第八章 复合材料结构耐久性损伤容限设计4-1

课

题

第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（一）

目的与要求复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发生的原因、对性能的影响程度复合材料耐久性/损伤容限设计特点

设计过程中的基本要求

缺陷检测方法和最低要求

重点复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发生的原因、对性能的影响程度复合材料耐久性/损伤容限设计特点

难

点

缺陷检测方法和最低要求

教

具

复

习提问复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发生的原因、对性能的影响程度？复合材料耐久性/损伤容限设计特点？

新知

识点

考查

复合材料耐久性/损伤容限设计

布置

作业

课堂布置

课后

回忆

复合材料的损伤、断裂、疲劳等缺陷发生的原因、对性能的影响程度？备注

教员张颖云

Boeing787复合材料机身段

1.复合材料的损伤、断裂、疲劳性能及耐久性/损伤容限设计特点

1.1.考虑耐久性/损伤容限设计的必要性

1.1.1耐久性/损伤容限设计的目的和特殊性

●目的耐久性与损伤设计以考虑结构（无损伤和含损伤结构），在规定寿

命期内因受到包括载荷、环境和意外事件的单独或者累计作用而性能退化的情况下，实现其功能的能力；并以满足设计准则的要求，达到安全性和经济性。

●特殊性复合材料优异的疲劳性能和损伤/裂纹扩展往往缺乏规律性，以

及对冲击损伤的敏感性，使复合材料结构耐久性和损伤容限设计呈现出许多与金属材料结构不同的特点，应该予以特别关注。

1.1.2耐久性/损伤容限设计是复合材料部件设计的主要组成部分

●确定使用寿命设计初期用于计算零部件或整体机构、设备或系统的寿

命，以确定整体性；

●确定适用的工艺方法复合材料零部件的寿命与制造工艺之间有着密不

可分的关系，所以必须根据寿命选择制造工艺方法；

●确定修理方法和方案耐久性/损伤容限还可以估计或计算出，修理后的

零件的剩余寿命。

1.1.3发展过程

●套用金属件设计理念，复合材料没有独有的设计思路 1975年颁布的美国

军用标准“飞机机构完整性大纲----飞机要求”中尚且没有包含复合材料结构设计的内容，复合材料零部件的设计基本上完全套用金属件的设计方法，落后的方法，导致不能发挥发挥材料的特性。

●初步建立起复合材料设计方法和体系从20世纪70年代中期到80年代

初的研究和使用经验，使设计人员逐步认识到，由于材料的特性和破坏机理的不同，对复合材料结构的耐久性/损伤容限必须提出一些特殊的要求，在设计和分析方法上也有很大的不同。

●相对完善体系的建立进入到90年代，各个国家或者大型飞机公司根据

自己的需要，已经逐步建立起了复合材料耐久性/损伤容限的设计体系。我国也根据我国自己的发展方式，参考了美国、欧洲的复合材料设计体系和标准建立起了自己的同样标准。

?1995年编写的《复合材料飞机结构耐久性/损伤设计指南》

?2001年出版的新编《复合材料结构手册》

1.2.复合材料结构损伤、断裂和疲劳的特点

1.2.1.损伤来源

●复合材料自身携带的缺陷主要是由于复合材料层压板的各项异性、脆性

和非均匀性，特别是层间性能远低于层内性能等特点；

●制造和运输过程发生的缺陷复合材料构件在制造过程中（铺贴、热压成

型、机械加工）和运输过程中可能受到外来物的冲击，会使复合材料制件程度不同的带有各种缺陷/损伤，并使它在制作质量以及对损伤、断裂和疲劳性能的影响方面与金属材料构件相比具有较大的分散性。

