一种结构复合材料选用效果评估方法与流程

1.本技术属于飞机结构设计技术领域，特别涉及一种结构复合材料选用效果评估方法。


背景技术：

2.以复合材料为代表的新材料在飞机结构上的应用，极大地满足了飞机对结构材料的需求，尤其给飞机带来了极好的减重效果。复合材料已经实现了在主承力结构上的大范围应用，按结构重量的百分占比统计，目前在战斗机上用量达到了35％，直升机上达到了50％，民用飞机(a350)上甚至达到了52％，在小飞机领域，已经出现了全复合材料结构的飞机(sr22)。
3.这些飞机上使用的复合材料，有性能指标非常高的材料，也有性能指标低于铝合金的材料，如何选出性能满足结构要求，成本又低的复合材料是飞机设计中比较关注的问题。在型号设计中，有时候会碰到结构选用复合材料减重，但减重效果不明显的情况，例如副翼、襟翼等位置的复合材料，有时候甚至会出现使用复合材料比铝合金材料重的情况。
4.进行复合材料选用的减重效果评估受很多设计因素的影响，如结构布置、尺寸参数、复合材料铺层设计、强度设计准则、应变控制水平等，这在初始打样阶段是很难被确定下来，而且复合材料的选用受飞机的使用场景、总体参数的影响，所以目前缺少一种在飞机结构设计之初，对选用复合材料减重效果进行评估的方法。


