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.     

稠密颗粒增强复合材料应变分布规律和刚度张量

针对高体积份数、随机分布、等轴状颗粒增强复合材料 ,研究了材料的应变分布规律 ,给出了基体和增强体应变平均值与材料微观结构参数之间的定量关系。结果表明 ,除应变平均值外 ,应变涨落是影响刚度张量的另一个重要因素 ,研究了应变涨落与材料微观结构参数之间的关系 ,并推导出了复合材料的刚度张量。与实验结果和以往的理论比较 ,预测结果与实验结果吻合良好     

循环加载下复合推进剂的能量耗散

在空空导弹的挂载飞行阶段,弹体高频振动导致的固体推进剂温升极大地损害了固体火箭发动机的性能。为深入探究固体推进剂的能量耗散及其影响因素,针对某复合推进剂进行了不同应变幅值下的多频率疲劳测试,并利用非接触式红外辐射装置同步采集了循环加载下推进剂试件的表面温度,讨论了频率、应变幅值两个因素对复合推进剂能量耗散的影响。结果发现,复合推进剂由于自身的黏滞性,在外部激励下产生了剧烈的疲劳生热行为,其能量耗散密度随着加载幅值和频率的增大而提高,能量耗散带来的试件表面温度呈现出先增大后稳定的规律。根据能量耗散和温度场方程,建立了复合推进剂疲劳过程中的温升计算模型,利用有限元仿真对不同加载条件下推进剂的滞后温升进行了较好的预测。     

Multiaxial fatigue life prediction of composite materials

In order to analyze the stress and strain fields in the fibers and the matrix in composite materials,a fiber-scale unit cell model is established and the corresponding periodical boundary conditions are introduced.Assuming matrix cracking as the failure mode of composite materials,an energy-based fatigue damage parameter and a multiaxial fatigue life prediction method are established.This method only needs the material properties of the fibers and the matrix to be known.After the relationship between the fatigue damage parameter and the fatigue life under any arbitrary test condition is established,the multiaxial fatigue life under any other load condition can be predicted.The proposed method has been verified using two different kinds of load forms.One is unidirectional laminates subjected to cyclic off-axis loading,and the other is filament wound composites subjected to cyclic tension-torsion loading.The fatigue lives predicted using the proposed model are in good agreements with the experimental results for both kinds of load forms.     

基于半理论法预测基础激励下纤维增强悬臂梁结构应变能

提出了半理论法预测基础激励下纤维增强悬臂梁结构应变能。首先,建立了基础激励下纤维增强复合梁结构的应变能分析模型。然后,明确了采用半理论法预测纤维增强悬臂梁应变能的相关原理,并给出预测纤维增强悬臂梁应变能的具体流程。最后,测试获得该类型梁结构在某基础激励幅度下的振动位移响应,验证所建立的应变能分析模型的正确性,可以采用半理论法来分析预测复合梁的应变能,同时还与相同尺寸的铝合金梁的预测结果进行了对比。结果证明:在相同激励幅度下,纤维增强悬臂梁的应变能相对于铝合金梁结构要低于24%~36%,可以利用应变能指标来客观评价复合结构件相对于金属构件的减振能力。      

三维机织复合材料的一个细观力学模型

根据三维机织复合材料中细观几何和变形的周期性,提出了一种反映细观周期约束条件的组合梁单元模型,该模型既考虑了纤维束的偏轴拉压效应,又考虑了纤维束的弯／剪耦合效应和纤维束之间的相互作用,可以描述纤维束和基体中的细观应力分布。针对一种典型的三维机织复合材料,研究了根据编织参数确定材料细观结构的方法,在此基础上选取材料中最小周期的一段纤维束作为分析胞元,用上述模型分析了面内拉伸荷载下胞元中各相材料的细观应力,进而得到材料平均的宏观模量。材料试验和二维细观有限元分析证明了本模型的可靠性。研究表明,三维机织复合材料中,纤维束拉、弯耦合效应引起的细观应力在应力分析中不可忽略。     