1.2.2.主要缺陷/损伤类型

●制造缺陷

?铺贴和固化过程中生产的空隙率、分层、脱胶、贫胶或富胶、树脂

固化不完全、纤维方向偏离；

?在机械加工和装配时产生的刻痕、擦伤、撞击脱胶、钻孔不当、螺

栓拧紧力矩过大等。

●冲击损伤

?高能冲击一般也称为高速冲击，例如子弹、非包容的发动机高速旋

转部件上的螺钉、螺帽或部分零件飞出和鸟撞等外来物的冲击，造成的损伤，

往往是穿透性的，并伴随有一定范围的局部分层。雷击虽然不属于冲击，但

仍然导致零部件的失灵。

?低能冲击多数情况下也是低速冲击。

?生产或维修工具的坠落；

?叉车、运输卡车和工作平台维护设施的撞击；

?维修生产人员无意中的踩踏；

?服役过程中的损伤。

●孔孔是设计中不可避免的，虽然不属于缺陷和损伤，但是它确实引起了

结构强度的削弱，是耐久性/损伤容限设计时必须考虑的因素。

1.2.3.疲劳性能

1.2.4.缺口敏感性

1.2.5.复合材料含裂纹时的断裂韧性

●单向复合材料

●多向复合材料的断裂韧性

1.2.6.分散性和环境影响

1.3.复合材料结构的耐久性/损伤容限设计要求

1.3.1耐久性对复合材料结构的补充要求

●要进行足够的试验确定疲劳分散性和湿热环境的影响；

●设计时必须考虑使用中的各种损伤，主要是冲击损伤对修理、维护和功能

可能产生的影响，即不导致出现昂贵的维护问题。

1.3.2损伤容限的要求

1.4.复合材料结构耐久性/损伤容限设计方法概述

2.复合材料冲击损伤与典型冲击威胁

2.1冲击损伤

2.1.1损伤检测

●巡回检测在生产现场或装配现场进行检测，以发现孔洞、大面积凹陷等

易于检测的损伤；

●一般目视检测对结构较大范围内，或者结构内部结构，远距离目视检测，

以获得冲击损伤的痕迹或其他结构异常；

●详细目视检测对结构局部范围区域的外部和/或内部进行贴近的仔细目

视检测，以获得详细的冲击损伤信息和数据，或其他结构异常细节，通常是在大修时才进行。

●专门无损检测采用无损检测方法（如超声波、X射线等）对结构具体上

海部位进行定量检测，以确定损伤范围和严重程度，主要用于复合材料内部缺陷的检测。

2.1.2目视勉强可检损伤

●定义目视可检损伤（Barely Visible Impact Damage，BVID）是指在定

期修理过程中，在有代表性的光照条件下（如自然光照），从1.5m（5ft）距离常规目视检查，没有被发现的小损伤。

●量化指标

?模具一侧冲击深度值为0.25～0.5mm（0.01～0.02in）；

?真空袋一侧冲击深度值1.3mm（0.05in）

2.1.3目视易检损伤

●定义目视易检损伤（Easy Visible Impact Damage，EVID），也称为大

的目视一检损伤，是指机体结构应能承受限制载荷而不发生破坏对应的最大目视可检损伤。

●EVID应该满足的要求

?在结构的检查间隔内，假设一次漏检（即在两个检查间隔内），有代

表性的疲劳载荷循环下，无有害的损伤扩展。

?零件结构的剩余强度，必须有能力承载限制载荷，直至损伤被发现和

修理。

2.1.4目视可检损伤

●定义目视可检损伤（Visible Impact Damage，VID），是指大于目视勉

强可检损伤，小于目视易检损伤范围内的所有目视可检损伤。

●目视可检损伤、目视勉强可检损伤和目视易检损伤，三者共同构成目视（冲

击）损伤检测范围。

2.1.5许用损伤限制和最大设计损伤

●许用损伤限制和最大设计损伤是根据结构设计要求确定的设计分析用损

伤尺度。

●结构设计分析中，剩余强度等于设计极限载荷（安全裕度为零）对应的损

伤，确定为许用损伤限制（Allowable Damage Limit，ADL），其值由设计确定，应略大于BVID，以考虑适当的余量，偏于安全。

●最大设计损伤（Maximum Design Damage，MDD），是结构设计考虑的最大

离散源损伤，即结构设计分析中剩余强度大于设计限制载荷所对应的损伤，其值由设计确定，应小于临界损伤门槛值CDT，以便留有设计裕度。

●剩余强度等于设计限制载荷对应的损伤为COD，可以查表通过计算获得，

最后要求使用试验验证。

2.2典型冲击威胁

2.1.1常用工具坠落试验

2.1.2冰雹冲击试验

2.1.3服役中环境近海试验

2.1.4维护和维修中工具设备碰撞试验

2.1.5离散源冲击试验

●非包容性离散源冲击

●未知源离散源冲击损伤

●元件损伤

2.1.6飞机跑道碎石或轮胎碎片冲击

2.1.7飞鸟撞击试验

3.课外作业

3.1.复合材料零部件的设计中，为什么要考虑耐久性/损伤容限的设计？

3.2.复合材料结构损伤、断裂和疲劳的特点是什么？

3.3.简要陈述复合材料冲击损伤与典型冲击威胁有哪些？

第八章 复合材料结构耐久性损伤容限设计4-2

课 题 第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（二） 目的与要求耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素 了解耐久性/损伤容限设计实例 材料因素对耐久性/损伤容限设计的影响程度 重点耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素 难 点 耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则 教 具 复 习提问耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则？提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素？ 新知 识点 考查 耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则 布置 作业 课堂布置 课后 回忆 耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则？备注 教员张颖云

1.耐久性/损伤容限设计方法 1.1.概述 1.1.1目的 耐久性/损伤容限的设计方法主要是正确地制定和执行，对结构的耐久性/损伤容限控制计划。 1.1.2主要的两项任务 ●确定关键件根据系统的整体性、零件在系统中的位置、作用以及零件的 服役环境，又设计人员预先或者设计过程中确定零件或部件是否属于关键件，或者重要件。 ●对关键件进行全面的质量控制由设计人员，协同工艺人员、质量控制、 操作人员和其他方面的人员，共同完成关注关键件或重要件的制造过程，要求从材料的定制、运输、存储、下料、铺贴、固化、成形、机械加工，以及随后的试验等方面进行控制。 1.1.3设计原则 ●关键部位、关键件可能出现的缺陷/损伤的类型、尺寸、位置、范围以及 他们的相对严重性； ●评定损伤对疲劳载荷的敏感性及其疲劳扩展性，修理的最佳方案和可能保 留的剩余强度值； ●最后剩余强度的验证，确定检查间隔时间、检查方法，以及中间发生的损 伤扩展； ●环境对带有缺陷或损伤的零部的影响程度，突发事件可能导致的损伤和缺 陷的发展。 1.2.关键件的选择 1.2.1.评价因素 ●一旦破坏或其破坏持续未被查出会对结构安全造成严重的后果的结构危 险部位和构建 ?承受的服役中出现超载能力对飞机而言就是飞行可能出现结构承 力； ?静态试验或启动过程中附加的超大载荷对飞机而言则表示为，地面

损伤容限的概率设计方法

复合材料结构概率损伤容限设计方法研究 1. 研究背景 现阶段在复合材料结构的损伤容限设计方法中，所考虑的主要物理量是按确定量来处理的而忽略了它们的随机性，即确定性方法。例如，复合材料结构在制造或使用期间常常会产生损伤，为了使设计的结构在经受这样的损伤之后仍能安全使用，在实践中一般的做法是限制复合材料结构中的许用应力。典型的做法是，将复合材料结构设计成经得起下述最苛刻的二个条件中的任何一个：（1）极限载荷下任何位置的6.3 mm的开孔；（2）规定尺寸的物体冲击表面时引起的损伤（代表目视勉强可见的冲击损伤威胁）。两个准则都假设在构件的寿命期内存在缺陷。很显然，这些准则降低了复合材料的许用强度。确定性方法规定一个安全系数以覆盖未知量而导致保守的设计，传统上安全系数一般取为1.5。 实际上，飞机结构的安全性要受到很多因素的影响，其中一些主要影响因素还具有明显的、不可忽视的随机特性。因此用统计模式来表征部件尺寸、环境因子、材料特性和外载荷等设计变量更为符合实际情况。确定性方法是找出并定义在设计中要满足的一个最严重情况或极值，而概率设计方法则在设计中利用统计学特征并试图提供一个期望的可靠度。概率方法依赖于一个变量的统计特征来确定它的大小和频率，较确定性方法更为合理。 当前军用和民用飞机的结构设计除满足强度和刚度要求外，已广泛采用耐久性/损伤容限设计思想。其中，损伤容限设计思想是在“破损安全”概念的基础上演变而来的，主要基于如下考虑，即结构带损伤使用是难以避免的事情。损伤容限设计思想要求含损伤结构在损伤被检出之前要保持足够的剩余强度。损伤容限设计是依靠结构对损伤容忍能力和规定的无损检测的有效性来保证安全的。目前的损伤容限设计方法属于确定性设计方法。因此，进一步的设计思想是发展一种能综合考虑各种主要因素的影响及其随机性的设计方法，即复合材料结构可靠性分析与设计方法。 2. 复合材料结构概率损伤容限设计涉及的损伤表征问题研究 2.1 损伤类型及其相应的损伤信息数据库 在复合材料材料结构损伤容限设计中的初始缺陷主要包括制造加工缺陷与使用（服役）缺陷两大类。按照损伤类型又可以分为（1）脱胶分层，（2）孔隙率，（3）开孔，（4）冲击损伤等等。 国外的研究表明，对复合材料结构可靠性进行评估而言，能够利用的有关损伤的定量信息很少。因此建立损伤数据库是实现复合材料结构概率损伤容限设计方法的最基础的工作。 进行复合材料结构概率损伤容限设计与评估需要的损伤信息包括损伤类型、导致损伤的

