第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计4-2

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复合材料结构设计

力的比值）
2、层合板极限强度
导致层合板中各铺层全部失效时的层合板正则化内力（层合板逐层失效）
层间应力
强度：复合材料层合板抵抗层间应力的能力与基体强度
为同一量级
产生原因：
1、横向载荷 2、自由边界效应
自由边、孔周边等处存在层间应力集中
后果：易导致分层破坏
飞机结构设计的基本要求
➢ 气动性能要求：保证飞机具有合理的气动外形和好的表面质量（否则飞行性能和品质变差） ➢ 最小重量要求：保证在足够的强度、刚度、疲劳安全寿命、损伤容限等条件下，结构重量最轻结构重量系数：飞机结构重量/飞机正常起飞重量的百分比
2、夹层结构
上下面板（薄层合板）
—— 承受面内载荷（轴向拉压和面内剪切）
中间芯层（蜂窝、泡沫、波纹板
和木材等） —— 承受垂直于面板的剪切和压缩应力，支持面板防止失稳。
优点：
➢ 更符合最小重量原则比重小、刚度大（芯层支持抗弯好）、强度高（承受多轴向压力载荷）、抗失稳、耐久性/损伤容限能力强（裂纹扩展和断裂韧性、抗声疲劳） ➢ 无铆缝（故机翼表面外形质量和气动性能较好） ➢ 简化结构（减少零件数目和减少装配工作量）
层合板/层压板的表示法：
图示法（直观）和公式法（简便）
（a）正轴坐标系和应力
（b）偏轴坐标系和应力
单向层合板的基本强度
铺层的基本强度，复合材料在面内正轴向的单轴正应力或纯剪力作用下
的极限应力（5项：单向板纵向和横向拉、压强度；面内剪切强度）。
层合板的强度
1、最先一层失效强度
各单一铺层应力分析→计算各铺层强度比→比较（强度比最小的铺层最先失效，其对应的正则化内力）（强度比：材料强度极限同结构所受对应应

66R3民用航空器部件修理人员执照考试大纲

中国民用航空总局编号：AC-66R1-03颁发日期：2006年10月30日批准人：标题：民用航空器部件修理人员执照考试大纲1.目的和依据本咨询通告依据CCAR-66R1第66.24条制定，目的是为民用航空器部件修理人员执照<以下简称修理人员执照）基础部分的考试提供标准。

2.适用范围本咨询通告适用于欲取得修理人员执照基础部分的人员，同时适用于民用航空器维修人员执照考试管理中心<以下简称考管中心）。

3.撤销备用4.生效日期本咨询通告中基本技能考试大纲于本通告下发之日起生效，本通告完全生效日期为 2007年1月1日。

5.笔试大纲说明部件修理人员执照基础部分按下列专业划分：机械类：(a>航空器结构，其英文代码为STR；(b>航空器动力装置，其英文代码为PWT；(c>航空器起落架，其英文代码为LGR；(d>航空器机械附件，其英文代码为MEC；电子类：(e>航空器电子附件，其英文代码为AVC； (f>航空器电气附件，其英文代码为ELC。

5.1航空器部件修理人员执照<基础部分）笔试内容以模块形式组成：1)通用模块；<对应维修人员执照考试大纲的M9+M10）2)机械类公共模块/电子类基础模块3)各专业模块。

各专业的考试内容为：5.2考题按照难易程度划分为三个等级，定义如下：5.3考试组卷和出题逻辑：考试大纲中定义等级3的章节，从试卷等级3和等级2中抽取。

●考试大纲中定义等级2的章节，从试卷等级2和等级1中抽取。

●考试大纲中定义等级1的章节，从试卷等级1中抽取。

5.4部件修理人员执照笔试考试内容及出题量5.4.1通用模块：包括人为因素、航空法规和维修出版物两部分。

5.4.2机械类公共模块5.4.3机械类专业模块5.4.4电子类基础模块包括：电工基础、模拟电子技术基础和数字电子技术基础三部分。

5.4.5 电子类修理专业模块6.基本技能考试大纲6. 1基本技能考试大纲使用说明基本技能考试大纲共有15个工程<每个工程包括若干个子工程），有些工程的实作可以结合到其他工程中进行，如“常用工具和量具的使用”、“常用电子电气测试设备的使用”等。

