第八章 复合材料结构耐久性损伤容限设计4-1
第八章-复合材料结构耐久性损伤容限设计4-3
课题第八章复合材料结构耐久性损伤容限设计（三）目的与要求提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法和材料使用因素损伤容限分析和疲劳特性概述了解耐久性/损伤容限设计实例复合材料制件的疲劳特性分析方法重点损伤容限分析和疲劳特性概述复合材料制件的疲劳特性分析方法难点复合材料制件的疲劳特性分析方法教具复习提问耐久性/损伤容限设计的特点是什么？复合材料制件的疲劳特性分析方法有哪些？新知识点考查损伤容限分析和疲劳特性布置作业课堂布置课后回忆损伤容限分析和疲劳特性？复合材料制件的疲劳特性分析方法有哪些？备注教员1.提高零部件耐久性/损伤容限的特殊设计方法1.1.损伤的极限1.1.1通常损伤程度●碳纤维复合材料存在缺陷/损伤时，因其强度下降时可能高达60%左右，因此按照损伤容限设计的结构厂采取较低的许用值进行控制，一般情况不超过4000μξ。
●零部件强度的下降必定导致系统性能的下降，设计过程中使用的降低了的许用值，必定不能充分发挥材料的最大性能，不但影响了设计的效率，而且给工艺制造过程和质量控制造成过大的裕度和能源浪费。
1.1.2当前的设计目标●为了充分发挥复合材料的潜在优势，近年来国内外提高了损伤容限，也提高设计许用值。
●从最初设计阶段、工艺制造过程和质量控制方面综合考察，要求设计许用值达到6000μξ。
●根据国外的相关报道，经过数年的科研工作，在飞机设计方面采用的复合材料构件已经达到上述要求。
✧机翼结构设计的拉、压设计许用应变值提高到6000μξ；✧剪切应变值提高10000μξ。
1.1.3设计思想●提高结构的抗损伤能力✧抑制损伤的形式；✧减少损伤范围，如减少冲击的区域；✧抑制或阻止损伤进一步发生。
●提高结构包容损伤的能力✧提高复合材料结构受损后的剩余强度和疲劳强度/疲劳寿命；✧采用更先进的复合材料成形技术，增加制件自身的性能；✧使用强度更高的体积材料和增强材料，保证“原材料”的性能；✧采用合理的浸润工艺，提高界面相的性能。
复合材料结构设计 设计要求和原则
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
初始缺陷：很难用目视检测方法检出，包括冲击损伤、分层和划伤
使用损伤：鸟撞等高能量外来物冲击及雷击产生的目视易检损伤
损伤扩展要求 复合材料结构为缓慢“裂纹”扩展结构
损伤无扩展，应通过试验支持的分析或由试样、元件或结构件的 疲劳试验来验证，损伤无扩展循环数应考虑复合材料的疲劳分散性 如在规定的检查间隔内出现明显的缺陷/损伤扩展时，须更改设计
结构静强度验证
分散性考虑
复合材料结构的材料和工艺变异性大于目前所用金属结 构的
变异性，在确定设计许用值时考虑
湿热环境考虑
考虑预期最严重的湿热环境影响，可选用环境补偿因子 法，
环境补偿系数法，应力-应变关系外推法和环境箱模拟法
结构耐久性验证
试验要求
要求进行设计研制试验，以便确定设计概念，选材，确定载荷谱 的影响和对关键结构件的耐久性提供早期评估
耐久性设计要求
特殊要求
冲击损伤源
设计时必须考虑使用引起的损伤，研究它对修理、维护、和功能可 能产生的影响，并证实外表面目视不易检出的损伤不影其响耐久性
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
B) 下的吸湿和脱湿是一个可逆过程 C) 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，
D) 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
E) 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
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。
复合材料结构设计与损伤容限技术进展
结构设计-制造一体化分析
复合材料结构设计-设计制造一体化
结构设计-制造一体化分析
复合材料结构设计-非确定性方法
❖确定性设计方法保守性
最严重载荷×安全系数 最严重情况的温度 最严重吸湿 最严重的未检测的损伤 保守的统计准则推导材料许用值
复合材料结构设计-非确定性方法
层合板压缩强度的确定
15,000 Tests
18 months-2 years << $ Millions
Material Invariants, Full Scale