从安全寿命到损伤容限——结构设计的观念演变

从安全寿命到损伤容限 ——结构设计的观念演变 摘要 结构的设计，必须在性能、安全、成本三者间取得平衡。 最早仅考虑材料静力强度；20世纪30年代后为采用线性疲劳观念的“安全寿命”， 50年代改进为“破损安全”；而70年代则使得“损伤容限”成为现今的标准结构设计准则。1988年揭示了散布型疲劳损伤（亦称为“广布疲劳”）成为“损伤容限”结构设计的新课题。 1、静力强度 早期应用中，由于金属材料极富韧性（ductility），结构设计方法很保守，因此结构的安全裕度（Margin of Safety）相当大。在结构遭遇疲劳问题之前，设备早就因为其它使用原因而失效了，因此结构疲劳寿命不是此时的设计重点。结构设计只要满足材料静力强度（Static Strength）就不会有问题，结构分析则以静力试验为佐证，试验负载是使用负载乘以一个安全系数，以计入不确定因素，比如：负载不确定、结构分析不准确、材料性质变异、制造质量变异……等。 为了减轻结构重量以提升使用性能，在材料静力强度主导结构安全的思想下，一些强度高但韧性低的金属材料开始出现在设备结构上。只是此时的设备运行工况已非昔日设计工况可比，结构应力大增，应

力集中（Stress Concentration）效应使高应力情况更加恶化，最后导致产生疲劳裂纹，降低了结构安全裕度，材料静力强度已不足以保证设备运行的结构安全。 2. “安全寿命” “安全寿命”（Safe Life）设计观念。在这种设计观念里，设备在预定的运行期间内需能承受预期的反复性负载，当结构运行时数到达运行寿命时，认定结构疲劳寿命已经完全耗尽，设备必须报废。 “安全寿命”设计观念的缺点，在于它的疲劳分析与设计一般是采用“疲劳强度耐久限制”（Fatigue Strength‐Endurance Limit）的方法，也就是所谓的麦林法则（Miner's Rule）。它是在实验室里对多片截面积各异的小尺寸材料试片，施加不同的等振幅（Constant Amplitude）负载，直到试片疲劳破坏为止，以获得此材料在各种施加应力和发生疲劳破坏的负载周期之数据，称之为S‐N曲线（S‐N Curve，S代表施加应力，N代表负载周期数），再以实际结构件在各种设计运行条件下的应力，找到相对应的疲劳破坏负载周期数，依线性累加的方式加总，就可预测结构的疲劳寿命，并应用于设计。虽然这种方法已行之多年，且普遍为一般结构设计及分析所接受，然而这种分析方法有其先天上的缺点，使得分析的结果常不符合实际。 因为一般在实验室里做这种小型试片的疲劳试验时，试片表面上都有经过特别处理，以使试片表面尽可能光滑平整而没有任何缺陷，也就是没有任何裂纹的存在。因此，由这种试片所得的疲劳寿命试验数据，就包括了裂纹初始（Crack Initiation）及裂纹生长（Crack Growth）

T300级复合材料冲击容限和拉伸强度

T300级复合材料冲击容限和拉伸强度 北京航空航天大学附属中学 成员：崔容熊天宇张子琪 指导教师：魏云波 （以上姓名排序皆按照姓氏字母顺序） 摘要：采用落锤式冲击台冲击了国产T300复合材料层板，测量冲击高度与冲击凹坑深度的关系。采用高频疲劳力学试验机对冲击后的复合材料层板进行了压缩强度试验，测定了冲击凹坑深度与压缩剩余强度之间的关系，对复合材料层板的冲击损伤及其强度有深入的了解，验证了前人的猜想，得到了关于冲击凹坑深度、冲击能量、压缩(拉伸)强度的关系，这大大方便了实际中的简便计算。 关键词： T300级复合材料冲击损伤容限拉伸强度 一、前言 1.研究背景： 目前冲击损伤是飞机结构强度设计中一个非常重要的问题。飞机在实际飞行中由冰雹，鸟撞或者在维修过程中不经意都会对连接件产生一定程度的冲击损伤，并且在连接件材料的表面留有一定的破坏凹坑或表面拉伸。而且，现如今，复合材料在飞机上的运用越来越受重视，了解复合材料的冲击性能就尤为显得重要。本实验探究冲击损伤与凹坑深度之间的内在联系还有材料本身拉伸强度的结构特性。 就在不久前，应用了T300级复合材料的我国国产猎鹰06高教机准备投入实现首次装机件试制。T300复合材料属环氧基碳纤维增强复合材料。由碳纤维和树脂结合而成的复合材料由于具有比重小、韧性好和强度高、比强度高、比模量高、密度小、耐热、耐低温、优异的热物理性能、化学稳定性以及材料性能可设计等优点,已广泛应用于航天、航空、体育休闲和工业领域。 研究碳纤维/环氧树脂复合材料的力学性能,尤其是其高温性能,对其在超常环境下的使用具有重要意义。所以现在是一个研究与应用复合材料的高速时代。 2.文献调研： 我组共查阅了有关（及其相关）资料论文15篇，其中有效（对本组研究有一定帮助的）论文11篇。 通过对文献资料的研究与思考，我们认为（结合文献中思想）：新材料的引入有可能使