2-复合材料结构设计-设计要求和原则(课堂PPT)

弹性常数可选取对应温度区间内的典型值
4
耐久性设计要求
一般要求
飞机结构的经济寿命必须大于设计使用寿命飞机结构的经济寿命必须进行试验验证在设计使用寿命期内，飞机结构不允许出现开裂、分层、脱胶、变形
为了保证结构安全而需进行修理、更换和检查干扰飞机的机械操作影响飞机的气动特性产生功能性障碍在稳态飞行或地面运输条件下引起裂纹/分层的持续扩展
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结构分析要求
一般要求
复合材料的结构分析是主要的设计内容之一，包括静动分析，气动弹性剪裁及耐久性与损伤容限分析结构分析过程中使用的方法，手段，工具都应经过验证并有足够的设计和使用经验。
静强度与刚度分析
金属结构静强度与刚度分析的要求原则上适用于复合材料结构 1）复合材料的层压板的应力应变关系在破坏前呈线性，无屈服极限 2）结构所用层压板的弹性常数一般采用经典层压板理论，层压板破坏分析应采用经验证的失效准则，并辅以适当的刚度削减法则 3）判断复合材料结构失效的设计许用值，一般不直接采用无损试样得到的极限破坏强度
2
结构设计要求静强度设计要求
一般要求
在进行部件结构静强度分析与试验验证时，应保证在使用载荷下结构不产生有害的变形和损伤，在设计载荷下结构不出现总体破坏
应通过设计载荷下的部件试验程序来验证复合材料结构的静强度、符合设计准则的程度和可能的强度储备。
对安全裕度大的复合材料结构，可通过试样、元件和组合件试验结果支持的分析来验证
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动力分析
原则上与金属结构的动力学分析要求一致，是动力学设计的基础，主要包括动特性分析，动载荷与动响应分析，结构敏感度分析与动力学优化分析，鸟撞损伤和射弹损伤分析，声响应和声疲劳分析。
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《复合材料》课程教学大纲

《复合材料》课程教学大纲一、课程名称（中英文）中文名称：复合材料英文名称：Composite Materials二、课程代码及性质课程代码:0801492课程性质:专业选修课,选修课三、学时与学分总学时：32（理论学时：32学时；实践学时：0学时）学分：2四、先修课程材料科学基础、热处理原理与工艺、工程材料学、金属材料学五、授课对象本课程面向材料科学与工程专业、材料成型及控制工程专业学生开设六、课程教学目的（对学生知识、能力、素质培养的贡献和作用）本课程的教学目的:1. 掌握复合材料的复合理论、界面设计原则及制备技术，具备应用这些知识分析、解决材料科学与工程专业中的复合材料的设计与制备问题的能力；2. 掌握聚合物基复合材料、金属基复合材料、陶瓷复合材料的强化机制、界面类型、制备方法及性能评价方法，具备独立进行复合材料性能分析的能力；理解表面改性与表面复合材料的制备、评价方法。

