缝合复合材料可用性——含孔层合板的疲劳性能

 对含孔缝合复合材料层合板的疲劳性能进行了试验研究,考察了缝合及其方向对复合材料孔板拉伸疲劳损伤扩展规律的影响。通过有限元法分析了有、无缝合复合材料含孔板的应力分布状态,对缝合复合材料孔板的拉伸疲劳损伤及其扩展机理进行了分析。研究表明,缝合改变了复合材料含孔板的拉伸疲劳损伤起始与扩展的机理,缝合方向对含孔层合板的拉伸疲劳损伤的发生与扩展有比较明显的影响。层间剪切应力对45°缝合孔板内的损伤发生与扩展起着重要作用,而且45°缝合孔板可能会出现孔边损伤以外的其他主要损伤区。     

复合材料桨叶结构损伤演化模型

与金属材料桨叶相比,复合材料桨叶因具有更加优良的抗疲劳性能而被广泛应用到直升机旋翼上。但由于复合材料破坏机理复杂,疲劳性能分散,影响因素众多,导致复合材料桨叶疲劳现象尚处于研究探索之中,在复合材料的微观失效机制与宏观结构的力学性能之间仍然缺少一座桥。鉴于此,文章利用典型复合材料试样的拉伸疲劳实验数据,建立了基体裂纹、纤维断裂和界面脱胶等损伤变量累积模型,从断裂能的角度出发构建了基体裂纹密度、纤维断裂面积与复合材料属性之间的函数关系,分析了基体裂纹密度、纤维断裂面积等损伤变量对复合材料工程性能参数的影响。利用复合材料宏观力学理论,研究了各物理损伤变量对桨叶刚度特性的影响,采用连续损伤变量的状态方程建立了复合材料桨叶的损伤演化模型,这种以有理多项式为状态转移函数微分模型能很好地体现复合材料桨叶在疲劳初期和疲劳末期刚度快速损伤的现象。     

复合材料层压板疲劳性能评估的模型和方法

复合材料层压结构的单轴和多轴疲劳性能研究已在表征模型和方法等方面取得了显著进展。针对纤维增强复合材料层压板疲劳性能的分析预测,综述了疲劳损伤演化的曲线模型、剩余刚度模型、剩余强度模型、疲劳模量模型和S–N曲线模型的研究进展,对疲劳失效判据和疲劳寿命预测的模型和方法进行了总结和分析,并就疲劳研究的不足进行了综合阐述。研究表明,疲劳损伤演化和寿命预测的理论模型多为宏观唯象模型,很少涉及微细观损伤形式和机理;针对多向层合板寿命预测的有限元方法虽然具有广泛适用性,但是还不足以模拟复合材料的真实损伤路径和历程。在此基础上,对后续复合材料疲劳损伤及寿命研究的重点方向进行了展望。     

基于导波原位检测的复合材料疲劳表征与寿命预测研究

随着复合材料在先进飞行器结构中占比的逐渐增加,复合材料在服役过程中力学性能的变化对飞行器整体的安全至关重要。为了实现基于导波原位检测的飞行器复合材料整体部件疲劳评估和寿命预测,首先,从宏观和细观的角度研究复合材料疲劳损伤演化规律;在此基础上,通过分析导波波场信息,探究导波相速度、模态能量比等特征在表征复合材料疲劳方面的潜力;其次,从复合材料损伤机理出发,建立导波相速度与疲劳损伤累积的演化模型;然后,构建深度学习框架,以数据驱动的方式从导波波场中提取疲劳演化特征;最后,提出基于贝叶斯模型平均方法的疲劳演化模型,对复合材料剩余疲劳寿命进行预测。结果表明：通过提取和分析导波特征信息,可以准确地对复合材料疲劳状态进行表征,结合贝叶斯模型平均方法和置信区间准则,实现了在试件疲劳破坏之前的剩余寿命预测。     

直升机复合材料结构疲劳寿命评定技术的研究进展与发展趋势

针对直升机复合材料结构的服役环境和外场使用经验,分析了复合材料结构在交变气动环境下所呈现出的高周疲劳载荷特征,指出复合材料疲劳在直升机复合材料结构设计中的必要性.对直升机复合材料结构疲劳定寿体系中涉及的疲劳载荷谱编制方法、损伤失效机理、寿命预测方法及疲劳试验验证4项关键技术的研究进展进行了概述,在此基础上,根据当前复合...     