复合材料损伤研究现状

复合材料损伤研究现状 复合材料是一种新型材料，由于其具有比强度、比模量高等优点，使其在众多领域都具有潜在的应用可能性。然而复合材料是由纤维、基体、界面等组成，其细观构造是一个复杂的多相体系，而且是不均匀和多向异性的，这使其结构内部的损伤与普通材料结构不同，在结构表面可能完全看不出损伤迹象，甚至用X 光和超声分层扫描也探测不到。现有的各种无损检测方法很难对复合材料结构损伤进行准确的探测与损伤程度评估，更无法对使用中的复合材料结构实现在线实时监测。将智能传感器敏感网络埋入复合材料内部，并配合适当的现代信号处理技术，构成智能复合材料结构系统，从而实现对复合材料内部状态的在线实时监测，及时发现并确定材料结构内部损伤的位置和程度,监视损伤区域的扩展，从而为材料结构的损伤检测、维修及自我修复提供准确信息，避免因复合材料结构损伤而带来巨大的损失。由于智能复合材料内部传感网络信号具有高度非线形、大数量、并行等特点，故使用传统的分析方法进行处理往往十分耗时、困难，甚至完全不可能。而现代模式识别方法(包括人工神经网络)、小波分析技术、时间有限元模型理论以及光时域反射计检测技术等就成为实现实时、在线、智能化处理分布式信号的理想工具。 结构损伤诊断，即对结构进行检测与评估，确定结构是否有损伤存在，进而判别结构损伤的程度和方位，一级结构目前的状况、使用功能和结构损伤的变化趋势等。 结构损伤诊断是近40年来发展起来的一门新学科，是一门适应工程实际需要而形成的交叉学科。结构损伤诊断概念的提出和发展，机械故障诊断问题开始引起各国政府的重视。美国国家宇航局（NASA）成立了机械故障预防小组（MFPG），英国成立了机器保健中心（MHMC），这些机构专门从事故障机理、检测、诊断和预报的技术研究，以及可靠性分析及耐久性评价，至此大型旋转机械的状态监测与故障诊断技术开始进入实用化阶段。20世纪80年代，以微型计算机为核心的现代故障诊断技术得到了迅速发展，涌现出许多商业化得计算机辅助监测和故障诊断系统，如美国SCIENTIFIC公司的PM系统、我国研制的大型旋转机械计算机状态检测与故障诊断系统等。在这一阶段，由于传感技术的飞速发展，使得诊断可以利用振动、噪声、温度、力、电、磁、光、射线等多种信号作为信息源，从而发展了振动诊断技术、声发射诊断技术、光谱诊断技术和热成像监测诊断技术等。与此同时，信号处理技术和模式识别、模糊数学、灰色系统理论等新的信息处理方法迅速发展，并在故障诊断技术中得到应用。 结构损伤诊断技术方面的工作在国外大体分为三个发展阶段： （1）20世纪40年代到50年代为探索阶段，注重对建筑结构缺陷原因的分析和补修方法的研究，检测工作大多数以目测方法为主。

纤维增强复合材料层合结构冲击损伤

复合材料定义： 复合材料通常由基体材料和增强材料两大组分构成，它不仅保持了组分材料自身的优良性能，而且通过材料互补改善或突出某些特殊性能。改变组分材料品种或比例，可以得到不同品种和性能的复合材料。 复合材料分类： 复合材料可分为金属基复合材料与非金属基复合材料，非金属基复合材料可分为树脂基复合材料与陶瓷基复合材料，树脂基复合材料具有质量轻、易于加工和改型等优点。 复合材料特点： 1.具有较高的比强度和比刚度 2.具有良好的抗疲劳性能 3.具有良好的减振性能 4.具有良好的可设计性 复合材料中的主要缺陷： 先进复合材料中的缺陷类型一般包括: 孔隙、夹杂、裂纹、疏松、纤维分层与断裂、纤维与基体界面开裂、纤维卷曲、富胶或贫胶、纤维体积百分比超差、纤维基体界面结合不好、铺层或纤维方向误差、缺层、铺层搭接过多、厚度偏离、磨损、划伤等。其中孔隙、分层与夹杂是最主要的缺陷。材料中的缺陷可能只是一种类型, 也可能是好几种类型的缺陷同时存在。 缺陷对复合材料性能的影响： 复合材料在成型、固化、使用过程中产生各种缺陷，不同的缺陷对复合材料性能都有着或多或少的影响。孔隙是复合材料中常见的缺陷之一，过多的孔隙可降低复合材料层间剪切强度约30 %。当受冲击及长期疲劳时,富脂及贫脂区首先开裂，这也标志着这些区域的力学性能不同程度降低。纤维束的断裂也可使碳纤维复合材料拉伸强度下降约25 %，压缩强度损失约11 %。加工过程中直径10mm 纸屑的进入零度层(0°/ ±45°)碳纤维蜂窝结构导致压缩强度降低约25 %。热塑性复合材料碳纤维/ PEEK纤维弯曲导致压缩强度降低约20 %。 总之,复合材料中的各种缺陷对性能有着不同的影响,总体而言倾向于性能降低。下面重点介绍孔隙、杂质对性能的影响。 复合材料在冲击载荷下的损伤形式：

第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-2概论

第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（二）第2 页共8 页 课 题 第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（二） 目的与要求耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素 了解耐久性/损伤容限设计实例 材料因素对耐久性/损伤容限设计的影响程度 重点耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素 难 点 耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则 教 具 复 习提问耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则？提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素？ 新知 识点 考查 耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则 布置 作业 课堂布置 课后 回忆 耐久性/损伤容限的基本设计方法、通用过程流程和一般设计原则？备注 教员

第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（二）第2 页共8 页

第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（二）第2 页共8 页 1.耐久性/损伤容限设计方法 1.1.概述 1.1.1目的 耐久性/损伤容限的设计方法主要是正确地制定和执行，对结构的耐久性/损伤 容限控制计划。 1.1.2主要的两项任务 ●确定关键件根据系统的整体性、零件在系统中的位置、作用以及零件的 服役环境，又设计人员预先或者设计过程中确定零件或部件是否属于关键件， 或者重要件。 ●对关键件进行全面的质量控制由设计人员，协同工艺人员、质量控制、 操作人员和其他方面的人员，共同完成关注关键件或重要件的制造过程，要求 从材料的定制、运输、存储、下料、铺贴、固化、成形、机械加工，以及随后 的试验等方面进行控制。 1.1.3设计原则 ●关键部位、关键件可能出现的缺陷/损伤的类型、尺寸、位置、范围以及 他们的相对严重性； ●评定损伤对疲劳载荷的敏感性及其疲劳扩展性，修理的最佳方案和可能保 留的剩余强度值； ●最后剩余强度的验证，确定检查间隔时间、检查方法，以及中间发生的损 伤扩展； ●环境对带有缺陷或损伤的零部的影响程度，突发事件可能导致的损伤和缺 陷的发展。 1.2.关键件的选择 1.2.1.评价因素 ●一旦破坏或其破坏持续未被查出会对结构安全造成严重的后果的结构危 险部位和构建 ?承受的服役中出现超载能力对飞机而言就是飞行可能出现结构承 力； ?静态试验或启动过程中附加的超大载荷对飞机而言则表示为，地面

复合材料的分层缺陷

复合材料的分层缺陷 引言 目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的50%以上[1]。 分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。 1.1分层产生的原因 Pagano 和Schoeppner [2] 根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。在上述结构件中，

