一种热塑性复合材料层压结构的失效分析方法与流程

1.本技术涉及但不限于热塑性复合材料结构损伤容限设计技术领域，尤指一种热塑性复合材料层压结构的失效分析方法。


背景技术：

2.与热固性复合材料相比，热塑性复合材料具有更高的抗冲击性能和断裂韧性。
3.现有的复合材料损伤理论研究主要集中于热固性复合材料。热固性复合材料在损伤失效过程中不会出现塑性变形，损伤失效准则也与塑性影响因素无关。目前，纤维增强热塑性复合材料的破坏机理尚不明确、本构关系和损伤模型也不完善。因此，现有针对热固性复合材料的复合材料损伤理论难以有效预测热塑性复合材料层压结构渐进失效的情况。


技术实现要素：

4.本发明的目的：为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种热塑性复合材料层压结构失效分析方法，以解决由于现有复合材料损伤理论主要为针对热固性复合材料的研究，从而导致难以有效预测热塑性复合材料层压结构渐进失效情况的问题。
5.本发明的技术方案：本发明实施例提供一种热塑性复合材料层压结构失效分析方法，所述热塑性复合材料的平面应力包括弹性应力和剪切塑性应力；所述失效分析方法包括：
6.步骤1，建立热塑性复合材料的面内弹性损伤模型，得到面内弹性损伤的应力应变水平；
7.步骤2，建立热塑性复合材料的面内剪切弹塑性模型，得到面内剪切弹塑性的应力应变水平；
8.步骤3，根据步骤1和步骤2得到的应力应变水平，确定出热塑性复合材料层压结构的面内初始损伤以及面内发生初始损伤后的刚性退化形式；
9.步骤4，确定热塑性复合材料层压结构的层间初始损伤以及层间发生初始损伤后的刚性退化形式。
10.可选地，如上所述的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中，所述步骤1包括：
11.在平面应力状态条件下，热塑性复合材料性能退化的弹性应力-应变关系的模型为：
[0012][0013]
其中，d1为纤维1向损伤变量，d2为纤维2向损伤变量，d
12
为剪切损伤变量；e1为层压
板1向的弹性模量，e2为层压板2向的弹性模量；ε1为1向应变，ε2为2向应变，ε
12el
为剪切应变；σ1为1向应力，σ2为2向应力，σ
12
为剪切应力；且所述1向损伤变量和2向损伤变量为：
[0014][0015]
其中，d
+
为拉伸过程产生的损伤变量，d-为压缩过程中产生的损伤变量。
[0016]
可选地，如上所述的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中，所述热塑性复合材料的总应变等于弹性应变加上塑性应变；所述步骤2包括：
[0017]
根据各向同性硬化定律的经典塑性模型，并基于仅在剪切应变中具有塑性应变的设定，得到热塑性复合材料的面内剪切弹塑性模型为：
[0018]
r(ε
12pl
)＝c(ε
12pl
)
p
；
[0019]
其中，r(ε
12pl
)为一个关于塑性累计应变ε
12pl
的各向同性硬化函数，c和p为通过试验的剪切应力-应变曲线拟合获得。
[0020]
可选地，如上所述的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中，所述步骤3包括：
[0021]
步骤31，根据步骤1和步骤2得到的应力应变水平，确定热塑性复合材料层压结构的面内初始损伤判据；
[0022]
步骤32，根据所述面内初始损伤判据确定所述热塑性复合材料层压结构的面内发生初始损伤后，确定面内损伤刚度退化形式。
[0023]
可选地，如上所述的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中，所述步骤31中所确定出的初始损伤判据，包括：
[0024]
从径向纤维拉伸失效、径向纤维压缩失效、纬向纤维拉伸失效、纬向纤维压缩失效，以及基体面内剪切失效的失效模式，分别确定每种失效模式下的初始损伤判据。
[0025]
可选地，如上所述的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中，所述步骤31中各失效模式下的初始损伤判据，包括：
[0026]
失效判据1，径向纤维拉伸模式下用于失效判据的径向拉伸失效因子为：
[0027][0028]
失效判据2，径向纤维压缩模式下用于失效判据的径向压缩失效因子为：
[0029][0030]
失效判据3，纬向纤维拉伸模式下用于失效判据的纬向拉伸失效因子为：
[0031][0032]
失效判据4，纬向纤维压缩模式下用于失效判据的纬向压缩失效因子为：
[0033]
[0034]
失效判据5，基体面内剪切模式下用于失效判据的剪切失效因子为：