高应变率条件下38CrMoAl钢的动态力学行为及失效模型

38CrMoAl钢是飞机某频繁经受冲击载荷结构的主要材料，为了获得该钢在冲击载荷下的力学行为和失效参数，本文对38CrMoAl钢开展了准静态试验、应变率从650 s^-1至5 500 s^-1的动态力学试验以及应力三轴度试验，对材料的金相组织和断口形貌进行了微观观察分析，最后基于试验结果确定了材料的修正强度模型和失效模型参数。试验结果表明，38CrMoAl钢具有较强的应变率敏感性，材料屈服强度随着应变率的增加具有正应变率强化效应，应变率在10^-3~5 500 s^-1的范围变化时，屈服应力从450 MPa上升到了1 085 MPa，应变率为5 500 s^-1时材料的屈服应力达到了准静态条件下的2.41倍。对材料组织的微观观察分析发现材料主要由呈现颗粒状的回火索氏体组成，材料在高应变速率加载下其塑性发生了下降，断口由韧窝型塑性断口向局部解理断面发生转变，韧窝尺寸也随着应变率的升高而变小。对Johnson-Cook（J-C）强度模型中的应变率强化项进行了修正，使修正后的本构模型可以更有效地描述38CrMoAl钢的动态力学行为，最后结合数值模拟方法确定了材料的J-C失效准则参数。     

不同冲击能量对层合板损伤及剩余强度的影响

基于三维逐渐损伤理论和全程分析方法,对复合材料层合板在冲击载荷及冲击后静载荷下的损伤过程进行分析,重点研究不同冲击能量对两种不同铺层参数、不同几何尺寸的T300/BMP-316复合材料层合板的损伤产生与扩展过程以及剩余强度的影响规律.结果表明:复合材料层合板存在可使其剩余强度急剧下降的冲击能门槛值.对于T300/BMP-316复合材料层合板而言,其冲击能量的门槛值介于5.0～5.5J之间;在冲击过程中,冲头下落速度具有一定的波动性,且不同铺层参数将影响冲击后复合材料层合板表面的凹痕深度.      

Energy absorption features of 3-D braided rectangular composite under different strain rates compressive loading

There are huge potential applications of 3-D braided composite in aerospace engineering because of the non-delamination feature of the composite under impact loading. This paper presents the analysis of energy absorption features of 3-D braided composite under compression with different strain rates. The 3-D 4-step rectangular braided composite coupons were tested on a material tester MTS 810.23 and a split Hopkinson pressure bar (SHPB) apparatus to obtain out-of-plane and in-plane compression stress vs. strain curves at quasi-static and high strain rate state. The failure modes and energy absorption features of the 3-D braided composite under different strain rates were analyzed both in time domain and frequency domain. The energy absorbed by the 3-D braided composite increases with the strain rate. From fast Fourier transform (FFT) analysis of compression stress vs. time histories, the power of energy absorption of the 3-D braided composite increases with strain rate and mostly concentrate on the high frequency region. While for quasi-static compression, the power distributes in very narrow frequency region and also is less than that in high strain rates. This feature corresponds to the different damage and energy absorption mechanisms of the 3-D braided composite under quasi-static and high strain rate compression.     

