单向SiC/SiC复合材料拉伸行为模拟研究

理解单向SiC/SiC复合材料在拉伸过程中的损伤破坏机制对掌握SiC/SiC复合材料的力学行为有着至关重要的意义。本文构建了一个单向SiC/SiC复合材料微观二维有限元模型,基于强度判定模拟纤维随机断裂过程;基于内聚力模型模拟界面脱粘现象;特别针对基体裂纹现象,通过均匀质方法和断裂能释放率建立了基体的连续介质损伤模型。结果显示,模型成功模拟了单向SiC/SiC复合材料在拉伸过程中的微观破坏机制和宏观力学行为。基体裂纹、纤维断裂、界面脱粘这3种微观破坏机制之间共同作用、相互影响,最终造成了材料整体的失效。本文中获得的结果将有助于进一步理解单向SiC/SiC复合材料拉伸行为,有利于材料性能的提高。     

桨叶可靠性分析方法

本文给出二维疲劳裂纹扩展门槛值分布函数,建立二维应力—门槛值干涉模型。该模型可用于含初始缺陷或意外损伤的螺旋桨叶无限寿命可靠性分析和设计,得到桨叶可靠度与初始裂纹尺寸之间的函数关系式。考虑到随使用时间增长,桨叶遭受意外损伤的可能性将不断增大,损伤的程度也不断加重,文中还给出桨叶在无限寿命条件下的检修周期。该方法也可用于其它含裂纹构件以及复合材料桨叶的无限寿命可靠性分析和检修周期确定。      

约束开裂复合材料层板的裂纹密度计算与斜交铺层处理

对约束开裂复合材料层板给出随裂纹密度变化的刚度衰减公式。构造了裂纹密度与损伤区应力的关系函数,借助这一函数可由损伤区应力直接预测其刚度衰减。引入两次转轴变换方法,将刚度衰减公式由９０°基体开裂推广到应用于±θ层的基体开裂。     

单向陶瓷基复合材料单轴拉伸强度研究

采用细观力学方法对单向纤维增强陶瓷基复合材料单轴拉伸强度进行研究.采用剪滞模型描述复合材料出现损伤后的细观应力场,结合基体随机开裂模型、断裂力学界面脱黏准则确定基体裂纹间距及界面脱黏长度.当基体裂纹达到饱和后,假设纤维强度服从威布尔分布,完好纤维和断裂纤维承载满足总体载荷承担法则,采用纤维随机失效模型确定继续加载过程中纤维断裂概率及断裂位置,当纤维承载达到最大时,复合材料失效.讨论了基体威布尔模量和特征强度、纤维/基体界面剪应力和界面脱黏能、纤维威布尔模量和特征强度对纤维失效,进而对复合材料拉伸失效强度的影响.与试验数据对比表明:提出的模型是有效的.      

2.5维机织复合材料疲劳寿命预测方法

针对疲劳载荷作用下的2.5维机织复合材料,建立了疲劳寿命预测方法.该方法主要包括单胞模型、疲劳失效判定准则和材料性能退化方法3部分.选取单胞模型为研究对象,利用三维有限元技术进行应力分析;引入改进的三维Hashin疲劳失效准则和Mises准则作为纤维束和树脂基体的疲劳失效判据;采用刚度性能突降准则描述疲劳失效后的材料性能,采用考虑纤维体积分数影响的剩余刚度和剩余强度退化模型描述失效前材料的性能.通过疲劳寿命预测值与试验值的对比,验证了疲劳寿命预测方法的有效性.研究表明:经向拉-拉疲劳寿命随经纱纤维体积分数增大而增加,纬向拉-拉疲劳寿命受纬纱纤维体积分数影响较小.      

桨叶结构裂纹损伤检测和剩余寿命评估方法

研究了一种基于力残差向量的桨叶结构损伤检测和剩余寿命评估方法,从桨叶有限元模型出发构造了一种节点力残差向量,分析力残差向量可确定损伤位置和损伤程度。引入裂纹单元模型将损伤的大小量化为等效裂纹长度,桨叶结构损伤用等效裂纹大小表示。从腐蚀疲劳断裂理论出发,建立了损伤扩展模型,得到了桨叶结构剩余寿命估计曲线。最后,通过实例验证了方法的可行性和有效性。     

颗粒增强铝基复合材料微观损伤仿真及实验研究

SiCp/A356复合材料的宏观力学行为与其微观损伤机理密切相关.随着温度的升高,材料力学性能明显下降,SiCp/A356复合材料表现出的微观损伤机理不同.本文建立了球形SiC颗粒与铝基体组成的复合材料单元体计算模型,采用该模型对复合材料的微观损伤机理进行了仿真研究,分析得到的复合材料微观损伤机理与实验观测结果相吻合.在常温下复合材料的裂纹萌生以基体撕裂和颗粒断裂为主;高温下其裂纹萌生机制以颗粒脱离和基体撕裂为主.     