3. 以小组合作的方式对感兴趣的复合材料进行调研，具备资料收集，制作、使用PPT进行交流的能力。

4. 了解复合材料的发展前沿，掌握其发展特点与动向。

七、教学重点与难点：教学重点：复合材料的复合理论及界面设计，几种不同类型复合材料的强化机制及失效分析。

教学难点：复合材料的复合理论及界面设计。

八、教学方法与手段：教学方法：(1)以课堂讲授为主,阐述该课程的基本内容,保证主要教学内容的完成。

(2)安排适量的课堂讨论环节。

(3)分配小组对复合材料进行调研，并以讲解PPT的形式在课堂展示，使学生通过课下的资料查阅而掌握基本的专业资料获取方法、途径、整理归纳和讲演能力。

教学手段：(1)运用现代教学工具,在课堂上通过PPT讲授方式,实现图文并茂,形象直观;九、教学内容与学时安排（1）总体安排教学内容与学时的总体安排，如表2所示。

（2）具体内容各章节的具体内容如下：第一章复合材料概述．（1学时）第一节复合材料的发展简史第二节复合材料的定义、命名和分类一、复合材料的定义二、复合材料的分类第三节复合材料的特性第二童增强材料（4学时）第一节纤维一、有机纤维二、无机纤维三、金属与其它纤维四、各种纤维性能的比较第二节晶须第三节颗粒第四节增强材料的表面处理第三章复合理论（4学时）第一节复合原则一、材料组元的选择二、制备方法的选择第二节复合材料的界面设计原则一、界面及其类型二、聚合物基复合材料界面设计三、金属基、陶瓷基复合材料界面设计第三节复合材料界面理论一、浸润性二、界面粘结三、热残余应力四、界面相容性与不稳定性第四节界面粘结强度的测定一、宏观试验法二、单纤维试验法三、微压入试验法第五节混合定律一、连续纤维单向增强复合材料(单向层板)二、短纤维增强复合材料第四童聚合物基复合材料(PMC) （5学时）第一节概述一、PMc的发展历史二、PMC的分类第二节聚合物基体一、概述二、热固性基体三、热塑性基体第三节 PMC界面一、PMc界面表征二、PMc界面特点三、PMc界面设计第四节 PMC制备工艺第五节 FRP的力学性能第五章金属基复台材料(MMc)（5学时）第一节概述一、MMC的历史二、MMC的分类第二节金属基体一、铝及铝合金二、钛及钛合金三、镁及镁合金第三节 MMC制备工艺•第四节MMC的界面一、MMC界面类型与界面结合二、MMC界面稳定性三、MMC界面浸润与界面反应控制第五节 MMC的性能第六章陶瓷基复合材料(CMC) （2学时）第一节概述第二节陶瓷基体及其粉末原料的制备第三节 CMC制备工艺第四节 CMC界面第五节 CMC增韧机制第六节 CMC的性能第七章表面改性与表面复合材料（1学时）第一节概述第一节表面复合材料的制造技术第二节表面复合材料性能评价方法第八章复合材料的最新进展展望（2学时）第一节增强相的进展第二节纳米复合材料第三节智能复合材料第四节功能梯度复合材料（3）各章节的课后思考题（作业）及讨论要求思考题（课后作业）：第1章思考题：1．复合材料的定义是什么？2．复合材料有哪些不同的分类？3．复合材料有哪些优势？3．复合材料可以应用在哪些领域?第2章思考题：1．常用的增强相有哪些？2．纤维的基本概率有哪些？3．Kevlar纤维和超高分子量聚乙烯纤维有什么特点？4．列举几种典型的无机纤维，它们分别有什么特点或用途？5．简述金属纤维的特点。

材料力学损伤容限知识点总结

材料力学损伤容限知识点总结材料力学中，损伤容限是指材料在受到外力作用下能够承受的最大损伤程度。

了解和掌握材料的损伤容限是进行材料强度评估和工程设计的重要依据。

下面将从材料损伤的概念、分类与特点、损伤容限的评估方法等多个方面进行知识点总结。

一、材料损伤的概念材料损伤是指在材料受到外力作用下，出现内部结构的变化和性能的下降。

材料损伤可以表现为裂纹、孔洞、塑性变形、断裂等不同形式和程度的破坏。

损伤过程是材料在外力作用下发生的物理和化学变化的结果。

二、材料损伤的分类与特点1. 功能性损伤和结构性损伤：功能性损伤是指材料在使用过程中，由于物理、化学或热力学原因导致性能下降，如疲劳、蠕变等；结构性损伤是指材料在外力作用下，发生裂纹、断裂等破坏，破坏了材料的结构完整性。

2. 非可逆性损伤和可逆性损伤：非可逆性损伤是指材料在外力作用下，发生永久性变形或破坏，无法回复到原始状态；可逆性损伤是指材料在外力作用下，发生临时性变形或破坏，能够回复到原始状态。

