本發(fā)明涉及耐高溫復合材料結構多失效模式損傷機理驗證方法，屬于結構設計領域。
背景技術：
：復合材料結構由于其輕質(zhì)、相對低的費用和制造技術的發(fā)展，越來越廣泛應用于飛行器結構件。飛行器結構件受載環(huán)境復雜，重量要求苛刻，因此需要進行驗證以保證設計可靠度。傳統(tǒng)的驗證方法包括實物驗證和仿真驗證兩種，實物驗證周期長，成本高，傳統(tǒng)仿真驗證準確度低，不能真實反映結構設計水平。技術實現(xiàn)要素：本發(fā)明的技術解決問題是：克服現(xiàn)有技術的不足，提供耐高溫復合材料結構多失效模式損傷機理驗證方法，實現(xiàn)了復合材料結構件多層級多修正的虛擬試驗驗證方法，降低了驗證周期和成本，提高了驗證準確度。本發(fā)明的技術解決方案是：耐高溫復合材料結構多失效模式損傷機理驗證方法，包括以下步驟：(1)建立耐高溫復合材料在各失效模式下的破壞機理模型；(2)根據(jù)破壞機理模型建立耐高溫復合材料元件損傷分析方法，根據(jù)該分析方法對不同載荷工況下元件損傷響應進行分析；(3)選取典型耐高溫復合材料元件進行實物試驗，得到步驟(2)所述各種載荷工況下對應的元件損傷響應數(shù)據(jù)；(4)利用步驟(3)得到的元件損傷響應數(shù)據(jù)對步驟(2)的元件損傷分析方法進行修正；(5)根據(jù)修正后的元件損傷分析方法獲得元件損傷響應規(guī)律，基于元件損傷響應規(guī)律和元件間連接關系，利用有限元方法對不同載荷工況下構件損傷響應進行分析；(6)選取典型耐高溫復合材料構件進行實物試驗，得到步驟(5)所述各種載荷工況下對應的構件損傷響應數(shù)據(jù)；(7)利用步驟(6)得到的構件損傷響應數(shù)據(jù)對步驟(5)元件間連接關系進行修正，得到修正后的元件間連接關系；(8)根據(jù)步驟(7)得到的修正后元件間連接關系和步驟(5)得到的元件損傷響應規(guī)律，利用有限元分析方法對不同載荷工況下組件、部段以及飛行器損傷響應進行分析，完成耐高溫復合材料結構多層級多修正的虛擬試驗驗證。所述步驟(2)中根據(jù)破壞機理模型建立耐高溫復合材料元件損傷分析方法的步驟如下：(2.1)建立耐高溫復合材料在各失效模式下的破壞準則：(a)纖維拉伸損傷，疲勞準則為：其中σxx≥0；(b)纖維壓縮損傷，疲勞準則為：其中σxx<0；(c)基纖剪切，疲勞準則為：其中σxx<0；(d)基體開裂，疲勞準則為：其中σyy≥0；(e)基體擠壓，疲勞準則為：其中σyy<0；(f)層間拉伸損傷，疲勞準則為：其中σzz≥0；(g)層間壓縮損傷，疲勞準則為：其中σzz<0；式中，σij為各單元的應力分量，i、j分別取x、y、z其中一項，x、y、z與材料各主方向相互對應；XT(n,σ,k)、YT(n,σ,k)和ZT(n,σ,k)分別為拉-拉疲勞載荷下，加載到一定周期時，復合材料單層板的縱向強度、橫向強度和法向強度；XC(n,σ,k)、YC(n,σ,k)和ZC(n,σ,k)分別為壓-壓疲勞載荷下，加載到一定周期時，復合材料單層板的縱向強度、橫向強度和法向強度；Sxy(n,σ,k)、Sxz(n,σ,k)和Syz(n,σ,k)分別為剪切疲勞載荷下，復合材料單層板的剪切強度，其中n為疲勞載荷循環(huán)次數(shù)，σ為應力，k為應力比；對于結構中的任意單元體，如果其應力分量滿足上述方程中的某一個，那么在該單元體處，就有相應模式的損傷發(fā)生；(2.2)利用步驟(3.1)建立的破壞準則，建立如下耐高溫復合材料元件強度和剛度降階模型：式中：σU為復合材料單層板初始強度；E(0)為復合材料單層板初始剛度；S(n,σ,k)為復合材料單層板疲勞剩余強度；E(n,σ,k)為復合材料單層板疲勞剩余剛度；Nf為復合材料單層板在應力σ及應力比k下的疲勞壽命；(2.3)基于強度和剛度降階模型，對不同載荷工況下元件損傷響應進行分析。