碳纤维复合材料短梁剪切疲劳特性

研究了碳纤维增强双马来酰亚胺复合材料的层间剪切静态与疲劳加载性质,分析了不同基体、不同铺层界面对层剪性质的影响。给出了层剪疲劳加载的S-N曲线;讨论了层间剪切损伤和增强机理,观察了微观特征。与碳/环氧复合材料相比,双马来酰亚胺基体复合材料在碳纤维和基体之间粘接良好,从而改进了纤维抗疲劳裂纹扩展的能力。     

复合材料疲劳分散性分析

<正>疲劳是在某点或某些点承受循环应力,在足够多的循环次数作用之后,材料中形成裂纹或者完全断裂的局部、永久结构变化的发展过程。通常使用循环应力S与破坏时的寿命N之间的关系(S/N曲线)描述材料的疲劳性能。影响材料疲劳性能的因素为载荷形式、尺寸、表面光洁度、温度和环境等,对于复合材料,纤维的预制体、组织结构和密度、空隙等也影响其性能。复合材料疲劳损伤是一个随机特性过程。与金属的     

含分层损伤复合材料层板压缩分层疲劳扩展研究

采用基于Mindlin一阶剪切理论的连续壳单元,建立了预测含分层损伤复合材料层板在压缩疲劳载荷作用下的分层扩展3D模型,分析了含穿透分层复合材料层板在压缩疲劳载荷作用下的分层扩展行为。利用累积损伤理论,对层板内出现的各种典型损伤进行相应的刚度折减,并在循环加载过程中对材料性能进行强度弱化。利用虚裂纹闭合技术(VCCT)计算分层前缘处的能量释放率,结合混合断裂判据判断分层是否扩展,进而得到压缩疲劳载荷作用下分层扩展规律。计算模型通过大型商用有限元软件和自编程序实现。通过对数值仿真结果和试验结果进行比较,验证了模型的合理性和准确性。     

预置裂纹定向凝固高温合金叶片的断裂特征分析

通过对涡轮叶片用、定向凝固合金材料DZ4紧凑拉伸试样的断裂韧性计算,在有限元程序MSC.MARC下建立了复杂构件应力强度因子的计算模型;结合试验研究,计算了预置裂纹叶片的应力强度因子,分析了发生断裂时的状态,发现叶片的断裂韧性具有较大的分散性,其中一部分明显低于材料的试验值;对工作条件下的故障叶片进行了模拟计算,反映出该叶片在发生断裂时瞬断区偏大而疲劳区偏小的断裂特征。     

高性能玻璃纤维增强树脂基复合材料拉-压疲劳行为

对LTX1240玻璃纤维/环氧复合材料开展拉-压疲劳试验,绘制S-N曲线进行疲劳寿命预测,利用扫描电镜观察疲劳试样断口形貌,分析其在拉-压循环载荷作用下的失效模式。结果表明:LTX1240玻璃纤维增强环氧树脂基复合材料的条件疲劳极限为278 MPa;失效过程为树脂基体最先破坏,接着界面分层乃至纤维拉伸、剪切破坏,它们相互作用形成了弥散损伤区并据此扩展发生材料断裂。     

压气机叶片的损伤容限研究

本文用断裂力学方法对压气机和风扇转子叶片作损伤容限分析。采用20节点立体元对叶片作应力场和位移场计算,用裂纹表面位移法求解裂尖应力强度因子K_Ⅰ、K_Ⅱ及K_Ⅲ随裂纹长度a变化的关系。根据叶片材料的断裂韧性K_IC、叶片径向伸长量δ_c以及自振频率偏移量f_c值来确定转子叶片失效的准则及临界裂纹长度a_c值。利用Paris公式并考虑到高周振动应力对低周疲劳裂纹扩展的影响求得叶片的损伤容限寿命N_f。文中给出了某压气机叶片的算例。为了研究自振频率随裂纹长度变化的关系,进行了叶片振动实验      

模拟打伤/抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响

研究了无缺口、打伤缺口和3种抛修缺口对TC17钛合金叶片振动疲劳性能的影响。结果表明,无缺口模拟叶片的疲劳寿命最长且寿命分散性最小,打伤缺口模拟叶片的疲劳寿命最短且寿命分散性最大,3种抛修缺口模拟叶片的疲劳寿命介于前两者之间,其中抛修缺口Ⅰ模拟叶片的疲劳寿命最长。无缺口和抛修缺口模拟叶片的疲劳裂纹均起源于叶片根部,打伤缺口模拟叶片的裂纹产生于缺口底部,与有限元模拟计算的最大应力位置吻合。模拟叶片的疲劳断裂区比较平坦,呈半椭圆形貌,疲劳源区主要位于模拟叶片表面的微小损伤处,疲劳扩展区具有典型的疲劳弧线特征,并呈现沿α/β片状组织界面开裂的特征。     