1,500 Tests
复合材料结构设计-设计制造一体化
•Heat transfer/Autoclave
•Thermal expansion/resin cure shrinkage
复合材料结构设计-设计流程
复合材料高效设计方法－材料快速应用
复合材料结构设计-设计流程
高效复合材料设计－并行思想
复合材料结构设计-设计流程
复合材料高效设计－设计、分析、制造和效益一体化
复合材料结构设计-性能预测
应变不变量失效理论（SIFT）
❖ 根据材料基本性能预测复杂结构的承载能力 ❖ 建立树脂、纤维和复合材料性能之间的联系 ❖ 便于考虑环境因素的影响 ❖ 减少相关的耐久性试验条目和数目
最小厚度（mm）
复合材料结构设计-性能预测
效益对比
Building Block Approach
Certification by Analysis
Time
6-8years
Cost
>>$ Millions
Tests Quantity
Material Laminates, Subcomponents, Components, Full Scale
复合材料层压结构的损伤容限设计[1]
![复合材料层压结构的损伤容限设计[1]](https://img.taocdn.com/s3/m/e0568e08a300a6c30c229f56.png)
[ 摘要 ] 简要介绍了飞机机体中复合材料层压结构损伤容限设计的特点及其设计要点。 关键词: 复合材料层压结构 损伤容限设计 [A b st ract ] T he cha racte rist ics and im po rtan t po in t s o f dam age to le rance de sign o f lam ina ted com po site st ructu re s in a ircraf t have been b rief ly p re sen ted in th is p ap e r. Keywords: L am ina ted com po site st ructu re D am age to le rance de sign
许用值, 可供参考。 由表2可以看到, 次结构件采用的设计许用应变
为3000～ 4000ΛΕ, 而主结构件采用的许用应变则已 增加到5000～ 6000ΛΕ。这表明用于主结构件的复合 材料体系应具有更好的韧性。
3. 结构形式上的设计改进 由于复合材料存在着剪切性能差、开孔处应力 集中严重、容易电化腐蚀等缺点, 所以金属飞机结构 中 常用的由蒙皮、梁、桁条、肋 (框) 等很多零组件通 过大量紧固件机械连接而成的构造方式就不太适合 复合材料结构。比较合理的构造方式有共固化或二 次胶接的多墙式结构、全高度蜂窝夹芯结构和夹层 结构、整体式结构等, 这些结构形式能较好地使复合 材料“扬长避短”, 获得较大的结构效率。但从损伤容 限设计的角度来看, 其中有些结构形式尚不很理想。 例如, 共固化和二次胶接的加筋壁板件的抗损伤扩 展性能较差, 蜂窝夹芯板件的薄面板与夹芯间的胶 接很易因外来物的冲击而脱胶, 必须采取相应的设 计措施予以改进。 提高抗冲击损伤能力的更理想的结构形式是缝 合结构和三向编织结构。特别是三向编织结构, 从根 本上消除了层压结构层间强度低的缺点, 从而有可 能大大提高结构的抗损伤能力。 目前对三向编织结构的力学分析、性能预报、编 织工艺、固化成形方法、结构设计等方面正在开展积 极的研究, 可望在不久的将来进入工程实用。 4. 结构铺层设计 结构铺层设计时除遵循一般铺层设计原则外, 从提高抗冲击损伤能力的角度还需注意下列几点: (1) 翼面结构各部位的主要损伤源不尽相同 通常, 翼面根部区蒙皮较厚, 故对低能冲击不太 敏感, 但根部区往往是两部件的对接区, 不可避免地 存在钉群连接, 因此连接孔是这个部位的主要损伤 源。翼根区以外的部位很少存在大的连接孔, 但蒙皮 较薄且外露面积大, 故外来物的低能冲击是主要损 伤源。应根据不同的损伤源采取不同的铺层设计。 (2) 翼面结构剖面处各元件间承载能力的优化 匹配 在翼根区以外的部位, 蒙皮的铺层设计应以承 剪为主, 轴向载荷应主要由纵向加强件承担; 根部 区由于存在着钉群连接以及载荷的集中或分散等因
复合材料的耐久性分析与评估
复合材料的耐久性分析与评估在现代工程领域，复合材料因其优异的性能而被广泛应用。
然而，要确保复合材料在长期使用中的可靠性和安全性，对其耐久性的深入分析与评估至关重要。
复合材料是由两种或两种以上具有不同物理和化学性质的材料组合而成，通过协同作用实现比单一材料更出色的性能。