[0035][0036]
其中，各失效因子等于1时，发生初始失效；
[0037]
x
t
为纤维径向的拉伸强度，xc为纤维径向的压缩强度；y
t
为纤维纬向的拉伸强度，yc为纤维纬向的压缩强度；s
12
为面内的剪切强度。
[0038]
可选地，如上所述的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中，所述步骤32中所确定出的热塑性复合材料层压结构的面内刚度退化形式包括：
[0039]
热塑性复合材料的面内拉伸刚度退化为基于材料的断裂韧性的线性退化形式；
[0040]
热塑性复合材料的面内压缩刚度退化为基于材料的断裂韧性的线性退化形式；
[0041]
热塑性复合材料的面内剪切失效刚度退化为基于试验数据拟合的衰减方式。
[0042]
可选地，如上所述的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中，所述热塑性复合材料层压结构中，各层之间具有胶层，所述步骤4包括：
[0043]
步骤41，确定热塑性复合材料层压结构的层间初始损伤判据；
[0044]
步骤42，根据所述层间初始损伤判据确定所述热塑性复合材料层压结构的胶层发生初始损伤后，确定层间损伤刚度退化形式。
[0045]
可选地，如上所述的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中，所述步骤41中的层间初始损伤判据包括：
[0046]
用于判定胶层是否开始出现胶层单元失效的损伤起始准则为：
[0047][0048]
其中，tn为胶层有限元单元能够承受的法向应力，ts、t
t
为胶层有限元单元能够承受的剪切应力；t
n0
、t
s0
、t
t0
分别为各正交方向界面的强度。
[0049]
可选地，如上所述的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中，所述步骤42中的层间损伤刚度退化形式
[0050]
判定胶层单元是否彻底失效破坏的损伤扩展准则为：
[0051][0052]
其中，g
t
＝gn+gs+g
t
；gs＝gs+g
t
。
[0053]gn
、gs、g
t
分别为法向应力、第一剪切应力、第二剪切应力上做功的能量；分别为法向临界能量释放率和剪切临界能量释放率，gc为破坏时的总能量。
[0054]
本发明的有益效果：本发明实施例提供的热塑性复合材料层压结构失效分析方法，具体为一种全新的复合材料热塑性渐进失效分析方法，该失效分析方法通过分别建立热塑性复合材料的面内弹性损伤模型和面内剪切弹塑性模型，得到面内弹性损伤的应力应变水平和面内剪切弹塑性的应力应变水平，随后，根据上述应力应变水平，不仅可以确定出热塑性复合材料层压结构的面内初始损伤以及面内发生初始损伤后的刚性退化形式，还可
以确定热塑性复合材料层压结构的层间初始损伤以及层间发生初始损伤后的刚性退化形式。本发明实施例的技术方案，有效预测复合材料在准静态和冲击载荷下的渐进失效过程，为飞机热塑性复合材料结构的设计、分析及验证提供了依据。
附图说明
[0055]
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
[0056]
图1为本发明实施例提供的一种热塑性复合材料层压结构的失效分析方法的流程图；
[0057]
图2为现有技术中提供的一种典型剪切硬化曲线的示意图；
[0058]
图3为本发明实施例提供的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中复合材料剪切应力-应变曲线的示意图；
[0059]
图4为本发明实施例中面内拉伸刚度退化的本构关系的示意图；
[0060]
图5为本发明实施例中面内剪切损伤变量退化的示意图；
[0061]
图6为本发明实施例中胶层本构模型的示意图；
[0062]
图7为as4d/peek开孔层压板有限元计算模型的示意图；
[0063]
图8为as4d/peek开孔层压板压缩载荷下仿真试验结果对比的示意图；
[0064]
图9为热塑性复合材料冲击分析结果
‑‑
总体应力分布的示意图；
[0065]
图10为热塑性复合材料冲击分析结果
‑‑
cohesive单元失效情况的示意图。
具体实施方式
[0066]
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是，在不冲突的情况下，本技术中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
[0067]