临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。 以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一[3，4] 。在层合板的制备过程中，由于手工铺设质量具有分散性，极易形成富树脂区，进而引发树脂固化时铺层间的收缩程度差异，使层间具有较低的力学特性，极易形成分层[5，6] 。在服役过程中，低速冲击所产生的横向集中力是层合板结构形成分层的重要原因之一。冲击引发的临近铺层间的内部损伤、层合板制造过程中工具的掉落、复合材料部件的组装及维修以及军用飞机及结构的弹道冲击等均会引发层间分层。 1.2 分层的种类 Bolotin [5，6] 将分层分为内部分层（Internal delaminations）和浅表分层（Near-surface delaminations）两类。其中，内部分层源自层合板的内部铺层，由于树脂裂纹和铺层界面间相互作用而形成，它的存在会降低结构件的承载能力。特别是在压缩载荷作用下，层合板的弯曲行为受到严重影响（如图1）。虽然分层将层合板分为两个部分，但是由于两个子层板变形间的相互作用，层合板呈现相似的偏转状态，发生整体屈曲。

冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展

冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展 发表时间：2019-01-02T14:25:47.017Z 来源：《信息技术时代》2018年3期作者：李伟栋董少兵郝伟[导读] 随着科学技术的不断发展，越来越多的新型材料被制造并且应用在各行各业的发展中。尤其是先进复合材料的出现并且在航天领域中的广泛应用，推动了中国航天事业的进一步发展 （河南省新乡市飞机场，河南新乡 453000） 摘要：随着科学技术的不断发展，越来越多的新型材料被制造并且应用在各行各业的发展中。尤其是先进复合材料的出现并且在航天领域中的广泛应用，推动了中国航天事业的进一步发展，同时，航天事业也对复合材料的应用提出了新的要求。在航天器材建造中，所使用的复合材料具有各向异性和非均质性的特点，这种特点使得其对于分层损伤和层间断裂十分敏感，为了减少这种损伤对于航天器材的作用发挥的影响，研究人员开始对于冲击损伤下航空复合材料修复技术进行了研究。 关键词：冲击损伤；航空复合材料；修复技术 一、冲击损伤评估 （一）冲击损伤 航天设备在进行使用的过程中，一般所处的环境都是外太空中，这样的外界环境使得在航天器材发挥作用的过程中，可能会出现众多的不可测因素，这些因素的存在会对航天器作用的正常发挥造成一定的影响，为了减少材料的因素对于航天器材的影响，航天器材制作人员在进行材料选择的过程中，一般都会选择高强度、高刚性的复合材料[1]。但是复合材料在使用的过程中，难免会在制造、服役、维修的过程中不可避免的出现缺陷或者损伤，因此复合材料修理的难题就受到了业界的广泛关注。 航空复合材料结构损伤产生的原因或是由制造缺陷引起或是由机械载荷引起，或是由于外界环境引起，在结构损伤中，冲击损伤是对航天器材造成影响最大的。复合材料在进行作用的发挥过程中，由于其各向异性和非均质性对于冲击及其敏感[2]。并且复合材料冲击损伤的机理较为复杂，因此国内外专家针对复合材料的冲击损伤提出了不同的损伤机理计算模型。这些模型的出现有助于研究人员对于航空复合材料修复的进一步研究，推动航天事业的发展与进步。 （二）损伤评估 在对复合材料进行修复时应当提前进行损伤评估，在对复合材料进行损伤评估的过程中，需要进行多方面内容的评估，但是确定修理容限是损伤评估中最为重要的核心工程。在材料修复行业中，所讲的修理容限是指在材料发生故障时观察材料的整体性能是否发生了变化，判断材料是否还存在修理的价值。世界上的航天部门在对复合材料进行修理的过程中一般都会采用冲击后压缩性能来对复合材料的抗冲击和冲击损伤性能进行表征。并且将这种冲击后压缩性能作为复合材料修理容限的一种测量值，通过这种测量值对于复合材料的修理价值做出具体的评价，但是在这种评估方法的使用过程中，也有研究人员提出不应当将这种方法作为唯一的评价标准，因为损伤阻抗与损伤容限是两个不同的概念，在进行研究的过程中，不应当将这两种概念进行混淆，在这种概念的影响下，作者提出用典型铺层试样在规定的冲击条件下得到的冲击损伤破坏曲线的门槛值作为表征复合材料体系损伤容限的物理量[3]。 二、修复技术 （一）机械连接修理 机械连接修理主要是指在复合材料发生损伤时将补板材料与母体材料利用专用的铆钉或螺栓进行联合，这样的修理方法在复合材料的修理过程中由于成本较低，因此在修理过程中较为常见。但是这种修理技术由于在材料修理过程中所使用的铆钉或螺栓密度较高，在修理处易形成二次损伤，导致材料的整体性能下降。随着中国科技技术的不断发展，在机械连接技术的发展中也在不断融入新型制造技术，使机械连接技术向着高智能化方向进行发展[4]。在进行修理的过程中，为了能够较为清晰的观察到复合材料的修理状况，一般会采用数据模型与实验数据相结合的方式。飞机结构在进行连接的过程中一般都是单搭接，所以在进行修理检测的过程中会采用单相静拉伸的方法。并且在近些年对于修复检测的实验中开始考虑到了螺钉载荷分配问题，因而将智能螺栓测试引用到了机械连接之中。智能螺栓在进行检测的过程中，应用其内变形片的变形量输出所形成的电信号来确定在变形片上所形成的具体载荷。 （二）胶结修复技术 在航天材料的修理过程中，除了机械修理外，胶接修复技术也是较为常见的一种修复技术。这种技术在进行应用的过程中，是通过足量的胶粘剂将复合材料补板与母体进行必要的连接，使复合材料的损伤得到修复。胶接修复技术与机械连接修复技术相比，具有更高的实用价值，胶接技术在使用中所形成的胶接区域受力更加均匀，表面更加光滑，受到二次损伤的可能性较小。在胶接修复技术中较为常见的就是贴补法，贴补法在进行应用的过程中，将补板贴于复合材料的损伤处，通过粘贴剂使得材料之间能够进行充分的联合，使用这种技术进行修复的航天材料，在进行使用的过程中，性能比例能够得到相应提高。但是贴补材料在进行使用的过程中易造成修复表面不平滑现象，因此在进行使用的过程中，一般仅仅是在对气动外形要求不高的结构中进行应用。同时这种贴补技术进行的贴补会因为受到外力的影响，发生贴补脱落的情况，因此在贴补过程中，为了避免这种情况的发生，一般都会采用贴板外张扬的方法。除了贴补法外，挖补法也是一种修复技术，在进行挖补修复的过程中，会将复合材料的损伤处打磨成锥形再将修补材料连接到损伤区域，但是这种修复技术在使用的过程中需要高温作用以满足性能和外部结构的需求[5]。 结语： 冲击损伤下航空复合材料修复技术随着航空事业的发展，被越来越多的国家所重视，在进行修复技术的研究过程中投入了大量的资金和技术资源。我国在航天事业的发展上已经取得了重大的成就，但是对于损伤修复技术额研发中依旧存在众多的不足，因此在航天事业的发展过程中，国家航天部应当加大对修复技术的研究力度。 参考文献 [1]韩志杰,刘振宇.航空复合材料薄壁壳体高速冲击损伤特性仿真研究[J].科技与创新,2018(09):19-21. [2]王长越,邢素丽.冲击损伤下航空复合材料修复技术研究进展[J].玻璃钢/复合材料,2017(12):91-98.