常见的复合材料包括纤维增强复合材料（如碳纤维增强复合材料、玻璃纤维增强复合材料）和层合复合材料等。
耐久性，简单来说，是指材料在特定环境条件下抵抗性能退化和保持其功能完整性的能力。
对于复合材料，耐久性受到多种因素的影响。
首先，复合材料的组成成分对其耐久性有着直接的影响。
增强纤维的类型、性能和含量，以及基体材料的特性都会改变复合材料的耐久性表现。
例如，碳纤维具有高强度和高模量，但在某些化学环境中可能不如玻璃纤维稳定。
基体材料的耐腐蚀性、耐热性和抗疲劳性能等也是关键因素。
其次，制造工艺也在很大程度上决定了复合材料的耐久性。
在制备过程中，纤维与基体的结合质量、孔隙率的大小以及残余应力的分布等都会影响复合材料的长期性能。
如果制造过程中存在缺陷，如纤维分布不均匀、孔隙过多或界面结合不良，这些都会成为潜在的薄弱点，加速材料的性能退化。
环境因素是影响复合材料耐久性的另一个重要方面。
温度、湿度、化学介质以及机械载荷等环境条件的变化，都可能导致复合材料的性能下降。
高温可能会使基体软化或导致纤维与基体的界面结合弱化；湿度会引起材料的吸湿膨胀，从而影响其力学性能；化学介质可能会腐蚀基体或与纤维发生化学反应；而长期的机械载荷则会导致材料的疲劳损伤。
在对复合材料耐久性进行分析时，需要采用一系列的实验方法和技术。
力学性能测试是常用的手段之一，包括拉伸、压缩、弯曲和剪切试验等，以评估材料在不同载荷条件下的强度和变形特性。
此外，还可以通过疲劳试验来研究材料在循环载荷下的耐久性。
微观结构分析也是必不可少的，如扫描电子显微镜（SEM）、X 射线衍射（XRD）和能谱分析（EDS）等技术，可以帮助观察材料内部的纤维分布、界面状态以及可能存在的缺陷和损伤。
复合材料损伤准则
复合材料损伤准则一、引言现代工业特别是航空航天、船舶和汽车等行业中广泛应用的复合材料已成为重要的结构材料。
由于其广泛的应用，如何预测和控制复合材料结构的损伤及其演化已成为该领域研究的热点问题。
二、基本概念复合材料的主要成分是复合纤维和复合基体。
综合地考虑复合材料的各种损伤模式，常常采用损伤演化模型来描述其力学行为。
损伤演化模型一般采用损伤准则来描述损伤的阈值和损伤变量的关系。
三、分类复合材料的损伤准则一般可以分为本构损伤准则和破坏准则两类。
本构损伤准则是指一系列用于描述材料在弹性范围内损伤演化的模型。
这些模型通常基于连续介质损伤力学原理，并且将材料的本构行为与损伤过程进行了耦合。
常用的本构损伤准则包括弹性损伤准则、弹塑性损伤准则、本构细观损伤准则等。
破坏准则是指一系列用于描述材料破坏发生的模型。
破坏准则通常将材料的极限状态与某些损伤指标进行关联。
常用的破坏准则包括理想强度理论、最小势能准则、断裂力学、能量准则等。
四、应用复合材料的损伤准则在实际应用中具有广泛的应用价值。
根据不同的应用情况，可以选择相应的损伤准则进行分析和设计。
例如在航空航天领域，需要对复合材料在高空高速飞行中的损伤进行研究，因此可以采用弹塑性损伤准则来描述损伤演化状态。
而在汽车领域，需要对复合材料在碰撞过程中的性能进行分析，因此可以采用破坏准则来描述破坏状态。
五、结论综上所述，复合材料的损伤准则是复合材料研究领域中的重要内容。
不同的损伤准则可以用于描述不同的材料及其应用领域的性能和损伤演化状态。
从而对材料的设计和应用提供了科学的依据。
复合材料结构损伤容限设计的两个关键参数
复合材料结构损伤容限设计的两个关键参数＊冯振宇，郝 鹏，邹田春（中国民航大学航空工程学院，天津３００３００）摘要 综合分析研究了复合材料飞机结构损伤设计和合格审定中的两个关键参数（损伤尺寸参数和冲击能量截止值）。
研究结果表明，当复合材料结构损伤阻抗较低时，可按损伤尺寸（采用冲击凹陷深度表征）确定损伤结构的剩余强度；当复合材料结构损伤阻抗较高时，可按冲击能量截止值确定损伤结构的剩余强度。
为民用飞机复合材料结构设计和合格审定提供了参考。