技术实现要素：

5.本技术的目的是提供了一种结构复合材料选用效果评估方法，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
6.本技术的技术方案是：一种结构复合材料选用效果评估方法，其特征在于，所述评估方法包括：
7.1)确定所选用的复合材料参数，所述参数包括比刚度和比强度；
8.2)当结构所选用的复合材料比刚度、比强度两者之一或两者均大于被替代材料的对应值时，该复合材料具有减重潜力；
9.3)评估选用替代的复合材料后，结构失效破坏模式是否要发生变化；
10.4)评估复合材料结构受外部环境影响，评估复材结构是否受湿热环境、冲击损伤的影响；
11.5)进行复合材料与原结构破坏失效模式下w2/w1比值的计算，若w2/w1＜1则选用材料具有减重效果，其中，w1为原结构部件单位面积上的重量，w2为使用复合材料替代后的新结构单位面积上的重量；
12.6)进行动强度方面的结构强度评估；
13.7)若均满足要求，则选用的复合材料具有减重效果，或者选用更优材料进行进一步优化设计。
14.进一步的，所述结构选用的复合材料比刚度通过如下过程确定：
15.确定结构铺层等效密度
16.式中，ρi、ti为单层的密度和名义厚度，t为结构铺层总厚度，n为铺层数；
17.确定复合材料等效模量，复合材料等效模量利用铺层面内刚度矩阵因子进行计算，对称铺层时，x轴方向的模量为y轴方向的模量为式中，a
11
、a
22
、a
12
均为面内刚度矩阵因子；
18.根据结构铺层等效密度及复合材料等效模量确定比刚度，即：
19.x轴方向的比刚度e/ρ＝e
xx
/ρ；
20.y轴方向的比刚度e/ρ＝e
yy
/ρ。
21.进一步的，所述结构所选用的复合材料比强度通过如下过程确定：
22.复合材料强度σ为给定结构铺层的等效强度，其基于复合材料结构设计许用值试验结果给出；
23.若无试验结果，则基于复合材料结构的许用应变ε和等效刚度e给出，即σ＝eε；
24.进一步的，无试验结果时，复合材料强度通过如下方法估算：
25.对于许用应变，采用热压罐固化工艺的碳纤维/玻璃纤维复合材料，其许用应变ε
x
＝εy＝4000με；
26.对于采用常温固化工艺的碳纤维/玻璃纤维复合材料，其许用应变ε
x
＝εy＝3500με；
27.式中，ε
x
为x向许用应变，εy为y向许用应变。
28.进一步的，基于试验结果的复合材料强度值通过如下方法估算：
29.1)拉伸复合材料强度值估算时，关注的层合板试验值包括：无损伤拉伸破坏值、湿热状态下的拉伸破坏值、冲击后损伤拉伸破坏值、干冷状态下的开孔拉伸破坏值，其中，重点关注干冷状态下的开孔拉伸破坏值；
30.2)压缩复合材料强度值估算时，关注的层合板试验值包括：无损伤压缩破坏值、湿热状态下的压缩破坏值、冲击后损伤压缩破坏值、开孔压缩破坏值，其中，重点关注冲击损伤压缩破坏值；
31.3)作为壁板部分的薄层合板或蜂窝夹层结构，根据结构失稳或屈曲的控制要求，对不易受到冲击的部位，关注开孔压缩和充填孔压缩试验值。
32.进一步的，所述复合材料与原结构破坏失效模式下w2/w1比值的计算包括：
33.1)以局部失稳作为强度控制的结构：
[0034][0035]
2)以压缩面柱及局部失稳作为强度控制的结构：
[0036][0037]
3)以气动弹性刚度作为强度控制原则的结构：
[0038][0039]
4)以拉伸强度作为强度控制原则的结构：
[0040][0041]
5)以压缩强度为强度控制原则的结构：
[0042][0043]
式中，k为强度折减系数，下标为字母和数字的组合，其中，下标“1”、“2”分别表示原结构材料和选用的复合材料，“t”表示拉伸数据，“c”表示压缩数据，“th”表示开孔拉伸数据，“ch”表示开孔压缩数据，“θ”表示湿热环境影响数据，“d”表示含冲击损伤拉伸或压缩数据。
[0044]
进一步的，若无试验数据，对于采用热压罐固化工艺的碳纤维/玻璃纤维复合材料，k
th
＝0.61，k
ch
＝0.65，k
θ
＝0.80；对于采用常温固化工艺的碳纤维/玻璃纤维复合材料，k
th
＝0.55，k
ch
＝0.62，k
θ
＝0.7。
[0045]
本技术所提供的方法通过比刚度、比强度对初步筛选，并结合各类结构强度设计准则进一步进行材料选用筛选，在初步筛选过程中，给出了如何确定复合材料等效刚度和等效强度的方法以及初步判断是否可选的方法，在进一步筛选过程中，给出了各类破坏模式下进行材料筛选的工程评估方法，给出了复合材料与金属材料在结构强度设计准则以及环境因素考虑的差异特点。该方法对飞机设计中如何合理选用复合材料进行飞机结构减重的方法，给出了工程中为何选用复合材料不能结构减重的分析方法，解决了在初始设计阶段对结构设计进行指导的问题，实用性强。
附图说明
[0046]
为了更清楚地说明本技术提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本技术的一些实施例。
[0047]
图1为本技术的结构复合材料选用效果评估方法流程图。
具体实施方式
[0048]
为使本技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
[0049]
本技术设计了一种在飞机初始结构打样阶段，对复合材料减重效果进行评估的方法，为结构材料的选型提供指导，使得飞机结构选择满足要求的复合材料即可，不必过分要求性能指标，有助于降低飞机复合材料使用成本。
[0050]
如图1所示，本技术的结构复合材料选用效果评估方法包括如下步骤：
[0051]
1)确定所选用复合材料的比刚度e/ρ、比强度σ/ρ；
[0052]
2)将所选用复合材料的比强度σ/ρ、比刚度e/ρ和被替代材料的相应值进行对比，若所选用复合材料的比强度、比刚度均大于或两个值之一大于被替代材料的相应值，则选用的复合材料具有减重效果；
[0053]
3)结构破坏模式评估，即评估选用替代材料后，结构失效破坏模式是否要发生变化；
[0054]
4)评估复合材料结构受外部环境影响，评估复材结构是否受湿热环境、冲击损伤的影响；
[0055]