3. 累积性损伤和集中性损伤：累积性损伤是指在材料受到多次外力作用后，损伤逐渐积累、累加；集中性损伤是指材料受到单次外力作用后，损伤集中在特定区域。

三、损伤容限的评估方法1. 经验法：通过实验测试和工程实践总结出的经验公式和规范来评估材料的损伤容限。

例如，根据材料的断裂韧性和材料强度参数来确定材料的破裂容限。

2. 理论分析法：通过建立适当的材料力学模型，应用弹性力学、塑性力学、断裂力学等理论进行定量分析，得出材料的损伤容限。

3. 数值模拟法：借助计算机软件和数值模型，对材料在外力作用下的物理过程进行模拟，根据模拟结果来评估材料的损伤容限。

四、材料损伤容限的影响因素1. 材料性质：材料的组分、原子结构、晶粒形貌、晶界及其他缺陷对损伤容限有重要影响。

2. 外力条件：外力作用的类型、大小、方向和加载速率等外力条件会对损伤容限的评估结果产生影响。

3. 环境因素：如温度、湿度、应力腐蚀等环境因素会对损伤容限产生影响。

复合材料渐进损伤退化本构模型

复合材料渐进损伤退化本构模型随着工程领域的不断发展和复杂化，使用复合材料的应用范围越来越广泛。

由于复合材料具有高强度、高刚度和轻质化的优点，因此在航空航天、汽车、船舶和民用工程等领域得到广泛应用。

然而，复合材料在使用过程中往往会受到各种外部载荷的作用，导致材料内部的损伤逐渐积累和发展。

对于这种渐进损伤退化的行为，建立本构模型能够更好地描述材料的力学性能，并有效预测材料的寿命。

1. 复合材料的渐进损伤退化行为复合材料的渐进损伤退化行为是指材料在长期受载作用下逐渐累积损伤并导致力学性能的退化。

这种行为在复材料的结构设计和寿命预测中具有重要意义。

复合材料的渐进损伤退化行为主要包括疲劳、开裂、层间剥离、纤维断裂等多种损伤模式。

这些损伤模式的发展会导致材料强度和刚度的下降，最终影响材料的使用性能和寿命。

2. 复合材料的本构模型复合材料的本构模型是描述材料力学性能的数学模型，能够通过一定的数学方程和参数来描述材料的应力-应变关系。

传统的本构模型多是基于线性弹性理论建立的，无法很好地描述复合材料的损伤退化行为。

针对复合材料的渐进损伤退化行为，需要建立能够描述损伤发展过程的非线性本构模型。

3. 渐进损伤退化本构模型的建立为了更好地描述复合材料的渐进损伤退化行为，研究人员提出了许多渐进损伤退化本构模型。

这些模型主要基于断裂力学、塑性损伤理论、细观本构理论等原理建立，并结合了材料的微观结构和损伤机理。

常见的渐进损伤退化本构模型包括本构关系修正法、能量释放率法、损伤张量法、微裂纹模型等。

这些模型能够有效地描述复合材料在渐进损伤过程中的力学行为，并为材料的寿命预测提供更准确的方法。

4. 渐进损伤退化本构模型的应用渐进损伤退化本构模型在复合材料的结构设计和寿命预测中具有重要应用价值。

通过建立适合复合材料损伤特性的本构模型，可以更准确地预测材料的寿命和使用性能。

在工程实践中，这些本构模型还可以用于分析复合材料结构在不同载荷下的损伤演化和寿命预测，为材料的设计和改进提供重要参考依据。

北航航空学院研究生培养计划

航空科学与工程学院飞行器设计（082501）学术学位硕士研究生培养方案一、适用学科航空宇航科学与技术（0825）飞行器设计（082501）飞机适航设计（99J1）飞行动力学与飞行安全(0825Z1)旋翼飞行器设计（0825Z2）二、培养目标1．坚持党的基本路线，热爱祖国，遵纪守法，品行端正，诚实守信，身心健康，具有良好的科研道德和敬业精神。

2．适应科技进步和社会发展需要，在飞行器设计领域掌握坚实的基础理论和系统的专门知识，有较宽的知识面和较强的自学能力，掌握飞行器总体设计、结构设计、气动弹性、飞行力学及飞行安全等方面的知识，具有从事科学研究或独立担负专门技术工作的能力，掌握一门外国语，造就一批高层次、复合型、具有一定国际视野和竞争力的航空航天领域的工程技术研究型人才。

3．具有创新精神、创造能力和创业素质。

三、培养方向飞行器总体设计1．航空器总体综合设计与优化2．临近空间飞行器系统综合设计3．飞行器隐身技术4．飞行器效能评估与战斗生存力设计5．微小型飞行器6．飞行器发展战略7．飞行载荷与静气动弹性修正8．气动弹性优化飞行器结构设计1.结构优化设计2.结构可靠性3.复合材料结构设计4.智能结构与结构控制5.飞行器结构与机构动力学设计及试验6.颤振设计7.气动伺服弹性与主动控制8.耐久性与损伤容限设计9.结构热设计与防护10.主动控制起落装置设计11.飞机适航符合性验证飞行动力学与控制1.航空器操纵与稳定性2.航空器飞行动力学与控制3.飞行品质与飞行模拟4.临近空间飞行器动力学与控制5.大迎角飞行动力学6.非线性飞行动力学与控制。