关键词 飞机结构 复合材料 损伤容限 设计参数Ｔｗｏ Ｃｒｉｔｉｃａｌ Ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ ｉｎ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ Ｄａｍａｇｅ Ｔｏｌｅｒａｎｃｅ ＤｅｓｉｇｎＦＥＮＧ Ｚｈｅｎｙｕ，ＨＡＯ Ｐｅｎｇ，ＺＯＵ Ｔｉａｎｃｈｕｎ（Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｃｉｖｉｌ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ｃｈｉｎａ，Ｔｉａｎｊｉｎ ３００３００）Ａｂｓｔｒａｃｔ Ｔｗｏ ｃｒｉｔｉｃａｌ ｐａｒａｍｅｔｅｒｓ（ｄａｍａｇｅ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ａｎｄ ｃｕｔ－ｏｆｆ ｖａｌｕｅ ｏｆ ｉｍｐａｃｔ ｅｎｅｒｇｙ）ｉｎ ａｉｒｃｒａｆｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄａｍａｇｅ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ａｉｒｗｏｒｔｈｉｎｅｓｓ ｃｅｒｔｉｆｉｃａｔｉｏｎ ａｒｅ ｃｏｍｐｒｅｈｅｎｓｉｖｅｌｙ ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｅｄ．Ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔｗｈｅｎ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄａｍａｇｅ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ ｉｓ ｌｏｗｅｒ，ｄｅｔｅｒｍｉｎｉｎｇ ｄａｍａｇｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｒｅｓｉｄｕａｌ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ｉｓ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｄａｍ－ａｇｅ ｄｉｍｅｎｓｉｏｎ（ｕｓｉｎｇ ｉｍｐａｃｔ ｄｅｎｔ ｄｅｐｔｈ ｔｏ ｉｎｄｉｃａｔｅ），ａｎｄ ｗｈｅｎ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄａｍａｇｅ ｒｅｓｉｓｔａｎｃｅ ｉｓ ｈｉｇｈｅｒ，ｄｅｔｅｒ－ｍｉｎｉｎｇ ｄａｍａｇｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｒｅｓｉｄｕａｌ ｓｔｒｅｎｇｔｈ ｉｓ ｂａｓｅｄ ｏｎ ｃｕｔ－ｏｆｆ ｖａｌｕｅ ｏｆ ｉｍｐａｃｔ ｅｎｅｒｇｙ．Ｔｈｅ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｒｅｓｕｌｔｓ ｈａｖｅ ｇｏｏｄｒｅｆｅｒｅｎｃｅ ｖａｌｕｅ ｆｏｒ ｃｉｖｉｌ ａｉｒｃｒａｆｔ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ ｃｅｒｔｉｆｉｃａｔｉｏｎ．Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ ａｉｒｃｒａｆｔ ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ，ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ，ｄａｍａｇｅ ｔｏｌｅｒａｎｃｅ，ｄｅｓｉｇｎ ｐａｒａｍｅｔｅｒ ＊中国民航局科技项目（ＭＨＲＤＺ２０１０１０） 冯振宇：男，１９６６年生，博士生，主要研究方向为复合材料结构损伤容限设计 复合材料结构对冲击损伤是极为敏感的，严重的冲击损伤可明显降低复合材料结构静强度。
复合材料的耐久性与性能优化
复合材料的耐久性与性能优化在当今的科技领域，复合材料因其卓越的性能和广泛的应用前景而备受瞩目。
从航空航天到汽车制造，从建筑行业到体育用品，复合材料的身影无处不在。
然而，要充分发挥复合材料的优势，确保其在长期使用中的耐久性，并不断优化其性能，是一个至关重要却充满挑战的课题。
复合材料是由两种或两种以上不同性质的材料通过物理或化学方法组合而成的。
其组成成分通常包括增强材料（如纤维）和基体材料（如树脂）。
这种独特的结构赋予了复合材料优异的力学性能、耐腐蚀性和轻质高强等特点。
耐久性是衡量复合材料在长期使用过程中保持性能稳定的关键指标。
影响复合材料耐久性的因素众多，环境因素首当其冲。
湿度、温度、紫外线辐射以及化学物质的侵蚀，都可能导致复合材料的性能逐渐下降。
例如，在潮湿的环境中，水分可能渗透到复合材料内部，破坏纤维与基体之间的界面结合，从而降低其强度和刚度。