5)利用工程经验公式进行各破坏失效模式下w2/w1比值的计算，若w2/w1＜1则选用材料具有减重效果；
[0056]
6)利用工程方法进行其他方面的结构强度评估，如重心、振动等动强度方面的评估；
[0057]
7)若满足要求，则选用的复合材料具有减重效果且可用，或者选用更优材料进行进一步优化设计。
[0058]
本技术中选用的复合材料比强度、比刚度计算过程如下：
[0059]
比强度为材料强度与材料密度的比值，比模量有时也叫比刚度，是材料模量与材料密度的比值。
[0060]
1)比刚度
[0061]
结构铺层为对称铺层，x轴方向的模量为y轴方向的模量为式中，a
11
、a
22a12
和a
66
为面内刚度矩阵因子，t为结构铺层总厚度
[0062]
结构铺层等效密度为式中，ρi、ti为单层的密度和名义厚度，n为铺层数，i∈n；
[0063]
利用e
xx
与ρ计算比刚度e/ρ，若关注指标为y向比刚度e
yy
，可利用e
yy
与ρ计算对应的e/ρ。
[0064]
2)比强度
[0065]
该复合材料强度为给定结构铺层的等效强度，其基于复合材料结构设计许用值试验结果给出；若无试验结果，则基于复合材料结构许用控制应变和等效刚度给出，即σ＝eε。
[0066]
2.1无试验结果时的强度估算
[0067]
许用控制应变包括x向许用应变ε
x
和y向许用应变εy，
[0068]
1)对于采用热压罐固化工艺的碳纤维/玻璃纤维复合材料，可取：
[0069]
许用应变ε
x
＝4000με
[0070]
许用应变εy＝4000με
[0071]
2)对于采用常温固化工艺的碳纤维/玻璃纤维复合材料，可取：
[0072]
许用应变ε
x
＝3500με
[0073]
许用应变εy＝3500με
[0074]
利用复合材料结构许用控制应变和等效刚度给出比强度值时，σ
x
＝e
xx
ε
xx
，利用σ
x
与ρ计算σ/ρ；
[0075]
若关注指标为σy，σy＝e
yy
ε
yy
，可利用σy与ρ计算对应的σ/ρ。
[0076]
2.2基于试验结果的强度估算
[0077]
1)拉伸状态下的复合材料强度值，关注的层合板试验值包括：无损伤拉伸破坏值、湿热状态下的拉伸破坏值、冲击损伤拉伸破坏值、干冷状态下的开孔拉伸破坏值(开孔直径d＝6.35)。其中重点关注干冷状态下的开孔拉伸破坏值；
[0078]
2)压缩状态下的复合材料强度值，关注的层合板试验值包括：无损伤压缩破坏值、湿热状态下的压缩破坏值、冲击损伤压缩破坏值、开孔压缩破坏值(开孔直径d＝6.25)。其中重点关注冲击损伤压缩破坏值；
[0079]
3)作为壁板部分的薄层合板或蜂窝夹层结构，应考虑结构失稳(屈曲)的控制要求；对不易受到冲击的部位，关注开孔压缩和充填孔压缩试验值。
[0080]
此外，本技术中还对结构失效破坏评估方法
[0081]
结构设计能否满足强度要求需要经过复杂的计算评估过程，在初始阶段很少见到有现成的工程方法，经研究分析，本技术中提供可用于工程上计算的经验公式3.1～3.5，进行选材效果评估的定量评判，具体见下。
[0082]
设原结构部件单位面积上的重量为w1，使用复合材料替代后的新结构单位面积上的重量为w2，若w2/w1＜1时，表示使用复合材料减重。
[0083]
以下公式中，k为强度折减系数，下标为字母和数字的组合，其中，下标“1”、“2”分别表示原结构材料和选用的复合材料，“t”表示拉伸数据，“c”表示压缩数据，“th”表示开孔拉伸数据，“ch”表示开孔压缩数据，“θ”表示湿热环境影响数据，“d”表示含冲击损伤拉伸或压缩数据，这些系数根据试验数据确定。
[0084]
3.1以局部失稳作为强度控制原则的结构，一般适用于复材蒙皮：
[0085][0086]
3.2以压缩面柱及局部失稳作为强度控制原则的结构，一般适用于复材壁板：
[0087][0088]
3.3以气动弹性刚度作为强度控制原则的结构，一般适用于舵面：
[0089][0090]
3.4以拉伸强度作为强度控制原则的结构：
[0091][0092]
3.5以压缩强度为强度控制原则的结构：
[0093][0094]
若无试验数据，对于采用热压罐固化工艺的碳纤维/玻璃纤维复合材料，k
th
＝0.61，k
ch
＝0.65，k
θ
＝0.80；对于采用常温固化工艺的碳纤维/玻璃纤维复合材料，k
th
＝0.55，k
ch
＝0.62，k
θ
＝0.7。
[0095]
3.6复合材料结构的特殊考虑
[0096]
复合材料性能受湿热环境较大，吸湿会导致强度下降。复合材料对冲击损伤比较敏感，冲击损伤有可能会导致比较大的强度下降，尤其是低速/低能量的冲击损伤在结构上造成的损伤不易被发现，有很大的隐患。
[0097]
同时因复合材料脆性特性，一般不允许在使用载荷下发生结构稳定性破坏，所以需要特别考虑下面因素：
[0098]
1)结构的强度控制原则或破坏模式的变化；
[0099]
2)飞机使用湿热环境对复合材料的影响；
[0100]
3)冲击损伤环境对复合材料的影响，内部结构一般可不考虑，外部结构必须考虑。
[0101]
本技术所提供的方法通过比刚度、比强度对初步筛选，并结合各类结构强度设计准则进一步进行材料选用筛选，在初步筛选过程中，给出了如何确定复合材料等效刚度和等效强度的方法以及初步判断是否可选的方法，在进一步筛选过程中，给出了各类破坏模式下进行材料筛选的工程评估方法，给出了复合材料与金属材料在结构强度设计准则以及环境因素考虑的差异特点。该方法对飞机设计中如何合理选用复合材料进行飞机结构减重的方法，给出了工程中为何选用复合材料不能结构减重的分析方法，解决了在初始设计阶段对结构设计进行指导的问题，实用性强。
[0102]
以上所述，仅为本技术的具体实施方式，但本技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本技术揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本技术的保护范围之内。因此，本技术的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。