一种航空复合材料结构破坏过程分析方法及计算机设备

本发明涉及航空复合材料损伤容限分析领域，特别是涉及一种航空复合材料结构破坏过程分析方法及计算机设备。

背景技术：

1、航空复合材料结构的损伤容限分析与设计对于确保结构的完整性和安全性至关重要。通过深入研究复合材料结构的复杂破坏过程，能够全面了解不同损伤模式之间的相互作用和影响，从而指导结构设计和维护策略，为损伤容限的设计和优化提供依据。相比于传统的试验方法，数值方法具备灵活性和可重复性，适用于不同工况下的仿真研究，能够深入观测复合材料结构的复杂破坏过程，揭示损伤模式间的相互作用机制，为航空复合材料结构的损伤容限分析提供有效手段，有助于优化结构设计并充分发挥材料性能。

2、航空复合材料结构的三种主要损伤模式分别为纤维失效、基体开裂以及分层损伤。现有主流的数值方法大致归纳为连续型损伤模型（continuous damage model, cdm）和离散型损伤模型（discrete damage model, ddm）两类。

3、传统的cdm方法通过对单元刚度进行折减来表征复合材料的破坏过程，可以方便地集成到有限元方法中，且在仿真过程中无需增加模型自由度，计算成本低，针对纤维失效和基体开裂这两种损伤模式具有较好的可靠性和实用性。然而，由于该法采用连续的损伤变量表征离散的破坏行为，因此无法显式表征纤维失效和基体开裂，难以处理面内和层间损伤耦合的复杂破坏行为（kumar等人，2021；pham等人，2018）。

4、相比之下，离散型损伤模型（ddm）可以显式模拟裂纹，更适用于模拟结构的复杂破坏过程。在ddm方法中，内聚力模型（cohesive zone model, czm）和扩展有限元方法（extended finite element method, xfem）（belytschko和black，1999; moës等人，1999）是两种较为常用的方法。目前，扩展有限元方法（xfem）广泛与czm结合使用来预测航空复合结构结构中的基体开裂和层间损伤（adluru等人，2019; iarve等人，2011; li和chen，2016;nagashima和sawada，2016; tay等人，2014; van der meer等人，2012）。然而，xfem在模拟断裂时需要增加额外的自由度，且通常需要在裂纹尖端划分细密的网络，导致计算效率下降。

5、尽管现有的数值方法已被证明能够准确预测复合材料的单一损伤模式，但航空复合材料结构的破坏过程非常复杂，涉及多种损伤模式的相互耦合效应，这些相互作用导致复杂的裂纹萌生和扩展，使裂纹位置和路径难以准确预测。例如，分层损伤和面内基体开裂的耦合损伤模式曾在飞机结构中的蒙皮-翼缘分离过程中被观察到，并对飞机结构完整性和安全性构成重要威胁。目前仍然缺乏可靠的数值方法模拟航空复合材料结构复杂破坏过程，尤其是涉及分层损伤和面内基体裂纹的这类耦合效应。因此，仅采用单一损伤模式的仿真分析难以全面分析这种复杂破坏过程，现有的数值仿真方法仍具有一定局限性。

技术实现思路

1、本发明的目的是提供一种航空复合材料结构破坏过程分析方法及计算机设备。

2、为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

3、一种航空复合材料结构破坏过程分析方法，所述方法包括：

4、步骤1.1：采用newton-raphson迭代法对界面损伤模型进行计算，得到航空复合材料结构在当前时间步的当前迭代步下的节点位移向量；所述节点位移向量包括航空复合材料结构的每一子域各自对应的节点的位移；所述子域是对航空复合材料结构的分析区域进行划分得到的；所述分析区域为航空复合材料结构的某一部分区域或全部区域；

5、步骤1.2：根据所述节点位移向量，计算航空复合材料结构在当前迭代步下的节点应力向量；

6、步骤1.3：根据所述节点位移向量和所述节点应力向量计算航空复合材料结构在当前迭代步下的界面参数；所述界面参数包括未损伤数值通量和所述未损伤数值通量的热力学共轭量；

7、步骤1.4：根据所述界面参数计算航空复合材料结构在当前迭代步下的损伤阈值和能量范数；

8、步骤1.5：以所述损伤阈值和所述能量范数作为输入，基于界面损伤准则确定航空复合材料结构在当前迭代步下的损伤状态，基于损伤状态确定损伤度，基于损伤度对界面损伤模型的模型参数进行更新，得到更新后模型；

9、步骤1.6：判断迭代是否完成，若未完成，则以更新后模型作为下一迭代步的界面损伤模型，返回步骤1.1，进行下一次迭代；否则，判断当前时间步是否为终止时间步；若是，则结束；若不是，则以更新后模型作为下一时间步的界面损伤模型，返回步骤1.1，进入下一时间步，直至所有时间步计算完成。

10、可选的，所述界面损伤模型为：

11、，

12、其中，δu为所有子域的节点位移增量向量的集合，是切向刚度矩阵，fext是全局外载荷向量，fint是全局内力向量；

13、切向刚度矩阵表示如下：

14、，

15、其中，ω为航空复合材料结构的分析区域，e为分析区域中的子域，e为子域e的边界，γh为分析区域中所有相邻子域间内边界的集合，b为应变矩阵，d为二阶弹性张量，n为形函数，c为内界面局部切线刚度，ne为应力张量和界面处面力张量之间的投影转换矩阵，t为全局坐标系与局部坐标系的转换矩阵，α为界面刚度张量，[]为跳跃算子，{}为平均算子；