外来物冲击损伤对复材加筋板屈曲特性影响研究

为发挥复合材料加筋壁板的后屈曲承载能力,设计了含冲击损伤加筋壁板压缩失稳疲劳试验。讨论了外来物冲击损伤对失稳临界应力的影响,以及结构在疲劳载荷下,失稳-恢复-失稳的后屈曲承载过程中,屈曲损伤的扩展情况。结果表明,外来物冲击对失稳临界应力影响不明显。该型复合材料加筋壁板有较好的失稳疲劳特性,为复合材料加筋壁板设计提供了思路。     

压气机叶片疲劳可靠度及寿命的预测方法

提出在缺乏零件工作载荷谱时, 进行该零件疲劳可靠性设计计算的方法。用使用过一段时间后的零件进行疲劳试验, 根据这些试验数据统计出剩余疲劳损伤强度, 利用它确定该零件在工作寿命期间的总疲劳损伤量。然后用疲劳累积损伤可靠性模型进行零件疲劳可靠性设计计算。并以航空发动机压气机工作叶片为例, 说明如何使用剩余疲劳损伤强度预测叶片的可靠度或寿命。      

激光超声技术在复合材料检测中的应用

激光超声检测技术采用脉冲激光照射的手段激励结构中的Lamb波,可以实现远距离、非接触式的Lamb波传播波场数据测量。针对复合材料在航空领域应用中所面临的安全和可靠性能评估问题,南京航空航天大学开展了基于激光超声技术的复合材料检测研究。采用信号处理方法提取了Lamb波传播特征参数,进行了复合材料的损伤成像、刚度参数识别和疲劳特性评估,取得了理论和试验验证上的进展,为航空领域的复合材料无损检测技术提供了新方法。     

2.5D机织复合材料悬臂梁振动疲劳实验与有限元模拟

2.5D机织碳纤维增强树脂基复合材料以其在力学性能和复杂构件成型两方面的综合优势，在大涵道比商用涡扇发动机风扇叶片方面具有巨大的应用前景。对发动机风扇叶片来说，振动疲劳是一种不可忽视的工况条件，目前2.5D机织复合材料振动疲劳方面的实验与数值预测模型十分有限。本工作针对一种模拟发动机叶片根部的2.5D机织复合材料悬臂梁结构，建立一阶弯曲振动疲劳行为模拟的多尺度模型，并基于固定周期跳跃的疲劳加载模拟方法，结合主导疲劳失效机制的损伤萌生准则和疲劳刚度退化模型，开展2.5D机织复合材料经、纬向试件振动疲劳实验过程的模拟。基于建立的多尺度模型分析试件危险部位单胞内的应力场，预测经、纬向试件振动疲劳实验后的损伤状态。数值模拟结果与实验后的断口形貌观测结果吻合，验证了本工作提出的2.5D机织复合材料振动疲劳多尺度预测模型的有效性。基于提出的振动疲劳多尺度预测模型，对随着疲劳加载次数累积经向试件工作段单胞内的损伤状态进行了仿真，揭示了2.5D机织复合材料振动疲劳损伤的演化机理。     

复合材料加筋壁板多点冲击损伤和高周剪切疲劳试验

为研究多点冲击损伤和高周剪切疲劳对复合材料加筋壁板损伤演化、屈曲行为及破坏模式的影响,制作了9块相同构型的复合材料加筋壁板,设计了冲击试验、高周剪切疲劳试验和剩余剪切强度试验。在多点冲击和高周剪切疲劳试验过程中,使用超声C扫描系统监测了损伤区域。C扫描图像表明损伤区域的长度和宽度随着循环次数的增加而增加。与无预制损伤试验件相比,多点冲击损伤和高周剪切疲劳试验件的平均破坏载荷下降了约50%。冲击或疲劳形成的初始损伤对破坏模式产生影响,冲击疲劳试验件出现了局部蒙皮屈曲变形,破坏裂纹非常接近冲击点。      

复合材料层合板疲劳逐渐累积损伤寿命预测方法

针对疲劳载荷作用下的纤维增强复合材料层合板, 发展了疲劳逐渐累积损伤寿命预测方法.该方法主要包括应力分析、失效分析及材料性能下降三部分.其中, 应力分析是通过三维有限元数值分析技术实现的;失效分析采用改进的Hashin静态失效准则判断疲劳损伤的产生和扩展;材料性能是基于突降和渐降两种准则进行退化的.所发展的方法可以预测不同铺层顺序、不同几何尺寸的复合材料层合结构在疲劳载荷下的损伤起始、扩展、直至结构最终破坏整个过程, 并预测其疲劳寿命.同时, 在ANSYS软件平台上, 开发了相应的参数化复合材料层板结构的疲劳逐渐损伤分析程序.与已有文献结果比较, 误差在10%以内.      