热固性复合材料与热塑性复合材料

热固性复合材料与热塑性复合材料 1热固性树脂基复合材料 热固性树脂基复合材料是应用十分广泛的复合型材料，这种材料是经过复合而成，在多高科技产品中都得到了广泛的应用与研究，例如在大型客运机的应用中，其不仅减轻了重量，并且还优化了飞机的性能，减轻了飞机在飞行过程中的阻碍，热固性树脂具有非常优异的开发潜能，其应用领域也会在其改性后得到更大的发展。 典型的热固性树脂复合材料分为以下几种： （1）酚醛树脂复合材料:随着对阻燃材料的强烈需求，美国西化学公司，道化学公司等一系列大型化学公司都先后研制成功了新一代的酚醛树脂复合材料。其具有优异的阻燃、低发烟、低毒雾性能和更加优异的热机械物理性能。在制备这种具有阻燃效果的材料上，研究人员重新设计思路，在加入不饱和键等其他基团条件下，提高了反应速度，减少了挥发组分。使酚醛树脂复合材料在其应用领域得到大力发展。 (2)环氧树脂复合材料:由于环氧树脂本身的弱点，研究人员对其进行了两面的改性研究，一面是改善湿热性能提高其使用温度;另一面则是提高韧性，进而提高复合材料的损伤容限。含有环氧树脂所制备的复

合材料己经大力应用到机翼、机身等大型主承力构件上。 (3)双马来酞亚胺树脂复合材料:在双马来酞亚胺树脂复合材料中，由于双马来酞亚胺树脂具有流动性和可模塑性，良好的耐高温、耐辐射、耐湿热、吸湿率低和热膨胀系数小等优异性能，所以这种树脂则会广泛运用在绝缘材料、航空航天结构材料、耐磨材料等各个领域中。(4)聚酰亚胺复合材料:聚酰亚胺复合材料具有高比强度，比模量以及优异的热氧化稳定性。其在航空发动机上得到了广泛应用，主要可明显减轻发动机重量，提高发动机推重比。所以在航天航空领域得到了大力的发展和运用。 2热塑性树脂基复合材料 热塑性树脂基复合材料:其自身中的基体是热塑性树脂，该类复合材料是由热塑性树脂基体、增强相以及一些助剂组成。在热塑性复合材料中最典型和最常见的热塑性树脂有聚氯乙烯、聚乙烯、聚丙烯、聚苯乙烯、聚酰胺、聚酯树脂、聚碳酸树脂、聚甲醛树脂、聚醚酮类、热塑性聚酰亚胺、聚苯硫醚、聚飒等。 而热塑性树脂复合材料具有很多的特点，以下概述了一些热塑性树脂复合材料的特点。

复合材料修复资料

玻璃纤维材料的修复 -----------------------------------------------------------------------------------------其他行业的玻璃纤维修复 1.汽车保险杠是玻璃钢的，损坏了只能用玻璃纤维和树脂来修补，首先你需要买树脂和玻璃纤维毡，这些卖玻璃钢产品的门市都有的，树脂论公斤卖的，叫他们给你配好了，因为其实它有三种材料：树脂、催干剂和固化剂，问清楚怎么用？因为都是化学材料，三者放在一起会起化学反应，放热的，量大的话还会爆炸的，所以要注意安全，不要被烫到了，不要被溅到眼睛里；玻璃纤维布注意最好买毡，因为毡是丝状的，可以一根根抽出来，便于修复修平汽车保险杠表面。两者都买好了，开始修理了：拿个容器另外装树脂，少装些，别一次倒完了，然后再放几滴固化剂，注意搅拌均匀，固化剂可以少放，因为他起固化作用，少放固化慢一些就是了，放多了几分钟就完全固化了，你还没来的及修补呢！用个毛刷刷到到损坏的地方，然后贴些玻璃纤维毡，再刷些树脂上去，刷一次贴一次就可以了！干了以后打磨表面，最后喷漆就可以了！做玻璃这行看起来简单，其实也是技术活，要熟练才刷的平，没有空隙才行！液体是不饱和聚酯树脂【型号一般时191和196】但是要加固化剂和促进剂【俗称红水和白水】比例根据温度而不同，调和后要在规定时间内糊完，否则就会固化 2.买玻璃丝布，环氧树脂，固化剂和柔软剂，先把破口处理一下，再刷环氧树脂混合液，后铺玻璃丝布，这样做三脂两布，固化后，打磨平整。 玻璃钢（FRP）亦称作GFRP，即纤维强化塑料，一般指用玻璃纤维增强不饱和聚酯、环氧树脂与酚醛树脂基体。以玻璃纤维或其制品作增强材料的增强塑料，称谓为玻璃纤维增强塑料，或称谓玻璃钢，注意与钢化玻璃区别开来。由于所使用的树脂品种不同，因此有聚酯玻璃钢、环氧玻璃钢、酚醛玻璃钢之称。质轻而硬，不导电，性能稳定.机械强度高，回收利用少，耐腐蚀。可以代替钢材制造机器零件和汽车、船舶外壳等。 3.树脂和纤维都是玻璃钢的原材料，在混合固化剂和促进剂、在一定温度作用下，粘有树脂的玻璃纤维，因树脂的固化而被粘合在一起，就形成了玻璃钢材质。玻璃钢具有高强、轻质、耐腐蚀的特点，属于复合材料，也就是集合了多种材料的优点而制作出的一种材料。玻璃钢有狭义范畴和广义范畴的说法，狭义就是指玻璃纤维和树脂制作而成的，而广义的玻璃钢，还包括树脂和其它纤维制作成的复合材料，比如碳纤维玻璃钢（比如多数钓鱼竿）、涤纶纤维玻璃钢等等。 4.玻璃钢开裂怎么办 沿着裂缝周围用粗砂纸磨成粗糙，后用树脂和玻璃钢纤维补上 那如果非要修的话，也不是没有办法。树脂选用好点的，一般的也行，还有促进剂、固化剂、优质玻璃纤维布。粉子就不要放了。现在是秋季，温度低，所以固化剂要比夏天时多放，至于精确的比例，我随便估摸一下应该是：固化剂、促进剂、树脂；1：1.5：8 配合玻璃纤维缠在管道上，要让配好的玻璃钢迅速的涂在玻璃纤维布上，要让玻璃钢把玻璃纤维布充分浸透，等待玻璃钢充分固化后，再反复做上几层。就会结实了 航空复合材料结构修理方法 --------------------------------------------------------------------------------------适用于整流罩和玻璃纤维蒙皮1. 1复合材料的缺陷/ 损伤与修理容限