16、全局内力向量fint表示如下：

17、，

18、其中，σ为内边界处柯西应力张量，i为二阶单位张量，d*为全局损伤张量，t*为全局坐标系下的未损伤数值通量。

19、可选的，所述形函数n表示如下：

20、，

21、，

22、其中，h = (x - x0)t，x和x0分别表示子域内任意点处坐标以及该子域对应的节点处坐标，m表示该子域对应支持域所含子域的个数，所述支持域为与该子域相邻的其他子域的集合，为中间参数。

23、可选的，步骤1.2具体包括：

24、节点应力向量σ计算如下：

25、，

26、，

27、，

28、，

29、其中，ε为节点应变向量，δε为节点应变增量向量，t和t+δt表示时刻，n+1表示迭代次数，u为所有子域的节点位移向量的集合，δu为所有子域的节点位移增量向量的集合，b为应变矩阵，d为二阶弹性张量。

30、可选的，步骤1.3具体包括：

31、未损伤数值通量计算如下：

32、，

33、其中，是内边界处柯西应力张量σ(uh)和未损伤数值通量向量t*之间的投影张量；uh为位移试函数；α是界面刚度张量；[]为跳跃算子；{}为平均算子；

34、未损伤数值通量的热力学共轭量计算如下：

35、，

36、[]为跳跃算子；{}为平均算子。

37、可选的，步骤1.4具体包括：

38、能量范数τ计算如下：

39、，

40、其中，α’表示局部坐标系下的界面刚度张量，δ’表示局部坐标系下的热力学共轭量，其根据未损伤数值通量的热力学共轭量计算得到。

41、可选的，步骤1.4具体还包括：

42、当界面未出现损伤时，损伤阈值r0计算如下：

43、

44、其中，为局部坐标系下的未损伤数值通量的法向分量；tic、tiic分别为界面抗拉强度和界面抗剪强度；、分别为局部坐标系下界面刚度张量α的法向和切向分量；，、分别为局部坐标系下未损伤数值通量的热力学共轭量的法向和切向分量；

45、当界面已出现损伤时，损伤阈值r计算如下：

46、，，

47、其中，τc = r0，d为损伤度，gc为混合模式的能量释放率。

48、可选的，步骤1.5具体包括：

49、所述界面损伤准则为：

50、，

51、其中，r是损伤阈值，τ是能量范数；当τ - r ≤ 0时，所述损伤状态为界面未损伤；当τ - r ＞ 0时，所述损伤状态为界面损伤；

52、损伤度计算如下：

53、当所述损伤状态为界面未损伤时，损伤度d(n+1) = d(n)；当所述损伤状态为界面损伤时，损伤度，n和n+1表示迭代次数。

54、可选的，步骤1.5具体还包括：

55、所述界面损伤模型的模型参数包括内界面局部切线刚度c和形函数n；

56、当所述损伤状态为界面未损伤时，内界面局部切线刚度c表示为：

57、，

58、当所述损伤状态为界面损伤时，内界面局部切线刚度c表示为：

59、，

60、其中：

61、，，

62、，，

63、，，

64、ψ0´为局部坐标系下的未损伤自由能，δ´为局部坐标系下未损伤数值通量的热力学共轭量，d为损伤度，τ为能量范数，τc为初始损伤阈值，为局部坐标系下未损伤数值通量的法向分量，gc为混合模式的能量释放率；

65、当损伤度为1时，界面发生断裂，调整子域的支持域，重新构建形函数n。

66、本发明还提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，使得所述处理器执行上述任一实施例所述的方法。

67、根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

68、本发明提供了一种航空复合材料结构破坏过程分析方法及计算机设备，方法包括：采用newton-raphson迭代法对当前时间步的界面损伤模型进行计算，得到航空复合材料结构在当前迭代步下的节点位移向量；根据所述节点位移向量，计算航空复合材料结构在当前迭代步下的的节点应力向量；根据所述节点位移向量和所述节点应力向量，计算航空复合材料结构在当前迭代步下的界面参数；根据所述界面参数计算航空复合材料结构在当前迭代步下的损伤阈值和能量范数；以所述损伤阈值和所述能量范数作为输入，基于界面损伤准则确定航空复合材料结构在当前迭代步下的损伤状态，基于损伤状态确定损伤度，基于损伤度对界面损伤模型参数进行更新，得到更新后模型。相较于现有技术中的cdm方法和ddm方法都只能在实验中对航空复合材料的单一损伤模式进行仿真的问题，本发明通过采用“碎点法”和与之配套的界面损伤模型对航空复合材料结构复杂破坏过程进行分析，将材料结构中层与层之间或不同单元之间的关系转化为了子域之间的关系，因此，无论是处于哪种损伤模式的破坏过程，本发明都只需要对子域的界面损伤状态进行分析，就能够得知航空复合材料结构的破坏状态。因而，不同于传统的方法需要针对不同的损伤模式使用不同的分析方法，本发明的上述方法可对任何损伤模式的破坏过程进行分析，能够解决现有技术无法实现对处于混合损伤模式的破坏过程进行分析的问题。