此外，复合材料在使用过程中所承受的载荷类型和大小也对其耐久性产生重要影响。
长期的交变载荷可能引发疲劳损伤，逐渐累积并导致材料失效。
而且，制造过程中的缺陷，如孔隙、纤维分布不均匀等，也会成为耐久性的潜在隐患。
为了提高复合材料的耐久性，研究人员采取了一系列措施。
优化制造工艺是其中的重要一环。
通过改进复合材料的成型方法，如采用先进的自动化铺层技术，可以有效地减少制造过程中的缺陷，提高纤维和基体的结合质量，从而增强复合材料的耐久性。
材料的选择也是关键。
选用具有良好耐环境性能的基体材料和高强度、高耐疲劳的增强纤维，能够显著提升复合材料的耐久性。
例如，使用耐湿性好的环氧树脂作为基体，以及高强度的碳纤维作为增强材料，可以使复合材料在恶劣环境下依然保持良好的性能。
对复合材料进行表面处理也是一种有效的手段。
通过施加防护涂层，如抗腐蚀涂层、抗紫外线涂层等，可以阻隔外界环境因素对材料的直接作用，延长其使用寿命。
在关注复合材料耐久性的同时，性能优化也是一个永恒的主题。
性能优化旨在进一步提升复合材料的各项性能指标，以满足不断提高的应用需求。
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。
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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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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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
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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
耐久性和损伤容限笔记详解
结构耐久性和损伤容限设计第一课概述:飞机设计思想的发展●静强度/刚度设计：结构可承受最大设计载荷，变形满足设计要求。
●安全寿命设计：在设计时认为结构中是无缺陷的，在整个飞机使用寿命期间，结构不会发生可见的裂纹。
●损伤容限设计：在规定未经维修的使用阶段内，结构抵抗由于存在瑕疵、裂纹或其他损伤导致损坏的能力。
损伤容限设计结构：按照损伤容限的概念来设计使用的结构。
损伤容限结构的特点：该结构的某一部分产生裂纹后，结构仍能在规定载荷下工作一定时间，直到下一次检修为止，在这段时间内裂纹不会发展到临界尺寸，或即使某一部分发生断裂，结构仍能承受规定的载荷。
耐久性：是指在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂（包括应力腐蚀等引起的开裂）、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外表损伤作用的能力。
耐久性设计：使飞机结构承受设计使用载荷/环境谱时，其经济寿命大于设计寿命的耐久性分析计算。
耐久性设计的目的：确保飞机结构在整个使用寿命期间，结构的强度、刚度、维形、保压和运动等功能的可靠和最经济性维修，使飞机经常处于良好的备用状态。
耐久性方法：设计使用寿命≤经济寿命＝1/2（全尺寸结构耐久性试验或分析寿命）经济寿命：由于疲劳、意外损伤/环境侵蚀引起结构损伤的情况，使得战备状态目标不能通过可接受的经济维修方式保持的时候，所对应的使用时间为经济寿命。
第二课断裂力学第一章 线弹性断裂力学1.1引言◆ 线弹性断裂力学：用弹性力学的线性理论研究含裂纹体在载荷作用下的力学行为和失效准则的工程学科。
◆ 裂纹种类：张开型、滑移型、撕开型。
如图1所示。
（I ）张开型 （II ）滑移型 （III ）撕开型图1裂纹的基本类型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。
2. 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。
3. 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。
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。