飞行安全1.适航性2.飞行环境与模拟3.空中交通管理4.飞行安全与飞行事故分析5.驾驶策略与飞行训练新技术6.飞行试验技术7.试飞取证技术四、培养模式及学习年限为保证培养质量，飞行器设计学科硕士研究生培养实行导师负责制，或以导师为主的指导小组制。

导师（组）负责制订硕士研究生个人培养计划、组织开题报告、指导科学研究和学位论文等。

复合材料力学

01
有限差分法是一种直接求解偏微分方程的数值方法。
02
该方法通过将微分转化为差分来离散化偏微分方程，然后在离散化的网格上直接求解该方程。
03
在复合材料力学中，有限差分法常用于分析复合材料的热传导、波传播等问题。
其他数谱分析、摄动法、离散元素法等。
02
这些方法在复合材料力学中也有一定的应用，特别是在某些特殊问题的求解中。
02
复合材料的力学性能
复合材料的弹性模量
弹性模量
复合材料的弹性模量取决于其组成材料的弹性模量和纤维方向。通常情况下，复合材料的弹性模量高于其组成材料的弹性模量。
纤维方向效应
复合材料的弹性模量在不同纤维方向上存在差异，表现出各向异性。
增强效果
通过合理选择增强材料和优化复合材料的结构，可以提高复合材料的弹性模量。
有限元分析方法
有限元分析（FEA）是一种数值分析方法，用于解决复杂的工程问题，特别是关于结构强度、刚度、稳定性等问题。
FEA将复杂的结构分解为若干个简单的子结构，称为“有限元”，然后对每个有限元进行分析，最后将各个有限元的解组合起来得到整个结构的解。
有限元分析方法在复合材料力学中广泛应用于预测和评估复合材料的力学性能，包括应力、应变、位移等。
05
复合材料力学的实验研究
复合材料力学性能的实验测试
拉伸测试
压缩测试
通过拉伸实验测定复合材料的弹性模量、泊松比和抗拉强度等参数，以评估其在轴向拉伸载荷下的性能表现。
压缩实验用于测定复合材料的抗压强度、弹性模量和泊松比等参数，以评估其在轴向压缩载荷下的性能表现。
弯曲测试
剪切测试
弯曲实验用于测定复合材料的抗弯强度、弹性模量和挠曲模量等参数，以评估其在弯曲载荷下的性能表现。

复合材料结构设计设计要求和原则课堂PPT

• 下的吸湿和脱湿是一个可逆过程 • B) 复合材料结构的吸湿量主要取决于结构形式，场站停放和贮存环
境，
• 复合材料结构的厚度，单面或双面暴露，表面状况以及在飞机的部位
• C) 对于热冲击敏感材料，超声速飞行的高温剖面造成的冷热冲击可能产生微裂纹，引起材料不可逆损伤，并增大吸湿量
• D) 应根据飞机设计使用寿命和预期使用环境，确定复合材料结构达
.
11
.
12
结构分析要求
耐久性与损伤容限分析
复合材料结构的耐久性分析主要是指在使用载荷谱以及化学/湿热环境条件下的寿命估算损伤容限分析主要是指对含损伤结构的损伤扩展寿命预测和剩余强度估算。
由于复合材料的破坏机理与金属不同，金属结构使用的方法和程序基本上不能用于复合材料结构
积木式设计试验验证方法是有效可靠的途径
2）飞机到结平构衡的吸极湿端量气后候，条它与件使用中结构最高温度组合成的最严重环境条 A) 按件飞机预定使用地区内的气候高温，加上日光暴晒引起的最大可能升温，确定气候引起的结构最高温度，按地面最低温度和
空中飞行低温之最低值确定气候引起的结构最低温度
B) 应考虑使用寿命期内的吸湿量和气候最高温度组合作用对不具备控温条件的亚，跨声速飞机复合材料结构强度与刚度的影响
全尺寸部件结构完整性试验验证大纲
承制方应制定复合材料全尺寸部件结构完整性试验验证大纲，大纲应
规定试验内容，顺序安排，载荷情况，试验件要求，环境影响的处理，
人工缺陷/损伤的引入，试验数据的处理积木式设计验证试验方法
多层次试验验证有助于使技术难点如环境影响，损伤性能等在低层次上通过试验研究得到解决，并避免全尺寸试验的复杂性和实施困难
复合材料结构的安全水平不能低于同类金属结构