损伤容限设计方法和设计数据

文章编号:1001-2354(2000)05-0004-04 损伤容限设计方法和设计数据Ξ 赵少汴 (机械工业部郑州机械研究所先进制造技术研究中心,河南郑州　450052) 摘要:论述了损伤容限设计方法,研究了长裂纹的疲劳裂纹扩展寿命估算方法和初始裂纹尺寸a0的确定方法。并提供了常用国产机械材料的疲劳裂纹扩展速率和疲劳裂纹扩展门槛值的试验数据。 关键词:疲劳裂纹扩展速率;剩余寿命;疲劳裂纹扩展门槛值 中图分类号:TH123 文献标识码:A 1　引言 常规疲劳设计方法和局部应力应变法都是以材料的完整性为前提的。但是,实际零构件在加工制造过程中,由于种种原因,往往存在这样那样的缺陷或裂纹。为了考虑初始缺陷或裂纹对疲劳寿命的影响,便在断裂力学和破损-安全设计原理的基础上,提出了一种新的疲劳设计方法———损伤容限设计。 简单说来,损伤容限设计就是以断裂力学为理论基础,以无损检验技术和断裂韧度的测量技术为手段,以有初始缺陷或裂纹零构件的剩余寿命估算为中心,以断裂控制为保证,确保零构件在其服役期内能够安全使用的一种疲劳设计方法。 损伤容限设计,允许零构件在使用期内有初始缺陷,或在服役期内出现裂纹,发生破损,但在下次检修前要保持一定的剩余强度,能够安全使用,直至下次检修时能够发现,予以修复或更换。因此,损伤容限设计的关键问题是正确估算剩余寿命。 2　疲劳裂纹扩展速率 疲劳裂纹扩展速率d a/d N是剩余寿命估算的基础。它又可分为长裂纹的疲劳裂纹扩展速率与短裂纹的疲劳裂纹扩展速率。短裂纹的疲劳裂纹扩展速率尚在研究阶段,这里仅介绍长裂纹的疲劳裂纹扩展速率。 长裂纹的疲劳裂纹扩展速率d a/d N通常用以下的Paris公式表达: d a d N=C (ΔK)m(1)式中:ΔK———应力强度因子范围。 表1　某些国产材料的疲劳裂纹扩展速率参数材料热处理 应力 比 试验频 率(Hz) 最大载 荷(kN) Paris公式中的参数 C(×10-10)m 00Cr17Ni14Mo2油淬0.21109.26 1.0138 4.1694 0Cr19Ni9固溶处理0.21049.2646.104 3.0456 10Cr2Mo1调质0.110011.300.7240 2.9200 10Ti热轧0.1540-3170.0 1.3600 12Cr2Ni4调质0.256713.33814.14 2.2413 13MnNiMoNb调质0.1 6.013.00 1.3850 4.1700 15MnV正火0.11408.410.54165 4.6900 16Mn热轧0.115010.420.00106 4.6631 16MnCr5淬火后低温回火0.161709.810.11537 3.4737 16MnL热轧0.2095 2.459.8000 3.5220 16MnL热轧0.2095 2.450.02020 4.0430 16MnL热轧0.2095 2.45 4.6200 3.7650 16MnR热轧0.205010.78 1.7400 3.9900 16MnR热轧0.205010.78 3.9000 3.8900 16MnR热轧0.205010.78 1.2600 4.1600 16Mng热轧0.201457.60 2.1449 3.8492 18Cr2Ni4WA调质0.20150 6.5741.100 3.2108 19Mn5①正火0.10 6.012.014.900 3.5000 19Mn5①正火0.10 6.012.016.000 3.5400 1Cr17Ni2调质0.20115 5.931793.7 2.0559 1Cr18Ni9Ti淬火后时效0.101757.46 6.4535 4.0300 20正火0.100.00 6.800.21160 3.4576 20Cr2Ni4A淬火后低温回火0.10170 5.4044.771 2.0639 20CrMnSi调质0.2567 3.92148.92 2.7999 20CrMnCr5淬火后低温回火0.1017011.7724.806 2.9047 20Ni2Mo调质0.1083 4.910.01100 2.8500 20R-0.2016011.77256.10 2.3966 20R-0.2015011.77525.10 2.1849 20R-0.2016011.77677.10 2.0852 25Cr2MoV调质0.1092 4.913017.9 1.2203 25Cr2Ni3MoV调质0.10120 6.700.36300 3.2600 2Cr13调质0.2018010.87 5.5600 2.7878 28CrNiMoV调质0.20150 6.87173.90 2.7903 30Cr1Mo1V调质0.1060-0.04200 2.9800 35CrMo调质0.20200 6.8435.700 2.7800 4 可靠性与失效分析设计领域综述《机械设计》2000年5月№5 Ξ收稿日期:1999-09-06 作者简介:赵少汴(1932-),男,教授级高级工程师。曾多次获得国家、省部级科技进步奖。研究方向:疲劳设计研究。

损伤容限技术

民用飞机损伤容限技术 （FAA专家Swift 在华培训班讲课摘录） 1． 损伤容限评定主要目标 （1）对强度、细节设计和制造的评定必须表明，飞机在整个使用寿命期间将避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏； （2） 新研制的飞机，必须进行损伤容限评定；此后更改的老机，更改部分也必须进行损伤容限评定； （3） 损伤容限评定的主要目标： a. 裂纹增长和剩余强度分析； b. 检测。 2． 损伤容限要求的主要更改 （1）剩余强度载荷为100%限制载荷；取消了动强度因子。 （2）结构必须是损伤容限的，除非是无法实施。 （3）检查必须依据谱载作用下裂纹增长速率来确定。 （4）必须考虑广布疲劳损伤的情况： a. 多条小裂纹的独立增长，即便每一条都小于可检长度，有可能突然连接起 来形成单个临界裂纹； b. 先前的疲劳暴露产生的次结构件上的裂纹，由于主结构上的破坏而引起载 荷的重新分布； c. 多传力路径结构中，有相近应力水平的独立元件，可能发生同时破坏。3． 试验支持的分析评估（略） 4． 评定临界部位的选择准则 飞机在外场主要靠目视检查，一架大型飞机的检查面积约15,000 in2,关键部位一般约150个。A320的关键部位有500个，B767则仅有27个。 （1）受拉或剪的元件； （2）低静强度裕度部位； （3）高应力集中处； （4）高载传递处； （5）当主元件破坏后，次元件出现高应力处； （6）有高裂纹扩展率的材料； （7）易受偶然性损伤的部位； （8）部件试验结果； （9）全尺寸试验结果。 5． 损伤容限评定的任务 （1）确定飞机用途。 （2）编制重心过载谱。