上述背景技术中已经说明，现有复合材料损伤理论研究主要集中于热固性复合材料，然而，由于热固性复合材料在损伤失效过程中不会出现塑性变形，损伤失效准则也与塑性影响因素无关；因此，采用现有复合材料损伤理论难以有效预测热塑性复合材料层压结构渐进失效的情况。
[0068]
针对上述问题，本发明实施例提供一种热塑性复合材料层压结构的失效分析方法，可以有效预测热塑性复合材料层压结构渐进失效，为飞机热塑性复合材料结构的设计、分析及验证提供依据。
[0069]
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合，对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
[0070]
图1为本发明实施例提供的一种热塑性复合材料层压结构的失效分析方法的流程图。首先，需要说明的是，热塑性复合材料的平面应力包括弹性应力和剪切塑性应力。本发明实施例提供的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法，可以包括如下步骤：
[0071]
步骤1，建立热塑性复合材料的面内弹性损伤模型，得到面内弹性损伤的应力应变水平；该步骤针对单层板的弹性拉伸和压缩应力应变；
[0072]
步骤2，建立热塑性复合材料的面内剪切弹塑性模型，得到面内剪切弹塑性的应力
应变水平；该步骤针对单层板的剪切弹塑性应力应变。
[0073]
上述步骤1和步骤2均为针对单层板，得到应力应变水平。
[0074]
步骤3，根据步骤1和步骤2得到的应力应变水平，确定出热塑性复合材料层压结构的面内初始损伤以及面内发生初始损伤后的刚性退化形式；
[0075]
步骤4，确定热塑性复合材料层压结构的层间初始损伤以及层间发生初始损伤后的刚性退化形式。
[0076]
另外，需要说明本发明实施例提供的失效分析方法的假设基础：
[0077]
a)纤维和剪切损伤模式是解耦；
[0078]
b)纤维在1向(设定为纤维方向)和2向(设定为垂直纤维方向)上的损伤变量不同；
[0079]
c)单层材料损伤不可逆，即卸载后损伤变量保持不变，直至重新施加较高的损伤载荷为止；
[0080]
d)损伤扩展不一定导致最终失效；
[0081]
e)单层的总应变分为弹性应变和塑性应变，该特征与热固性复合材料不同；
[0082]
f)塑性应变仅仅与以基体为主的面内剪切响应有关；
[0083]
g)采用经典塑性模型，并应用弹性域函数和各向同性硬化定律对损伤材料的有效应力进行计算；
[0084]
h)假定塑性应变增量在弹性域函数为正值。
[0085]
以下对本发明实施例提供的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中各个步骤的具体实施方式进行详细说明。
[0086]
步骤1，建立热塑性复合材料的面内弹性损伤模型
[0087]
该步骤的具体实施方式为：在平面应力状态条件下，热塑性复合材料性能退化的弹性应力-应变关系的模型为：
[0088][0089]
其中，d1为纤维1向损伤变量，d2为纤维2向损伤变量，d
12
为剪切损伤变量；e1为层压板1向的弹性模量，e2为层压板2向的弹性模量；ε1为1向应变，ε2为2向应变，ε
12el
为剪切应变；σ1为1向应力，σ2为2向应力，σ
12
为剪切应力。
[0090]
为区分纤维方向拉伸和压缩两种破坏模式，上述1向损伤变量和2向损伤变量可以改写为：
[0091][0092]
其中，d
+
为拉伸过程产生的损伤变量，d-为压缩过程中产生的损伤变量。
[0093]
步骤2，建立热塑性复合材料的面内剪切弹塑性模型
[0094]
由于热塑性复合材料的总应变等于弹性应变加上塑性应变，即ε＝εe+ε
p
，其中弹性应变εe由上述式(1)给出，在平面应力模型下，假定只在剪切应变中有塑性应变，即ε1＝ε2＝
0，因此，上述式(1)只有ε
12el
不为0。
[0095]
采用常规金属材质各向同性硬化定律的经典塑性模型(为塑性应变加弹性应变)，屈服函数定义为：
[0096][0097]
上述式(3)中，δ
y0
为初始剪切屈服应力阀值，r(ε
12pl
)为一个关于塑性累计应变ε
12pl
的各向同性硬化函数，该函数为典型的幂律函数，c和p为通过试验的剪切应力-应变曲线拟合获得。
[0098]
r(ε
12pl
)＝c(ε
12pl
)
p
；
ꢀꢀ
(4)
[0099]
如图2所示，为现有技术中提供的一种典型剪切硬化曲线的示意图。如图3所示，为本发明实施例提供的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法中复合材料剪切应力-应变曲线的示意图。
[0100]
