复合材料结构设计与损伤容限技术进展
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4-1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。
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。
复合材料的冲击、损伤容限和吸能-12
利用有限元软件，进行计算的过程
研究结果表面：在冲头上升前损伤面 积最大，并发现层合复合材料的损伤 面积与撞击能有很好的线性关系。
Hopkinson法冲击实验原理
如其核心部分是两段分离的弹性压杆: 输入和输出杆。
子弹以一定的速度撞击输入杆,在其中产生一入射脉冲 i ,
试样在该应力脉冲作用下被高速压缩变形,同时向输出杆传播
一透射波 t 和向输入杆返回一反射波 r 。
根据SHPB 实验 的一维假定和均 匀性假定,利用一 维应力波理论可 得试样的应变率εt (t) 、应变ε( t) 以 及应力σ( t) :
主要可分为如下几种： • 摆锤式冲击试验(包括简支梁型和悬臂梁型) • 落锤式冲击试验 • 弹射式实验装置 • Hopkinson压杆实验装置 • 简支梁型冲击试验是摆锤打击简支梁试样的中央； • 悬臂梁法则是用摆锤打击有缺口的悬臂梁试样的
自由端。
摆锤式实验的特点
摆锤式冲击试验试样破坏所需的能量实际 上无法测定。 试验所测得的除了产生裂缝所需的能量及 使裂缝扩展到整个试样所需的能量以外， 还要加上使材料发生永久变形的能量和把 断裂的试样碎片抛出去的能量。把断裂试 样碎片抛出的能量与材料的韧性完全无关， 但它却占据了所测总能量中的一部分。
需要确定如下物理量；
• 冲击载荷输入历程和大小； • 结构载荷响应历程、大小和分布； • 结构位移响应历程、大小和分布； • 测量的应变率响应特点
Hopkinson Pressure Bar
飞机上的缓冲吸能部件（结构）
各类吸能结构
各类吸能结构
各类吸能结构
各类吸能结构
各种缓冲结构的吸能比较
A 0 : 试样初始截面积 l 0 : 试样初始长度
航空用损伤容限型钛合金研究与应用
航空用损伤容限型钛合金研究与应用引言航空领域对材料的要求非常高，尤其是在结构件和发动机部件中，材料需要具备损伤容限性能。
损伤容限型钛合金由于其良好的机械性能和高温性能，成为航空领域中的理想材料。
本文将对损伤容限型钛合金的研究和应用进行全面的探讨和分析。
损伤容限型钛合金的定义损伤容限型钛合金是指具备在受到外界力量影响下能够承受一定程度损伤而不失去正常功能的特性。
这种特性主要体现在其抗裂纹扩展、抗疲劳性能和高温热稳定性上。
损伤容限型钛合金在航空领域中的重要性日益凸显。
损伤容限型钛合金的抗裂纹扩展性能损伤容限型钛合金的抗裂纹扩展性能是其重要的损伤容限性能之一。
它能够通过对裂纹进一步扩展前的止裂能力来衡量。
目前，常用的评价指标是K_IC值。
损伤容限型钛合金的抗裂纹扩展性能决定了其在航空应用中对裂纹扩展的抵抗能力。
损伤容限型钛合金的抗疲劳性能损伤容限型钛合金的抗疲劳性能在航空领域中尤为重要。
由于航空器的工作环境较为恶劣，材料容易受到交变载荷的损伤。
损伤容限型钛合金通过其优异的抗疲劳性能，延缓裂纹扩展速度，提高材料的寿命。
损伤容限型钛合金的高温热稳定性航空发动机运行温度较高，要求材料具备良好的高温热稳定性。
损伤容限型钛合金在高温条件下能够保持稳定的力学性能和化学性能，不失效、不变形，确保发动机的正常工作。
损伤容限型钛合金的研究进展损伤容限型钛合金的研究一直是航空材料领域的热点。
近年来，随着材料科学和工程的发展，研究人员通过改变合金元素、优化热处理工艺和表面处理等手段，不断改善了损伤容限型钛合金的性能。
