耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法与流程

本发明涉及耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法，属于结构设计领域。
背景技术：
：复合材料结构由于其轻质、相对低的费用和制造技术的发展，越来越广泛应用于飞行器结构件。飞行器结构件受载环境复杂，重量要求苛刻，因此需要进行验证以保证设计可靠度。传统的验证方法包括实物验证和仿真验证两种，实物验证周期长，成本高，传统仿真验证准确度低，不能真实反映结构设计水平。技术实现要素：本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法，实现了复合材料结构件多层级多修正的虚拟试验验证方法，降低了验证周期和成本，提高了验证准确度。本发明的技术解决方案是：耐高温复合材料结构多失效模式损伤机理验证方法，包括以下步骤：(1)建立耐高温复合材料在各失效模式下的破坏机理模型；(2)根据破坏机理模型建立耐高温复合材料元件损伤分析方法，根据该分析方法对不同载荷工况下元件损伤响应进行分析；(3)选取典型耐高温复合材料元件进行实物试验，得到步骤(2)所述各种载荷工况下对应的元件损伤响应数据；(4)利用步骤(3)得到的元件损伤响应数据对步骤(2)的元件损伤分析方法进行修正；(5)根据修正后的元件损伤分析方法获得元件损伤响应规律，基于元件损伤响应规律和元件间连接关系，利用有限元方法对不同载荷工况下构件损伤响应进行分析；(6)选取典型耐高温复合材料构件进行实物试验，得到步骤(5)所述各种载荷工况下对应的构件损伤响应数据；(7)利用步骤(6)得到的构件损伤响应数据对步骤(5)元件间连接关系进行修正，得到修正后的元件间连接关系；(8)根据步骤(7)得到的修正后元件间连接关系和步骤(5)得到的元件损伤响应规律，利用有限元分析方法对不同载荷工况下组件、部段以及飞行器损伤响应进行分析，完成耐高温复合材料结构多层级多修正的虚拟试验验证。所述步骤(2)中根据破坏机理模型建立耐高温复合材料元件损伤分析方法的步骤如下：(2.1)建立耐高温复合材料在各失效模式下的破坏准则：(a)纤维拉伸损伤，疲劳准则为：其中σxx≥0；(b)纤维压缩损伤，疲劳准则为：其中σxx<0；(c)基纤剪切，疲劳准则为：其中σxx<0；(d)基体开裂，疲劳准则为：其中σyy≥0；(e)基体挤压，疲劳准则为：其中σyy<0；(f)层间拉伸损伤，疲劳准则为：其中σzz≥0；(g)层间压缩损伤，疲劳准则为：其中σzz<0；式中，σij为各单元的应力分量，i、j分别取x、y、z其中一项，x、y、z与材料各主方向相互对应；XT(n,σ,k)、YT(n,σ,k)和ZT(n,σ,k)分别为拉-拉疲劳载荷下，加载到一定周期时，复合材料单层板的纵向强度、横向强度和法向强度；XC(n,σ,k)、YC(n,σ,k)和ZC(n,σ,k)分别为压-压疲劳载荷下，加载到一定周期时，复合材料单层板的纵向强度、横向强度和法向强度；Sxy(n,σ,k)、Sxz(n,σ,k)和Syz(n,σ,k)分别为剪切疲劳载荷下，复合材料单层板的剪切强度，其中n为疲劳载荷循环次数，σ为应力，k为应力比；对于结构中的任意单元体，如果其应力分量满足上述方程中的某一个，那么在该单元体处，就有相应模式的损伤发生；(2.2)利用步骤(3.1)建立的破坏准则，建立如下耐高温复合材料元件强度和刚度降阶模型：式中：σU为复合材料单层板初始强度；E(0)为复合材料单层板初始刚度；S(n,σ,k)为复合材料单层板疲劳剩余强度；E(n,σ,k)为复合材料单层板疲劳剩余刚度；Nf为复合材料单层板在应力σ及应力比k下的疲劳寿命；(2.3)基于强度和刚度降阶模型，对不同载荷工况下元件损伤响应进行分析。所述步骤(4)的实现方法为：(3.1)对强度和刚度降阶模型进行灵敏度分析，得到待拟合参数，进而得到以下待修正的强度和刚度降阶模型：其中c1、c2、c3、c4为待拟合参数；(3.2)计算每种工况下，实物试验得到的元件损伤响应数据与元件损伤分析方法得到的分析结果的拟合度；(3.3)所有工况下的拟合度取平均值，根据该平均值计算待拟合参数的具体数值，完成元件级损伤分析模型修正。