步骤3，确定出热塑性复合材料层压结构的面内初始损伤以及面内发生初始损伤后的刚性退化形式；
[0101]
首先，根据步骤1和步骤2得到的应力应变水平，确定出热塑性复合材料层压结构的面内初始损伤判据，其确定方法包括：从径向纤维拉伸失效、径向纤维压缩失效、纬向纤维拉伸失效、纬向纤维压缩失效，以及基体面内剪切失效的失效模式，分别确定每种失效模式下的初始损伤判据。
[0102]
复合材料破坏机理复杂，最大应力材料失效准则为最常用的一种失效判断准则，它能综合考虑径向纤维拉伸失效、径向纤维压缩失效、纬向纤维拉伸失效、纬向纤维压缩失效以及基体面内剪切失效等失效模式的影响。材料的失效由失效因子表示，对应的失效判据如下：
[0103]
失效判据1，径向纤维拉伸模式下用于失效判据的径向拉伸失效因子为：
[0104][0105]
失效判据2，径向纤维压缩模式下用于失效判据的径向压缩失效因子为：
[0106][0107]
失效判据3，纬向纤维拉伸模式下用于失效判据的纬向拉伸失效因子为：
[0108][0109]
失效判据4，纬向纤维压缩模式下用于失效判据的纬向压缩失效因子为：
[0110][0111]
失效判据5，基体面内剪切模式下用于失效判据的剪切失效因子为：
[0112][0113]
上述各公式中，x
t
为纤维径向的拉伸强度，xc为纤维径向的压缩强度；y
t
为纤维纬向的拉伸强度，yc为纤维纬向的压缩强度；s
12
的剪切强度；且各失效因子等于1时，发生初始失效(即初始损伤)。
[0114]
其次，根据所述面内初始损伤判据确定热塑性复合材料层压结构的面内发生初始损伤后，确定面内损伤刚度退化形式。
[0115]
材料在某个积分点满足失效准则后，材料发生初始失效，但刚度并非立刻降为0，对材料的力学性能进行退化，复合材料渐进失效分析通常采用材料的刚度退化来表现，本发明实施例提供的失效分析方法基于材料的断裂韧性。一方面，根据以往的试验数据，对材料的拉伸/压缩失效的损伤变量d1和d2进行线性衰减；另一方面，对于具有较大剪切应变的热塑性复合材料，线性衰减并不适用，故而材料剪切损伤变量d
12
采用基于试验数据拟合的衰减方式。
[0116]
此外若采用有限元计算，限元网格的最小单元发生损伤后会产生局部应变降低现象，进而导致应变局部化，使得计算过程中能量耗散过于依赖于网格尺寸，故需引入单元特征长度l，以降低材料刚度退化时对于单元网格尺寸的敏感性。以下分别说明对三个量的刚度退化方式：
[0117]
(1)面内拉伸失效刚度退化：
[0118]
面内拉伸刚度退化为基于材料的断裂韧性的线性退化形式，具体退化形式为：
[0119][0120]
式(10)中，ε为当前应变，ε0为损伤起始时应变；ε
f+
为极限拉伸应变；如图4所示，为本发明实施例中面内拉伸刚度退化的本构关系的示意图。
[0121]
(2)面内压缩失效刚度退化：
[0122]
压缩刚度退化与拉伸规律类似，同样为基于材料的断裂韧性的线性退化形式，但压缩应变达到极限应变时仍具有承载能力，损伤变量达最大d
max
，具体退化形式为：
[0123][0124]
式(11)中，ε为当前应变ε0为损伤起始时应变；ε
f-为极限压缩应变；d
max
为压缩损伤失效中最大损伤变量。
[0125]
(3)面内剪切失效刚度退化，即材料剪切损伤变量d
12
的退化：
[0126]
在发生剪切初始损伤后，等效剪切应力为：
[0127][0128]
对于具有较大剪切应变的热塑性复合材料，线性衰减并不适用，而有效剪应力的对数ln(δ
12
)与剪切损伤变量d
12
呈线性关系，如图5所示，为本发明实施例中面内剪切损伤
变量退化的示意图，其中剪切起始损伤应力s可由损伤变量和剪切应力计算获得，而d
12
可由剪切循环加载试验获得。
[0129]
即
[0130]
这里，α
12
为图5中ln(δ
12
)-d
12
曲线的线性拟合斜率。
[0131]
步骤4，确定热塑性复合材料层压结构的层间初始损伤以及层间发生初始损伤后的刚性退化形式。
[0132]
在该步骤的层间初始损伤和层间发生初始损伤后的刚性退化形式进行说明前，首先说明层间结构特征和层间损伤本构模型。
[0133]
基于层间结构，具有胶层，层间损伤本构模型选择双线性。采用czm模拟的胶层有限元单元能够承受法向应力tn及剪切应力ts、t
t
，并且本构关系在其发生损伤破坏之前是线弹性的，胶层粘聚区应力与应变关系式为：
[0134][0135]
当胶层单元出现损伤时，材料表现为损伤的软化阶段，此时本构关系式为：
[0136][0137]
式中，ki(i＝n,s,t)为各个应力方向上的弹性模量，δi(i＝n,s,t)为各个应力方向上的应变，d为损伤系数，取值为0～1之间。d为0时，代表胶层单元未产生损伤失效，d为1时，表示胶层单元完全失效破坏，失去承载能力。