所述步驟(4)的實現(xiàn)方法為：(3.1)對強度和剛度降階模型進行靈敏度分析，得到待擬合參數(shù)，進而得到以下待修正的強度和剛度降階模型：其中c1、c2、c3、c4為待擬合參數(shù)；(3.2)計算每種工況下，實物試驗得到的元件損傷響應數(shù)據(jù)與元件損傷分析方法得到的分析結果的擬合度；(3.3)所有工況下的擬合度取平均值，根據(jù)該平均值計算待擬合參數(shù)的具體數(shù)值，完成元件級損傷分析模型修正。所述步驟(7)的實現(xiàn)方法為：(4.1)計算每種工況下，實物試驗得到的構件損傷響應數(shù)據(jù)與有限元分析結果的差值；(4.2)根據(jù)構件損傷響應數(shù)據(jù)與有限元分析結果的差值，通過靈敏度分析確定元件間連接參數(shù)的調(diào)整量，同時保證元件間連接參數(shù)在取值范圍內(nèi)，從而完成元件間連接關系的修正。與現(xiàn)有技術相比，本發(fā)明具有如下有益效果：本發(fā)明建立元件級、構件級、組件及以上的損傷分析方法，并在每一層級選取典型產(chǎn)品進行實物數(shù)據(jù)，利用實物數(shù)據(jù)對損傷分析方法進行修正，實現(xiàn)了復合材料結構件多層級多修正的虛擬試驗驗證方法，降低了驗證周期和成本，提高了驗證準確度。附圖說明圖1為本發(fā)明方法流程圖；圖2為[0]16織物單向板強度退化曲線；圖3為[0]16織物單向板剛度退化曲線；圖4為開孔壁板剪切疲勞試驗損傷分析有限元模型。具體實施方式本發(fā)明采用多層級的積木式的分析和修正方法，可以最大程度降低復合材料結構驗證周期和成本，提高驗證準確度。如圖1所示，本發(fā)明具體步驟如下：(1)建立耐高溫復合材料在各失效模式下的破壞機理模型。(2)根據(jù)破壞機理模型建立耐高溫復合材料元件損傷分析方法，根據(jù)該分析方法對不同載荷工況下元件損傷響應進行分析。根據(jù)破壞機理模型建立耐高溫復合材料元件損傷分析方法的步驟如下：(2.1)建立耐高溫復合材料在各失效模式下的破壞準則：(a)纖維拉伸損傷，疲勞準則為：其中σxx≥0；(b)纖維壓縮損傷，疲勞準則為：其中σxx<0；(c)基纖剪切，疲勞準則為：其中σxx<0；(d)基體開裂，疲勞準則為：其中σyy≥0；(e)基體擠壓，疲勞準則為：其中σyy<0；(f)層間拉伸損傷，疲勞準則為：其中σzz≥0；(g)層間壓縮損傷，疲勞準則為：其中σzz<0；式中，σij為各單元的應力分量，i、j分別取x、y、z其中一項，x、y、z與材料各主方向相互對應；XT(n,σ,k)、YT(n,σ,k)和ZT(n,σ,k)分別為拉-拉疲勞載荷下，加載到一定周期時，復合材料單層板的縱向強度、橫向強度和法向強度；XC(n,σ,k)、YC(n,σ,k)和ZC(n,σ,k)分別為壓-壓疲勞載荷下，加載到一定周期時，復合材料單層板的縱向強度、橫向強度和法向強度；Sxy(n,σ,k)、Sxz(n,σ,k)和Syz(n,σ,k)分別為剪切疲勞載荷下，復合材料單層板的剪切強度，其中n為疲勞載荷循環(huán)次數(shù)，σ為應力，k為應力比。