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《复合材料的损伤与失效》结合材料力学原理及建模，力图为读者完整展现有关复合材料的损伤、疲劳以及断裂等问题。
前面几章将重点放在复合材料损伤的基本原理之上，在描述开裂、断裂、扭曲在内的损伤力学之前，作者回顾了基本方程和力学相关理论。
在后面章节中，作者结合宏观以及微观损伤模型讲解了在机械载荷作用下损伤形成和发展的物理机理，并给出了大量的试验数据作为支撑。
最后，采用复合材料疲劳寿命图来讨论复合材料的疲劳现象。
该书的点击下方链接当当官方购买吧目录第1章复合材料结构的耐久性评估1．1 简介1．2 复合材料损伤力学的发展历史1．3 复合材料的疲劳参考文献第2章复合材料的力学性能评述2．1 弹性方程2．1．1 应变一位移关系2．1．2 线性动量和角动量的守恒2．1．4 运动方程2．1．5 能量原理2．2 微观力学2．2．1 单向薄层的刚度特性2．2．2 单向薄层的热力学性质2．2．3 薄层本构方程2．2．4 单向薄层强度2．3 层合板分析2．3．1 应变一位移关系2．3．2 层合板的本构关系2．3．3 层合板中薄层的压力和应变2．3．4 铺层结构的影响2．4 线性弹性断裂力学2．4．1 断裂准则2．4．2 裂纹分离模式2．4．3 裂纹表面位移2．4．4 损伤分析与断裂力学的相关性参考文献第3章复合材料的损伤3．1 损坏机理3．1．1 界面脱粘3．1．2 基体微裂纹／层内（板层）裂纹3．1．3 界面滑移3．1．4 分层／层间裂纹3．1．5 纤维断裂3．1．6 纤维微曲屈3．1．7 粒子分裂3．1．8 孔洞增大3．2 复合材料层合板损伤的发展3．3 层合板层内开裂3．4 损伤力学参考文献第4章微观损伤力学4．1 引言4．2 单次断裂和多次断裂现象：ACK理论4．2．1 多缝基体开裂4．2．2 粘接完好的纤维／基体界面：改进的剪滞分析4．2．3 纤维／基体摩擦界面4．3 开裂层合板的应力分析（边界值问题）4．3．1 复杂性及存在问题4．3．2 假设条件4．4 一维模型：剪滞分析4．4．1 初始剪滞分析……第5章宏观损伤力学第6章损伤发展第7章损伤机理和疲劳寿命图表第8章未来研究方向上下滚动查看更多点击下方链接当当购买吧。
耐久性和损伤容限笔记详解
结构耐久性和损伤容限设计第一课概述:飞机设计思想的发展●静强度/刚度设计：结构可承受最大设计载荷，变形满足设计要求。
●安全寿命设计：在设计时认为结构中是无缺陷的，在整个飞机使用寿命期间，结构不会发生可见的裂纹。
●损伤容限设计：在规定未经维修的使用阶段内，结构抵抗由于存在瑕疵、裂纹或其他损伤导致损坏的能力。
损伤容限设计结构：按照损伤容限的概念来设计使用的结构。
损伤容限结构的特点：该结构的某一部分产生裂纹后，结构仍能在规定载荷下工作一定时间，直到下一次检修为止，在这段时间内裂纹不会发展到临界尺寸，或即使某一部分发生断裂，结构仍能承受规定的载荷。
耐久性：是指在规定期限内，飞机结构抵抗疲劳开裂（包括应力腐蚀等引起的开裂）、腐蚀、热退化、剥离、磨损和外表损伤作用的能力。
耐久性设计：使飞机结构承受设计使用载荷/环境谱时，其经济寿命大于设计寿命的耐久性分析计算。
耐久性设计的目的：确保飞机结构在整个使用寿命期间，结构的强度、刚度、维形、保压和运动等功能的可靠和最经济性维修，使飞机经常处于良好的备用状态。
耐久性方法：设计使用寿命≤经济寿命＝1/2（全尺寸结构耐久性试验或分析寿命）经济寿命：由于疲劳、意外损伤/环境侵蚀引起结构损伤的情况，使得战备状态目标不能通过可接受的经济维修方式保持的时候，所对应的使用时间为经济寿命。
第二课断裂力学第一章 线弹性断裂力学1.1引言◆ 线弹性断裂力学：用弹性力学的线性理论研究含裂纹体在载荷作用下的力学行为和失效准则的工程学科。
◆ 裂纹种类：张开型、滑移型、撕开型。
如图1所示。
（I ）张开型 （II ）滑移型 （III ）撕开型图1裂纹的基本类型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。
2. 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。
3. 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。
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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？。