裂纹形成寿命的类比估算法

本文提出一种零部件的裂纹形成寿命的类比估算方法。即用已知零部件在谱载荷作用下,经过耐久性试验所得到的寿命（或使用寿命）来类比估算其它未经过耐久性试验的同类型的零部件的寿命。本文通过推导给出具体类比估算公式,它基本上可以消除Miner公式中常值Q的分散的影响,从而可以提高寿命估算的准确性。本文还给出了在五种谱载荷作用下的试样的类比估算和飞机的大型结构件的类比估算实例,并得到疲劳试验的验证。 在1979年类比计算寿命的研究工作中,曾得到北京航空学院高镇同教授的指导和空军研究所侯同英工程师的算例的验证。在试样类比计算中,北京材料研究所顾明达、张诗捷工程师无私地提供了试验数据。在此表示感谢。     

双面贴补层合板压缩屈曲渐进损伤分析

贴补复合材料层合板在压缩载荷作用下的屈曲破坏强度及其损伤演化过程对于复合材料结构修理具有重要意义。本文基于应变和黏聚区模型(CZM)建立了贴补复合材料层合板的渐进损伤分析模型,引入复合材料与胶层的损伤判据和刚度退化方案,计算了结构屈曲强度。数值仿真结果和实验数据吻合较好,验证了模型的有效性。基于该模型,采用非线性有限元方法研究了压缩载荷下双面贴补复合材料层合板的屈曲损伤演化过程,并讨论了补片参数对结构屈曲强度的影响。研究结果表明:双面贴补复合材料层合板屈曲后,处于拉伸和压缩状态下的铺层中的损伤程度存在差异;增大补片直径与厚度可以在一定程度上提高双面贴补复合材料层合板的屈曲强度。     

Analysis of composite laminates with intra- and interlaminar damage

Failure process of composite laminate under quasi-static or fatigue loading involves sequential accumulation of intra- and interlaminar damage. Matrix cracking parallel to the fibres in the off-axis plies is the first intralaminar damage mode observed. These cracks are either arrested at the interface or cause interlaminar damage (delamination) due to high interlaminar stresses at the ply interface. This paper summarises recent theoretical modelling developed by the authors on stiffness property degradation and mechanical behaviour of general symmetric laminates with off-axis ply cracks and crack-induced delaminations. Closed-form analytical expressions are derived for Mode I, Mode II and the total strain energy release rates associated with these damage modes. Dependence of strain energy release rates on crack density, delamination area and ply orientation angle in balanced and unbalanced symmetric laminates is examined and discussed. Also, stiffness degradation due to various types of damage is predicted and analysed.     

叠层穿刺CF/Al复合材料准静态拉伸力学行为与失效机制

针对新型的叠层穿刺碳纤维织物增强铝基复合材料（CF/Al复合材料）,通过细观力学数值模拟与实验结合的方法研究了其在准静态拉伸载荷作用下的渐进损伤与断裂力学行为。复合材料经向拉伸弹性模量、极限强度与断裂应变的实验结果分别为129.61 GPa、630.14 MPa和0.75%,细观力学模型预测误差分别为-9.41%、7.57%和1.33%,均匀化计算的宏观应力-应变曲线与实验曲线总体上相符。经向拉伸变形初期首先出现经/纬纱交织处基体合金的局部损伤,随着拉伸应变量的增大依次发生纬纱和穿刺纱的横向开裂,拉伸变形后期基体合金与经纱失效引起宏观应力-应变曲线的急剧下降,复合材料拉伸断口表现为经纱轴向断裂及纬纱和穿刺纱横向开裂共存的形貌特征,纤维拔出和基体断裂导致的经纱轴向断裂是诱发复合材料最终失效的主要机制。     

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。     

涡发生器控制平板边界层分离的大涡模拟

为了研究涡发生器(VGs)间距λ对控制边界层分离效果的影响,选取了4种涡发生器间距,λ/H(H为涡发生器高度)分别为5,7,9,11.采用大涡模拟(LES)方法对带逆压梯度的平板边界层分离流动及VGs控制分离流动进行了数值模拟.分析了有无VGs控制时,湍流场中大尺度相干结构及其演化规律,分别从旋涡间距、边界层内流体动能、压差损失等方面考察了VGs间距对控制流动分离效果的影响.研究结果表明当λ/H为5时,VGs间距过小抑制了旋涡的展向发展,λ/H为9,11时,VGs间距过大边界层内流体动能偏低,当间距λ/H为7时流动控制效果更优,此时计算域压差损失最小,相比较无VGs控制时,压差损失降低了30.95%.      