對于結構中的任意單元體，如果其應力分量滿足上述方程中的某一個，那么在該單元體處，就有相應模式的損傷發(fā)生。(2.2)利用破壞準則，建立如下耐高溫復合材料元件強度和剛度降階模型：式中：σU——復合材料單層板初始強度；E(0)——復合材料單層板初始剛度；S(n,σ,k)——復合材料單層板疲勞剩余強度；E(n,σ,k)——復合材料單層板疲勞剩余剛度；Nf——復合材料單層板在應力σ及應力比k下的疲勞壽命。(2.3)基于強度和剛度降階模型，對不同載荷工況下元件損傷響應(疲勞壽命)進行分析。(3)選取典型耐高溫復合材料元件進行實物試驗，得到不同載荷工況下對應的元件損傷響應數(shù)據(jù)。(4)利用步驟(3)得到的元件損傷響應數(shù)據(jù)對步驟(2)的元件損傷分析方法進行修正。具體方法如下：(4.1)對強度和剛度降階模型進行靈敏度分析，得到待擬合參數(shù)，進而得到以下待修正的強度和剛度降階模型：其中c1、c2、c3、c4為待擬合參數(shù)；(4.2)計算每種工況下，實物試驗得到的元件損傷響應數(shù)據(jù)與元件損傷分析方法得到的分析結果的擬合度；(4.3)所有工況下的擬合度取平均值，根據(jù)該平均值應用數(shù)值統(tǒng)計分析算法(如L-M算法)，計算待擬合參數(shù)的具體數(shù)值，完成元件級損傷分析模型修正。(5)根據(jù)修正后的元件損傷分析方法獲得元件損傷響應規(guī)律，基于元件損傷響應規(guī)律和元件間理想連接關系，利用有限元方法對不同載荷工況下構件損傷響應進行分析。(6)選取典型耐高溫復合材料構件進行實物試驗，得到步驟(5)所述各種載荷工況下對應的構件損傷響應數(shù)據(jù)。(7)利用步驟(6)得到的構件損傷響應數(shù)據(jù)對步驟(5)元件間理想連接關系進行修正，得到修正后的元件間連接關系。具體方法如下：(7.1)計算每種工況下，實物試驗得到的構件損傷響應數(shù)據(jù)與有限元分析結果的差值；(7.2)根據(jù)構件損傷響應數(shù)據(jù)與有限元分析結果的差值，通過靈敏度分析確定元件間連接參數(shù)的調(diào)整量，具體公式如下：其中，為損傷分析結果F(r)對元件間連接參數(shù)r的靈敏度，ΔF(r)為試驗結果與分析結果的差值，Δr表示元件間連接參數(shù)的調(diào)整量。通過求上式在各工況下的最小二乘解，確定元件間連接參數(shù)的調(diào)整量，同時保證元件間連接參數(shù)在取值范圍內(nèi)，從而完成元件間連接關系的修正。(8)根據(jù)步驟(7)得到的修正后元件間連接關系和步驟(5)得到的元件損傷響應規(guī)律，利用有限元分析方法對不同載荷工況下組件、部段以及飛行器損傷響應進行分析，完成耐高溫復合材料結構多層級多修正的虛擬試驗驗證。實施例：以[0]16織物單向板在拉-拉疲勞載荷下的壽命試驗為例，簡要說明本發(fā)明的實施過程。選擇85％的載荷作為[0]16織物單向板強度和剛度退化試驗的疲勞載荷固定值。