所述步骤(7)的实现方法为：(4.1)计算每种工况下，实物试验得到的构件损伤响应数据与有限元分析结果的差值；(4.2)根据构件损伤响应数据与有限元分析结果的差值，通过灵敏度分析确定元件间连接参数的调整量，同时保证元件间连接参数在取值范围内，从而完成元件间连接关系的修正。与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：本发明建立元件级、构件级、组件及以上的损伤分析方法，并在每一层级选取典型产品进行实物数据，利用实物数据对损伤分析方法进行修正，实现了复合材料结构件多层级多修正的虚拟试验验证方法，降低了验证周期和成本，提高了验证准确度。附图说明图1为本发明方法流程图；图2为[0]16织物单向板强度退化曲线；图3为[0]16织物单向板刚度退化曲线；图4为开孔壁板剪切疲劳试验损伤分析有限元模型。具体实施方式本发明采用多层级的积木式的分析和修正方法，可以最大程度降低复合材料结构验证周期和成本，提高验证准确度。如图1所示，本发明具体步骤如下：(1)建立耐高温复合材料在各失效模式下的破坏机理模型。(2)根据破坏机理模型建立耐高温复合材料元件损伤分析方法，根据该分析方法对不同载荷工况下元件损伤响应进行分析。根据破坏机理模型建立耐高温复合材料元件损伤分析方法的步骤如下：(2.1)建立耐高温复合材料在各失效模式下的破坏准则：(a)纤维拉伸损伤，疲劳准则为：其中σxx≥0；(b)纤维压缩损伤，疲劳准则为：其中σxx<0；(c)基纤剪切，疲劳准则为：其中σxx<0；(d)基体开裂，疲劳准则为：其中σyy≥0；(e)基体挤压，疲劳准则为：其中σyy<0；(f)层间拉伸损伤，疲劳准则为：其中σzz≥0；(g)层间压缩损伤，疲劳准则为：其中σzz<0；式中，σij为各单元的应力分量，i、j分别取x、y、z其中一项，x、y、z与材料各主方向相互对应；XT(n,σ,k)、YT(n,σ,k)和ZT(n,σ,k)分别为拉-拉疲劳载荷下，加载到一定周期时，复合材料单层板的纵向强度、横向强度和法向强度；XC(n,σ,k)、YC(n,σ,k)和ZC(n,σ,k)分别为压-压疲劳载荷下，加载到一定周期时，复合材料单层板的纵向强度、横向强度和法向强度；Sxy(n,σ,k)、Sxz(n,σ,k)和Syz(n,σ,k)分别为剪切疲劳载荷下，复合材料单层板的剪切强度，其中n为疲劳载荷循环次数，σ为应力，k为应力比。对于结构中的任意单元体，如果其应力分量满足上述方程中的某一个，那么在该单元体处，就有相应模式的损伤发生。(2.2)利用破坏准则，建立如下耐高温复合材料元件强度和刚度降阶模型：式中：σU——复合材料单层板初始强度；E(0)——复合材料单层板初始刚度；S(n,σ,k)——复合材料单层板疲劳剩余强度；E(n,σ,k)——复合材料单层板疲劳剩余刚度；Nf——复合材料单层板在应力σ及应力比k下的疲劳寿命。(2.3)基于强度和刚度降阶模型，对不同载荷工况下元件损伤响应(疲劳寿命)进行分析。(3)选取典型耐高温复合材料元件进行实物试验，得到不同载荷工况下对应的元件损伤响应数据。(4)利用步骤(3)得到的元件损伤响应数据对步骤(2)的元件损伤分析方法进行修正。具体方法如下：(4.1)对强度和刚度降阶模型进行灵敏度分析，得到待拟合参数，进而得到以下待修正的强度和刚度降阶模型：其中c1、c2、c3、c4为待拟合参数；(4.2)计算每种工况下，实物试验得到的元件损伤响应数据与元件损伤分析方法得到的分析结果的拟合度；(4.3)所有工况下的拟合度取平均值，根据该平均值应用数值统计分析算法(如L-M算法)，计算待拟合参数的具体数值，完成元件级损伤分析模型修正。(5)根据修正后的元件损伤分析方法获得元件损伤响应规律，基于元件损伤响应规律和元件间理想连接关系，利用有限元方法对不同载荷工况下构件损伤响应进行分析。(6)选取典型耐高温复合材料构件进行实物试验，得到步骤(5)所述各种载荷工况下对应的构件损伤响应数据。(7)利用步骤(6)得到的构件损伤响应数据对步骤(5)元件间理想连接关系进行修正，得到修正后的元件间连接关系。