STATIC AND FATIGUE BEHAVIOR OF IMPACTED AS4/PEEK THERMOPLASTIC COMPOSITES UNDER COMPRESSION LOAD

Static and fatigue tests under compression load were made on impacted AS4/PEEK and T300/913C graphite/epoxy with ［45/90/-45/0］_5S stacking sequence. The comparison of the damage tolerance assessment for thermosetting and thermoplastic composites shows that thermoplastics are more damage tolerant under compression. Impacted thermoplastic composites have excellent compression-compression fatigue behavior. The damage growth life is only a few percent of their total fatigue life and no regular damage growth can be found. Some design principles for thermosetting composite structures may still be used.     

齿轮弯曲疲劳可靠度预测的计算方法

用一个新的基本观点-把齿轮弯曲疲劳失效处理成随机事件, 以这个随机事件为研究对象, 用齿轮弯曲疲劳的累积损伤强度K_w和总疲劳损伤量D_w来描述弯曲疲劳失效随机事件, 得出用概率描述的弯曲疲劳的疲劳累积损伤模型。用这个计算模型, 提出了计算齿轮弯曲疲劳可靠度的方法。      

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。     

一种新的疲劳累积损伤动态干涉模型

在研究累积损伤及临界累积损伤统计特性的基础上,提出一新的动态干涉模型进行疲劳累积损伤统计分析和寿命可靠度分析。该模型计及损伤非线性累积,可预测随机谱下任一寿命时刻的可靠度。经大子样试验验证,表明该模型合理、可行,且优于已有的干涉模型。     

飞机起落架结构模糊疲劳可靠性分析

应用模糊数学方法对常规疲劳可靠性分析方法无法处理的模11?性不确定性问题进行描述,以某型飞机前起落架为例,根据起落架的试验载荷谱进行疲劳损伤分析.在此基础上,建立了基于Miner线性疲劳累积损伤及模糊数学理论的"累积损伤一临界损伤"动态于涉模型,定量分析起落架可靠性随疲劳寿命的变化规律.     

RESIDUAL STRENGTH AND FATIGUE LIFE OF 2 D AND 3 D CARBON FABRIC COMPOSITES

Ｔｈｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ（ＣＦＲＰ）ｆｏｒａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｉｓｖｅｒｙａｃｔｉｖｅｌｙｂｅｉｎｇｄｅｖｅｌｏｐｅｄｔｏｍｅｅｔｔｈｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ：ａｃｈｉｅｖｉｎｇｈｉ...     

CFRP超高周疲劳损伤演化过程

碳纤维增强树脂基复合材料（CFRP）在航空航天等领域得到广泛应用，CFRP构件的超高周疲劳问题逐渐凸显出来。本文采用超声三点弯曲疲劳试验系统对CFRP复合材料的损伤演化过程进行研究。结果表明：CFRP复合材料在超高周三点弯曲加载下的S-N曲线呈阶梯状，尤其在10⁸周次后，其疲劳强度明显下降。通过对CFRP复合材料在同一视场不同周次下的损伤过程进行分析，发现该材料在超高周加载下的损伤形貌主要表现为3种特征：纤维束交叉处基体损坏、近纤维束平行段基体空洞、基体贯穿，并随着加载周次的增加，其损伤过程也按照这3种特征依次呈现出来。     

程序载荷下疲劳可靠性分析的损伤等效递推方法

以载荷循环数－疲劳寿命干涉模型为基础,分析了程序载荷（包括随机载荷历程）作用下的疲劳可靠性问题的特点及计算方法。通过对疲劳失效过程的分析,针对复杂载荷下疲劳问题的物理本质,提出了一个以损伤等效原则转换不同载荷水平的当量循环数的可靠性递推方法,并进行了试验验证。