复合材料及结构的缺陷与损伤-2缺陷与损伤的描述

课件制作：湖南工学院曾盛渠
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缺陷位置倾向于集中在几何不连续的位置
课件制作：湖南工学院曾盛渠
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缺陷类型的一般化
一般应力状态包括分层、横向基体裂纹、孔洞或纤维断裂，以及设计差异（表2.5）。
课件制作：湖南工学院曾盛渠
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课件制作：湖南工学院曾盛渠
课件制作：湖南工学院曾盛渠
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破碎∶ 由冲击损伤导致的局部压痕或者表面凹痕。它可能是内部有损伤的迹象，如分层、纤维断裂或基体开裂。
在部件的外表面，基体开裂和纤维断裂可以与破碎同时发生。在层压/蜂窝芯夹层结构中，破碎更加常见，如图 A2.9所示。
课件制作：湖南工学院曾盛渠
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切口和划痕∶ 切口（图A2.10）和划痕可以视作表面损伤。表面划痕和缺口的严重程度取决于它们的宽度、深度和与纤维或加载方向的取向。静力强度的大幅降低是可能的，但在目前设计中允许的应变条件下，它们并不是关键的。参见"裂纹"和"纤维断裂"。
紧固件孔洞∶紧固件孔洞缺陷有许多类型。图A2.17、 A2.18和 A2.19给出了几个典型紧固件孔洞损伤的例子。
课件制作：湖南工学院曾盛渠
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课件制作：湖南工学院曾盛渠
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下面讨论不同紧固件孔洞缺陷。
紧固件拆卸和重新安装∶ 通过紧固件的拆卸和重新安装进行孔洞的返修可导致局部层板损伤。对紧固件的拆卸和重新安装来说，抗拉强度似乎不敏感，而抗压强度稍微敏感。
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侵蚀∶因磨损而造成的表面材料的去除被称作侵蚀（图 A2.16）。在侵蚀过程中，外部基体材料和纤维被有效

复合材料结构设计设计要求和原则(课堂PPT)

重复的低能量冲击
冰雹撞击，工具掉落，踩踏引起的损伤是目视不可检，若在某一区域内的反复冲击可能会影响结构耐久性，根据可能遇到的损伤类型划分结构区域，并在研制试验程序中评定这些区域耐久性对损伤源的敏感性
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6
损伤容限设计要求
缺陷尺寸假设
损伤容限要求含缺陷的结构在规定的使用期内有足够的剩余强度，缺陷包括初始缺陷和使用损伤
结构设计要求和原则
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1
结构设计要求
一般要求
复合材料结构一般采用许用应变设计，注意性能、失效模式、耐久性、损伤容限、制造工艺、质量控制等方面的差异。保证结构在使用载荷下有足够的强度和刚度，在设计载荷下安全浴度大于零
在确定复合材料结构设计许用值时，须考虑环境对材料性能的影响，环境因素有温度、湿度、生产使用过程中的最大不可见使用损伤
必须用分析、试验或同时使用这两种方法，来确定承载最严重情况的载荷时，每个胶接接头允许出现的最大脱胶区域，并通过细节设计来防止产生大于这一区域的脱胶可能性
必须对每件制成品进行验证试验，对每一关键胶接接头，施加最严重的载荷
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8
.
9
动力学设计要求
对振动严重结构必须按照频率控制设计原则，响应控制原则以及声疲劳寿命要求进行动力学设计
复合材料结构的动特性，动响应和声疲劳性能均与层压板中铺层的铺设方向，铺层顺序以及层数等因素相关，应选择合理的方法，确保结构在正常使用条件下避开干扰频率的共振区，钟乳区，将最大响应控制
维修性设计要求
结构方案设计时要制定复合材料结构的维修大纲根据结构可能产生的损伤，分段或分区确定维修等级结构设计时应为维修提供足够的可达性与开敞性确定修理方法时，需考虑检测方法，所使用的材料以及固化工艺过程军机应允许采用机械连接补丁板修理采取有效技术途径减轻结构损伤，减少维修工作