具体方法如下：(7.1)计算每种工况下，实物试验得到的构件损伤响应数据与有限元分析结果的差值；(7.2)根据构件损伤响应数据与有限元分析结果的差值，通过灵敏度分析确定元件间连接参数的调整量，具体公式如下：其中，为损伤分析结果F(r)对元件间连接参数r的灵敏度，ΔF(r)为试验结果与分析结果的差值，Δr表示元件间连接参数的调整量。通过求上式在各工况下的最小二乘解，确定元件间连接参数的调整量，同时保证元件间连接参数在取值范围内，从而完成元件间连接关系的修正。(8)根据步骤(7)得到的修正后元件间连接关系和步骤(5)得到的元件损伤响应规律，利用有限元分析方法对不同载荷工况下组件、部段以及飞行器损伤响应进行分析，完成耐高温复合材料结构多层级多修正的虚拟试验验证。实施例：以[0]16织物单向板在拉-拉疲劳载荷下的寿命试验为例，简要说明本发明的实施过程。选择85％的载荷作为[0]16织物单向板强度和刚度退化试验的疲劳载荷固定值。采用本发明给出的元件损伤分析方法对元件损伤响应进行分析，得到[0]16织物单向板强度退化曲线如图2所示，不同循环次数下剩余刚度的变化趋势如图3所示。其中图2中纵坐标为[0]16织物单向板在指定循环次数下的剩余拉伸强度与静载拉伸强度的比值XT(n,σ,R)/XT，横坐标为加载次数与疲劳寿命的比值(n/N)。图3中纵坐标为[0]16织物单向板在指定循环次数下的剩余拉伸刚度与静载拉伸刚度的比值E11(n,σ,R)/E11，横坐标为加载次数与疲劳寿命的比值(n/N)。选取试验件进行实物试验，表1给出了不同循环加载次数下试验件的剩余强度和剩余刚度的基本数据。表1指定循环次数下[0]16织物单向板剩余刚度和剩余强度由于Z0-22和Z0-23在额定疲劳次数的疲劳试验时发生断裂，因此在剩余刚度和剩余强度退化公式时剔除两个失效的试验，剩余刚度和强度同初始值的比值如表2所示。表2[0]16织物单向板剩余刚度和剩余强度与初始刚度强度比值编号次数比n/NXT(n,σ,R)/XTE11(n,σ,R)/E11Z0-170.023241.055370.95697Z0-180.023241.087711.19421Z0-190.232360.967741.00583Z0-200.232361.086741.01528Z0-210.774551.086810.90822Z0-240.929450.925580.90235根据图2和实物试验得到的元件损伤响应数据，计算实物试验得到的元件损伤响应数据与元件损伤分析方法得到的分析结果的拟合度，采用L-M算法，得到待拟合参数c4＝8.592，所得到的剩余强度退化公式为：根据图3和实物试验得到的元件损伤响应数据，计算实物试验得到的元件损伤响应数据与元件损伤分析方法得到的分析结果的拟合度，从而得到回归系数。因为考虑到刚度出现退化的试件只有3个，不能自由度不能完全满足，故对参数进行调整。c1参数采用参考值c1＝1.230进行计算。采用L-M算法，最终得到待拟合参数c1＝1.230,c2＝4.261,c3＝0.220，即[0]16织物单向板剩余刚度E11(n,σ,R)的退化公式：将元件剩余强度和剩余刚度退化公式作为输入条件，预置连接理想参数(加强筋与壁板连接刚度理想值为1.0E10)，采用有限元分析方法，对构件(以开孔壁板为例)进行有限元分析，建立的有限元模型如图4所示。开孔壁板在剪切疲劳载荷下的实物试验结果和有限元分析结果如表3所示，其中破坏载荷为实物试验结果，以破坏载荷试验结果与分析结果的比对为例进行连接参数修正。表3开孔剪切壁板破坏试验数据采用本发明方法对连接参数进行修正，加强筋与壁板连接刚度修正值为0.97E10。以修正的元件强度刚度降阶模型和连接参数修正值为输入条件，应用有限元方法进行复合材料机翼结构损伤分析，对机翼结构在相应疲劳载荷工况下的剩余强度进行预估，得到考虑多失效模式影响下机翼结构的最大承载数值。本发明方法，实现了复合材料结构件多层级多修正的虚拟试验验证方法，降低了验证周期和成本，提高了验证准确度。同时还可以进一步开发实时显示对比系统，从而能够清楚地看出分析结果与试验结果的实时显示比对以及分析修正。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。当前第1页1 2 3