二维机织C/SiC复合材料非线性力学行为数值模拟

建立了考虑纤维束内部缺陷以及外部基体缺陷的多尺度单胞模型。首先依据电镜扫描图和材料内部单胞的密度,确定了纤维束单胞和复合材料单胞的几何尺寸;然后引入周期性边界条件,利用含缺陷的纤维束单胞模型计算了其初始模量和强度;最后使用由电镜扫描图确定尺寸的复合材料单胞模型,利用上一尺度的材料参数,对复合材料的模量进行了预测;并建立了含损伤纤维束单胞的刚度矩阵,运用基于不同失效模式下损伤状态变量的刚度渐进折减法表征材料积分点损伤,通过数值结果与试验结果的对比,分析了Hashin准则作为判定纤维束起始损伤的适用性,并最终据此给出了单轴载荷作用下受损材料参数的变化情况。分析表明:基于考虑两种缺陷的多尺度模型,使用Hashin准则对C/Si C复合材料单胞进行非线性应力-应变行为数值预报与实验吻合良好。     

Multiaxial fatigue life prediction of composite laminates

A study of composite laminates under tension–torsion biaxial loading is presented. The focus is placed on fatigue lives of composite laminates under different tension–torsion biaxial fatigue loading paths. A macro-meso model used to predict multiaxial fatigue life of composite laminates is also presented in this paper. Firstly, a macro-scale 3D RVE corresponding to composite laminates is established to determine strain components in the material principal direction of each layer for each biaxial stress ratio. Secondly, a meso-scale 3D RVE corresponding to each layer with fibers distributed randomly is established, with progressive damage prediction method, biaxial strength of composite laminates can be predicted, and the final failure layer can be confirmed. Thirdly, select any one of fatigue loading path at which the final failure of composite laminates is fiber failure (matrix failure) to establish the reference curve for fiber (matrix). Finally, with reference curve, fatigue life of composite laminates under any biaxial loading path can be predicted. And numerical results show good agreements with experimental data.     

TMF本构和寿命模型:从光棒到涡轮叶片

针对空心涡轮叶片，发展了考虑瞬态变温效应的热机械疲劳（TMF）本构模型和寿命预测方法。第一，以某涡轮叶片用定向凝固合金DZ125为对象，开展了光棒、缺口TMF试验，结合已有的高温疲劳试验数据，获得了相位、温度范围、应力集中等因素对TMF寿命影响规律；第二，利用材料微观组织分析手段，揭示了导致光棒和缺口TMF失效的疲劳裂纹萌生机理；第三，借助于Chaboche本构模型，进行了各向异性、变温、蠕变损伤修正，建立了考虑变温效应的循环-蠕变本构模型，实现了DZ125合金拉伸、等温循环、蠕变、疲劳-蠕变以及TMF应力应变响应的统一建模和预测；第四，发展了疲劳-蠕变-氧化损伤累积的TMF寿命模型，利用简单纯疲劳和蠕变基础数据获得了寿命模型参数，并进一步发展了名义应力法预测了缺口模拟件的TMF寿命；最后，以某涡轮叶片为对象，进行了模拟飞行载荷谱条件下的瞬态变形响应计算和叶片TMF寿命预测。     

考虑耦合损伤的燃气轮机叶片材料高低周复合疲劳寿命研究

燃气轮机叶片在实际工作过程中,受到高低周载荷共同作用而易发生疲劳失效.针对高低周复合疲劳损伤演化和寿命预测比较复杂这一问题,考虑高低周载荷叠加形成的耦合损伤,建立了一种新的高低周复合疲劳寿命预测模型,在此基础之上,引入弱化函数描述某些低幅高周载荷对复合损伤的弱化作用,建立了具有低载强化寿命效应的高低周复合疲劳寿命预测模...     

复合材料单搭胶接接头静力与疲劳裂纹扩展研究

胶层裂纹是复合材料胶接接头的常见损伤形式之一,严重影响复合材料结构的完整性。以胶接结构中常见的复合材料单搭胶接接头为研究对象,建立其三维数值模型,采用双线性内聚力本构关系表征静态裂纹扩展,并将静态模型扩展至疲劳裂纹扩展模型;结合静力与疲劳试验,对单搭胶接接头的应力应变分布规律、裂纹扩展与破坏机理展开研究。结果表明：单搭...     

定向凝固涡轮叶片高温低周疲劳的破坏特点

针对几何形状完全相同但材料不同的两种涡轮叶片,采用相同的试验方法进行高温低周疲劳试验,普通铸造K403合金叶片和定向凝固DZ22B合金叶片却在不同的部位破坏,K403合金叶片在试验考核的榫齿部位断裂,而DZ22B合金叶片的榫齿在叶身根部断裂前均未出现裂纹.为了解释上述试验结果,展开了两类叶片试验条件应力场的有限元分析和...