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。

复合材料加筋板后屈曲的耐久性与损伤容限特性试验研究

Ｄｐｒｎｅｉｅａｔｔｓｎ＆ＴｓＯｃ，Ｈａｉ１０６ｍｅＤｇｅｔｆｅｉｒｎ０６，Ｃｉａｂ５ｈｎ）（．Ｓｅｙｎｉｒｔｅｉ＆ＲｓａｃｎｔｕｅＳｅｙｎ１０３，Ｃｉａ２ｈｎａｇＡｒａｓｃｆＤｇｎｅｅｒｈＩｓｔｔ，ｈｎａｇ０５ｈｎ）ｉ１
中图分类号：Ｖ１．２４８文献标识码：Ａ
ＡｎＥｘｅｉｅｔｌＩｖｓｉａｉｎｏｏｔＢｕｋｉｇＤｕａｉｔｎｍａｅｐｒｍｎａｎｅｔｔｆＰｓ－ｃｌｒｂｌｙａｄＤａｇｇｏｎｉ
（．哈飞航空产品开发部设计试验室，黑龙江哈尔滨１１０６）５０６
（．沈阳飞机设计研究所，辽宁沈阳２摘
１０３）１０５
要：通过对两种材料、两种规格的复合材料加筋板结构在损伤预制与未预制两种状态下后屈曲的耐久性
试验与剩余承载能力试验研究，探讨了复合材料加筋板结构在使用载荷作用下壁板局部失稳后的耐久性和剩余承载能力，以及冲击损伤对复合材料特性的影响。关键词：复合材料加筋板；预制损伤；失稳；耐久性；剩余承载能力
ｅｅ —ｓｉｔｕｔｒｓｏｗｏｍａｅａｓａｗｏｓｚｓｕｄｒｔｅｐｒ－ｄｍａｅｎｎａｇｄｃｎｔｏｓｎｄ —ｋｎｓｒｃｕｅｆｔｔｒｌｎｄｔｉｅｎｅｈｅａｇｄａｄｕｄｍａｅｏｄｉｎｉｉ
ｉｏｅｔｅｒｉｃｓｅ．ｔｐｒｐｒｉｓｗｅｅｄｓｕｓｄｅ

复合材料飞机结构耐久性损伤容限设计指南

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复合材料失效准则

复合材料失效准则
复合材料失效准则是用于预测和评估复合材料结构失效的一种
方法。

复合材料是由两种或两种以上不同类型的材料组合成的，具有复杂的结构和性质。

在使用过程中，由于外部环境、载荷等因素的影响，复合材料可能会出现失效，如破裂、疲劳、变形等。

为了提高复合材料结构的可靠性和寿命，需要对其失效行为进行研究和预测。

复合材料失效准则是基于材料力学和损伤力学理论，通过考虑复合材料的微观结构和损伤机制，建立了失效准则。

常见的失效准则包括最大应力准则、最大应变准则、能量准则等。

最大应力准则是指当复合材料中最大应力达到材料极限强度时，复合材料会发生破坏。

最大应变准则是指当复合材料中最大应变达到材料极限应变时，复合材料会发生破坏。

能量准则是指当损伤累积达到一定程度时，复合材料会发生破坏。

复合材料失效准则的应用可以帮助设计师评估复合材料结构的
可靠性和安全性，合理选择材料、设计结构和确定使用寿命。

同时，也有助于提高复合材料的性能和可靠性，为其广泛应用于航空、航天、汽车、建筑等领域奠定了基础。

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复合材料耐久性损伤容限设计

现有的飞机金属结构耐久性/损伤容限要求，原则上也适用于复合材料结构，但由于材料特性和破坏机理的不同，对复合材料结构有一些特殊要求，相应地在结构设计和分析过程中也会有一些与金属材料不同的特点。