[0138]
根据胶层本构模型的描述可以看出，采用胶层界面单元损伤失效准则主要有两个：(1)判定胶层是否开始出现胶层单元失效的损伤起始准则；(2)判定胶层单元是否彻底失效破坏的损伤扩展准则。本发明实施例中的损伤起始准则选用二次名义应力准则(quadratic nominal traction criterion)，具体为：
[0139][0140]
式中，t
n0
、t
s0
、t
t0
分别为各正交方向界面的强度。
[0141]
胶层单元的损伤扩展演化准则的选择基于能量的b-k准则，具体为：
[0142][0143]
其中，g
t
＝gn+gs+g
t
；gs＝go+g
t
。
[0144]
上述式中，gn、gs、g
t
分别为法向应力、第一剪切应力(纵向)、第二剪切应力(横向)所做功的能量；分别为i向(法向)和ii向(剪切)临界能量释放率，gc为破坏时的总能量。
[0145]
如图6所示，为本发明实施例中胶层本构模型的示意图。
[0146]
本发明实施例提供的热塑性复合材料层压结构的失效分析方法，具体为一种全新
的复合材料热塑性渐进失效分析方法，该失效分析方法通过分别建立热塑性复合材料的面内弹性损伤模型和面内剪切弹塑性模型，得到面内弹性损伤的应力应变水平和面内剪切弹塑性的应力应变水平，随后，根据上述应力应变水平，不仅可以确定出热塑性复合材料层压结构的面内初始损伤以及面内发生初始损伤后的刚性退化形式，还可以确定热塑性复合材料层压结构的层间初始损伤以及层间发生初始损伤后的刚性退化形式。本发明实施例的技术方案，有效预测复合材料在准静态和冲击载荷下的渐进失效过程，为飞机热塑性复合材料结构的设计、分析及验证提供了依据。
[0147]
以下通过一个具体实施例对本发明实施例提供热塑性复合材料层压结构的失效分析方法进行示意性说明。
[0148]
如图7到图10所示，其中，图7为as4d/peek开孔层压板有限元计算模型的示意图，图8为as4d/peek开孔层压板压缩载荷下仿真试验结果对比的示意图，图9为热塑性复合材料冲击分析结果
‑‑
总体应力分布的示意图，图10为热塑性复合材料冲击分析结果
‑‑
cohesive单元失效情况的示意图。
[0149]
该具体实施例中热塑性复合材料渐进失效分析。
[0150]
1.获取热塑性复合材料as4d/peek开孔层压板几何信息为：
[0151]
开孔板几何尺寸：300mm*36mm，孔径为6.0mm
[0152]
铺层：[(+45)/0/(-45)/90]4s，厚度t＝4.0mm。
[0153]
根据上述信息可以得到该热塑性复合材料as4d/peek开孔层压板的面内初始损伤以及面内发生初始损伤后的刚性退化形式。
[0154]
2.建立as4d/peek开孔层压板有限元计算模型
[0155]
根据几何信息建立热塑性复合材料as4d/peek开孔层压板有限元模型，如图7所示，，铺层材料连续壳元s4r，胶层单元采用cohesive元，单元类型为c3d8r，胶层与铺层采用共节点连接，软件中通过定义胶层的刚度退化指数sdeg(scalar stiffness degradation)来模拟脱胶的损伤及其扩展，在sdeg》0时表明胶层开始出现损伤，在sdeg＝1时胶层完全失效。
[0156]
3.对比分析试验结果，如图8所示，为仿真试验结果对比
[0157]
对比开孔压缩层压板的仿真试验结果，损伤形式主要以孔边分层开裂和纤维挤出断裂为主。在压缩载荷下最先从孔边发生分层开裂和纤维挤出现象，随着压缩载荷不断增大，分层损伤逐渐扩展，纤维挤出损伤不断增加直至试件挤断。
[0158]
4.热塑性复合材料冲击分析(动态分析)
[0159]
建模方法与as4d/peek开孔层压板的建模方法相同，铺层材料连续壳元s4r，胶层采用cohesive元，单元类型为c3d8r。分析结果见图9(应力图)和图10所示(损伤图)。
[0160]
虽然本发明所揭露的实施方式如上，但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式，并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员，在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下，可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化，但本发明的专利保护范围，仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。