北航-结构与耐久性损伤容限设计-考试题目范围-关老师

结构耐久性和损伤容限设计理论与方法梁昆2012年12月7日 1、张开型或I 型：外载荷为垂直于裂纹平面的正应力，裂纹面相对位移垂直于裂纹平面。 滑开型或II 型：外载荷为面内垂直裂纹前缘的剪力。裂纹在其自身平面内作垂直于裂纹前缘的滑动。 撕开型或III 型：外载荷为离面剪力。裂纹面在其自身平面内作平行于裂纹前缘的错动。 2、应力强度因子：应力强度因子K 则是构件几何、裂纹尺寸与外载荷的函数，它表征了裂纹尖端受载和变形的强度，是裂纹扩展趋势或者裂纹扩展推动力的度量。 三种种类：受双向拉伸载荷情况、无穷远处收均匀建立情况、受离面建立情况分别对应I 、II 、III 型裂纹的应力场和位移场可表达为：a K I πσ =，a K II πτ=，a q K III π= 3、应力强度因子求法： 1、解析法a 、无限大板含有无限多个均匀相距2b 而各长2a 的共线裂纹 可见，无限大板上有共线的无限多裂纹时，其应力强度因子等于只有一个裂纹时的应力强度因子乘以一个系数，此系数永远大于1.0 b 、含中心裂纹无限大板受楔力P 2.数值解法 数值方法有边界积分方程法、边界配置法、有限元法以及一些建立在能量原理上的方法。 下面简要介绍使用有限元法求解应力强度因子的原理。 用有限元法计算应力强度因子，可用两种方法： 一种方法是直接应用裂纹尖端应力或位移场渐进解的表达式： 另一种方法是通过能量关系，例如应用J 积分计算，用来计算应力强度因子。 3.实验方法 应力强度因子不可能通过实验直接求得，但可以通过它与某些可测量的量的关系求得。 4.叠加法 由于应力强度因子的概念是建立在线弹性力学基础上的，叠加原理可用于求应力强度因子。 4、求下图所示情况的应力强度因子 已知图1.7(b)的应力强度因子解为：，利用叠加原理可知图1.7(a)的应力强度因子为，所以，解为 5、断裂韧度是材料抵抗裂纹扩展的抗力。Kc ，Gc 等称为材料的断裂韧度。 断裂韧度的特点1、与试件厚度有关系2、与材料状态(热处理等)有关3、与温度有关。 6、比较脆性断裂与准脆性断裂之间的异同 脆性断裂：材料是理想脆性，裂纹尖端无塑性区，可用K 或G 准则。 准脆性断裂：裂纹尖端附近材料存在小范围屈服，但仍使用K 或G 准则。 7、能量释放率G 与应力强度因子K 的关系：见书P18 8、J 积分定义：??ΓΓ?? ? ????-=???? ?????-=ds x u T Wdy x u T Wdy J i i

复合材料的分层缺陷演示教学

复合材料的分层缺陷

复合材料的分层缺陷 引言 目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的 50%以上[1]。 分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。 1.1分层产生的原因 Pagano 和 Schoeppner [2] 根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。 以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨

飞机结构耐久性和损伤容限设计

飞机结构耐久性和损伤容限设计 【摘要】飞机结构设计质量的高低直接决定其耐久性与损伤容限特性的优劣。耐久性设计和损伤容限设计互相补充，共同保障飞机结构的安全性、可靠性和经济性，是保证飞机结构完整性的重要手段。本文对飞机结构设计思想的发展，损伤容限的设计原理和设计要素进行了归纳阐述。 【关键词】飞机结构设计；耐久性；损伤容限 1、飞机结构设计思想的发展 飞机设计思想的发展来源于飞机的使用实践和科学技术的不断进步。飞机设计思想的演变，对军用飞机，主要取决于飞行和战斗性能、生存能力以及经济成本等。对民用飞机特别重要的是安全性和经济性。二次大战后的几十年来航空运输市场迅猛发展，飞机的性能迅速提高，对飞机的安全性和经济性提出了越来越高的要求，同时，断裂力学等相关学科逐步发展成熟，促使飞机结构设计思想发生了深刻的变化。几十年来，飞机设计思想经历了从静强度设计、疲劳（安全寿命）设计、安全寿命/破损安全设计、安全寿命/损伤容限设计，到耐久性/损伤容限设计等多次的演变。 2、耐久性和损伤容限设计概论 结构耐久性是结构的一种基本品质，它代表飞机结构在规定的使用期内，结构抵抗疲劳开裂、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤引起开裂的能力。在规定的使用期内，不允许出现功能损伤（刚度降低、操纵效率下降、座舱减压、油箱漏油等）。耐久性设计目标是经济寿命，而不是安全寿命，也就是说具有耐久性设计的飞机在整个服役期内，能有效的使用、随时处于良好状态，不需附加的维护和操作费用。损伤容限设计承认飞机结构在使用前就带有初始缺陷，在使用过程中，在重复载荷作用下不断扩展，但必须把这些缺陷或损伤的增长控制在一定的范围内，在规定的检查期内，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞机结构的安全性和可靠性。利用安全寿命给出飞机的使用寿命，或通过耐久性设计和试验保证飞机结构的经济修理极限和经济寿命满足设计使用寿命要求，用损伤容限设计来保证飞机结构的安全。目前飞机设计主要是采用这个设计思想。 3、损伤容限设计原理 3.1损伤容限工程 （1）损伤容限是在“安全寿命”和“破损—安全”之后发展起来的一项工程技术。它是以断裂力学为基础，以保证结构安全为目标，以损伤检查为手段。涉及结构设计、载荷、强度、材料、工艺、试验质量控制、使用维修和组织管理各环节的系统工程。在各环节中的重要改变对传统理论和方法是一个巨大的冲击和革新。