金属结构的耐久性/损伤容限设计分析方法以金属断裂力学为基础，主要包括：改进的疲劳设计分析方法；确定性裂纹扩展方法；概率断裂力学法。

复合材料通常采用低应变设计和损伤无扩展概念来设计。

在试验验证和设计应用时，采用积木式设计试验验证方法。

3.1金属结构与复合材料结构的不同目前飞机复合材料结构的主要形式为由单向预浸带铺叠并固化而成的层压结构。

单向带呈现强烈的正交各向异性（沿纤维方向的性能和垂直纤维方向的性能差1-2个数量级），层压结构各向异性的另一个表现是层间性能远低于其面内性能，以及其组分材料—纤维与基体力学性能的巨大差距。

复合材料的层压板的各向异性、脆性和非均质性等特点，是复合材料层压板的失效机理与金属完全不同，因而他们的损伤、断裂和疲劳性能也有很大差别。

下表概述了影响复合材料结构与金属结构疲劳和损伤容限的主要因素。

（1）结构主要的缺陷和损伤类型裂纹是金属结构的主要损伤形式。

复合材料结构的主要缺陷/损伤形式是界面脱胶、分层和低能量（特别是低速）外来物产生的冲击损伤。

冲击损伤的威胁在于当内部产生大范围基体开裂和分层时，外表面往往仍目视不可检，但其压缩承载能力已大幅下降。

（2）复合材料结构的特殊要求：冲击损伤源：在设计时必须考虑使用引起的损伤（低能量冲击损伤等）研究它对修理、维护和功能可能产生的影响，并证实外表面不易检查出的损伤不会影响其耐久性。

重复的低能量冲击，要研究重复低能量冲击对结构耐久性影响（冰雹撞击、工具掉落或由于踩踏）。

（3）缺口敏感性金属一般都有屈服阶段，而复合材料往往直至破坏时，其应力—应变曲线仍呈现线性，所以复合材料的静强度缺口敏感性高于金属。

疲劳缺口敏感性则低于金属，其疲劳缺口系数（一定循环次数下，无缺口试件疲劳强度与含缺口疲劳强度之比）远小于静应力集中系数，并且在中长寿命情况下接近于1。

损伤容限

耐久性——结构具有在使用寿命期内承受重复载荷谱作用而不产生功能性损坏或引起不经济维修等问题的特性。

损伤容限——结构经受定量的疲劳、腐蚀、意外或离散源损伤，在使用期内，结构保持其所要求的剩余强度的能力。

破损安全——当一主要结构件破坏或部分破坏后，在未修使用期内，结构保持其所要求的剩余强度的能力。

安全寿命——是指极小可能发生的飞机结构由于疲劳开裂，其强度降低到它的设计极限值时所经历的时间（以飞行次数、起落次数或飞行小时数计）。

设计服役目标——是设计（或）合格审定时所确定的时间期限（以飞行次数或飞行小时数计），在该时期内，主结构应当不出现重大开裂。

重要结构件（PSE或SSI）——是对承受飞行、地面和增压载荷有重要作用的结构件，其完整性是维持整个飞机结构完整性必不可少的。

单途径传力——外加载荷明显地通过一个元件承受，该单元的破坏将导致结构承受外加载荷能力的丧失。

多途径传力——属于超静定结构，当单个元件破坏后，其外加载荷将安全地分配到其余承载元件。

广布疲劳损伤（WFD）——结构多个细节部位同时出现具有足够尺寸和密度的裂纹，从而使结构不再满足其损伤容限要求（即当部分结构破坏后，维持其剩余强度要求）。

多部位损伤（MSD）——以同一结构元件中同时出现多条疲劳裂纹为特征的一种广布疲劳损伤源，彼此合并或不合并的多条疲劳裂纹导致不满足剩余强度要求。

多元件损伤（MED）——以相邻诸结构元件中同时出现多条疲劳裂纹为特征的一种广布疲劳损伤源。

分散系数——用于描述疲劳分析和实验结果的寿命缩减系数。

基本原理耐久性和损伤容限是现代飞机结构设计必须满足的结构特性，其含义简单说来是：耐久性是结构防止和抵抗损伤（包括疲劳、腐蚀、应力腐蚀、热退化、剥离、脱层、磨损和外来物损伤）的能力。

损伤容限是结构防止损伤增长至灾难性破坏的能力。

耐久性设计的目的是：赋予结构高的疲劳品质，使结构具有对抗疲劳、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤的高度阻力，从而确保飞机以低维修成本达到长经济寿命。