采用本發(fā)明給出的元件損傷分析方法對元件損傷響應進行分析，得到[0]16織物單向板強度退化曲線如圖2所示，不同循環(huán)次數(shù)下剩余剛度的變化趨勢如圖3所示。其中圖2中縱坐標為[0]16織物單向板在指定循環(huán)次數(shù)下的剩余拉伸強度與靜載拉伸強度的比值XT(n,σ,R)/XT，橫坐標為加載次數(shù)與疲勞壽命的比值(n/N)。圖3中縱坐標為[0]16織物單向板在指定循環(huán)次數(shù)下的剩余拉伸剛度與靜載拉伸剛度的比值E11(n,σ,R)/E11，橫坐標為加載次數(shù)與疲勞壽命的比值(n/N)。選取試驗件進行實物試驗，表1給出了不同循環(huán)加載次數(shù)下試驗件的剩余強度和剩余剛度的基本數(shù)據(jù)。表1指定循環(huán)次數(shù)下[0]16織物單向板剩余剛度和剩余強度由于Z0-22和Z0-23在額定疲勞次數(shù)的疲勞試驗時發(fā)生斷裂，因此在剩余剛度和剩余強度退化公式時剔除兩個失效的試驗，剩余剛度和強度同初始值的比值如表2所示。表2[0]16織物單向板剩余剛度和剩余強度與初始剛度強度比值編號次數(shù)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根據(jù)圖2和實物試驗得到的元件損傷響應數(shù)據(jù)，計算實物試驗得到的元件損傷響應數(shù)據(jù)與元件損傷分析方法得到的分析結果的擬合度，采用L-M算法，得到待擬合參數(shù)c4＝8.592，所得到的剩余強度退化公式為：根據(jù)圖3和實物試驗得到的元件損傷響應數(shù)據(jù)，計算實物試驗得到的元件損傷響應數(shù)據(jù)與元件損傷分析方法得到的分析結果的擬合度，從而得到回歸系數(shù)。因為考慮到剛度出現(xiàn)退化的試件只有3個，不能自由度不能完全滿足，故對參數(shù)進行調(diào)整。c1參數(shù)采用參考值c1＝1.230進行計算。采用L-M算法，最終得到待擬合參數(shù)c1＝1.230,c2＝4.261,c3＝0.220，即[0]16織物單向板剩余剛度E11(n,σ,R)的退化公式：將元件剩余強度和剩余剛度退化公式作為輸入條件，預置連接理想?yún)?shù)(加強筋與壁板連接剛度理想值為1.0E10)，采用有限元分析方法，對構件(以開孔壁板為例)進行有限元分析，建立的有限元模型如圖4所示。開孔壁板在剪切疲勞載荷下的實物試驗結果和有限元分析結果如表3所示，其中破壞載荷為實物試驗結果，以破壞載荷試驗結果與分析結果的比對為例進行連接參數(shù)修正。表3開孔剪切壁板破壞試驗數(shù)據(jù)采用本發(fā)明方法對連接參數(shù)進行修正，加強筋與壁板連接剛度修正值為0.97E10。以修正的元件強度剛度降階模型和連接參數(shù)修正值為輸入條件，應用有限元方法進行復合材料機翼結構損傷分析，對機翼結構在相應疲勞載荷工況下的剩余強度進行預估，得到考慮多失效模式影響下機翼結構的最大承載數(shù)值。本發(fā)明方法，實現(xiàn)了復合材料結構件多層級多修正的虛擬試驗驗證方法，降低了驗證周期和成本，提高了驗證準確度。同時還可以進一步開發(fā)實時顯示對比系統(tǒng)，從而能夠清楚地看出分析結果與試驗結果的實時顯示比對以及分析修正。本發(fā)明說明書中未作詳細描述的內(nèi)容屬于本領域?qū)I(yè)技術人員的公知技術。當前第1頁1 2 3