方法 单一方法的局限性 两种方法的综合运用 多种方法运用的优点和缺点 事例 加强关键重要件 分析系统中的关键重要件 设计加强方法 实验验证 强度 刚度 耐久性 损伤容限 质量成本 制造工艺要求 在零件实施 损伤容限分析和疲劳特性概述 损伤容限分析方法概述 含孔（裂纹）等穿透损伤时层压板的拉伸剩余强度 孔边效应/应变进行分析 利用判据，计算剩余强度 损伤影响（Damage Influence，简称DI）失效判据  损伤区域纤维断裂（Fiber breaking in Damage zone，简称FD）失效判据 含冲击损伤时的压缩剩余强度 计算出冲击损伤区域的大小 利用弯曲应变能密度分层判据分析 基体强度 层间强度 假设条件和控制方法 剪切应变能判据分析 查阅设计手册 利用FD和DI判据估算含冲击损伤层压板的压缩剩余强度 估算剩余强度的判据 损伤影响（DI）失效判据 该判据可以表示为：当缺口（或损伤）附近特征点处的加权法向应力达到层压板的破坏强度时，含损伤层压板出现破坏，其数学表达式为： 其中Di满足下式的X值： ：层压板的无损强度； ：损伤附近区域的法向应力分布； W ：试样宽度； ：与损伤形式（孔，裂纹，分层、冲击损伤等）、载荷形式及性能有关的常数。 对圆孔拉伸： Aij ：为层压板的面内刚度系数；  V ： 层压板的波松比； ：为层压板的孔边应力集中系数。 损伤区纤维断裂（FD）失效判据 剩余强度的估算 含孔复合材料