受弯曲对称复合材料层板的层间应力分析

本文引伸了受均匀拉伸复合材料层板自由边界效应问题的准三维有限元理论,分析了受弯曲（±45）_s角交层板与正交对称层板中的应力响应。着重讨论了层板自由边附近及层间界面上的应力分布。与受均匀应变拉伸下的应力分布相比,受弯曲对称复合材料层板中的层间应力分布有许多不同的特点。本文的分析结果将有助于理解在复合载荷下复合材料层板的破坏模式与破坏过程。     

FGH95粉末盘材料热/机械疲劳和等温低周疲劳断裂行为研究

对粉末冶金盘材料 FGH95进行了同相位 ,温度循环为 3 5 0℃到 60 0℃的热 /机械疲劳试验和 60 0℃的等温低周疲劳试验。考察了两种载荷波形下材料的循环应力响应行为和高温疲劳断裂机理以及载荷波形对疲劳寿命的影响。研究结果表明 :同相位热 /机械疲劳寿命比上限温度的等温低周疲劳寿命短。该材料在高温应变疲劳的循环应力响应行为与应变水平的大小以及循环载荷波形有关。试样的微观断口分析显示了在高温应变疲劳试验中同时存在疲劳、蠕变和氧化损伤。在同相位热 /机械疲劳载荷下 ,穿晶 +沿晶断裂为疲劳断裂的主要特征 ;在等温低周疲劳载荷下 ,裂纹主要为穿晶萌生与扩展      

2D-C/SiC复合材料开孔试件拉伸特性和失效分析

通过对2D-C/SiC复合材料4mm和6mm开孔试件进行拉伸试验,研究了开孔试件的拉伸特性和失效模式,与标准试件拉伸试验结果比较获得了开孔尺寸对试件强度的影响。相比于标准拉伸试件,4mm和6mm开孔试件的拉伸强度分别减小了1.0%和6.6%。通过在开孔试件不同位置粘贴应变片,获得了试件在拉伸过程中最小净截面上的应变变化规律,直观地体现了试件拉伸过程中的应变集中现象,并通过有限元对开孔试件的应变分布进行模拟,模拟结果与试验值吻合较好;通过在试件表面粘贴声发射探头,获得了拉伸过程中试件材料的损伤参量变化规律,反映了试件的宏观损伤演化规律,并结合试件断口照片分析了开孔试件的失效行为。     

基于舰船摇摆载荷的推进剂粘接界面疲劳损伤模型

以某固体火箭发动机为例,建立了舰船摇摆载荷作用下发动机药柱粘接界面的疲劳损伤模型。通过推进剂粘接界面定应力往复剪切试验获得了界面的疲劳损伤S-N曲线;选取残余应变为损伤变量,并根据试验数据建立了推进剂粘接界面的疲劳损伤演化模型。试验及研究结果表明,推进剂粘接界面应力幅值和疲劳破坏次数的自然对数满足方程Y=0.748exp(-X/5.663)-0.0261。推进剂粘接界面在舰船摇摆载荷作用下的疲劳损伤量与循环加载比满足方程D=0.1517(1-exp(-β/0.0386))+0.8483(1-(1-β)1.1)。     

复合材料层板损伤力学的实验研究——损伤应变能释放率破坏判据

一、前言 鉴于复合材料层板的结构特点和独特的破坏机理,作者曾经讨论过最近发展起来的固体力学新分支——连续介质损伤力学在复合材料层板中的应用,并指出了损伤力学可能是研究含缺陷复合材料强度的更有效的工具。 从70年代到现在,各向同性损伤理论已经得到了仔细的研究,并在大变形塑性损伤,蠕变损伤和疲劳损伤等方面的应用中取得了初步成功。