改变合金元素的研究研究人员通过改变损伤容限型钛合金的合金元素组成，尝试引入新的合金元素，以提高材料的性能。
例如，添加微量的稀土元素可以提高钛合金的抗氧化性能和高温强度。
优化热处理工艺的研究热处理工艺对损伤容限型钛合金的性能有着重要的影响。
研究人员通过改变热处理工艺的温度、时间和冷却速率等参数，优化材料的组织结构和相变行为，提高材料的性能。
国产复合材料冲击损伤容限可靠性分析
并且相对于把低能量冲击的能量截止值所造
容限分析方法 7
估算 加 筋 板 的 冲 击 后 压 缩 剩 余 强
成的损伤作为初始缺陷的通常损伤容限设计 可靠度 能够较大地发挥结构元件的潜能
法充分考虑了低能量冲击下所有能量水平的元件的 济
2 考虑冲 击 威 胁 分 布 的 复 合 材 料 结 构 损 伤 容限可靠度分析方法
本文中采用了这一假设
冲击能量的随机性
特别是民机中的复合材料结构
f
L
J
=
程中可能遭受到各种不同能量值的外来物冲击 然每一次具体冲击的能量都是确定量 的能量值却是随机的 基于这一客观事实
式中 差
在可靠性研究中
对于不 同的均 值 H 其 标 准
1 的方法中 采用遵循某种分 布规 律 的冲 击 威 胁 对冲击能量的随机性加以描述和分类 根据干涉模型可以计算复合材料元件在某一给 定使用载荷作用时 某类冲击威胁分布中各个不同 冲击能量值 E i 下 的 可 靠 度 R i i = 1 2 3 由于冲击能量 为 随 机 变 量 元 件 的 可 靠 度 R i 也 是 随机变量 设在某一给定的使用载荷作用下 对应 于元件可靠度 R i 的冲击 能 量 为 E i 在某一确定的
3
主要随机变量及其数据分布
该方法所涉及的主要随机变量有工作应变 许
用应变和冲击威胁 3. 1 工作应变及其数据分布 通过已有的试验及理论分析并根据长期的工程 实践经验 布 函数为
2 JH 1 2 e - 2G 3 2# G 参数H 和G 分别为随机变量J 的均值和标准
一般假设元件的J O
=
O J
1 O
e -J
O
通过简单的 数 学 推 导 可 知
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航空器性能发生巨大的变化, 但新材料在航空器结构中真正得到使用, 必须经过耗时耗钱的研究和验证。
航空航天结构材料-聚合物基复合材料的使用、设计与分析概论：4.3-4.4损伤耐久性与再循环
受到飞行中机组能明显可检的离散源损伤的结构，必须能承受持续 安全飞行所要求的载荷
任何修理过的损伤都必须能够承受极限载荷
飞机损伤容限
概念
VID
Visible Impact Damage
BVID
Barely Visible Impact Damage
检测目标
确定具体结构细节的关键损伤形式和设计准则； 确定零件生产的工艺和质量控制； 确定可靠的外场维护方法。
应通过这些研究得到表征目视可见损伤的方法来用 于例行常规检查，并以更精确可靠的NDE方法以定量给出 剩余强度。
损伤检测与损伤阻抗
飞机定期检测程序
巡回检测
——远距离目视检测，以发现孔洞和大面积凹痕或纤维 断裂，即易检损伤
一般目视检测
——对较大范围的内部和/或外部区域进行仔细的目视 检查，以发现冲击损伤的迹象（如凹坑、纤维断裂）或 其他结构异常，需要有适当的光照和易于接近的工具 （如梯子和工作平台），也可能需要辅助检测工具（如 镜子）和表面清洁
损伤容限的主要目标——安全性
损伤容限原理是从“安全寿命”和“破损安全”方法 发展而来。
飞机损伤容限
涉及到的军用和民用航空要求
带有在制造中和使用中检测时未检出的可能损伤或缺陷的结构， 必须承受极限载荷，并不得削弱飞机在其寿命期（放大适当的系 数）内的使用
带有在维护检测时可检出损伤的结构，必须承受1倍寿命出现1次 的载荷，并要求在施加了1倍检查间隔中出现的重复载荷后再施加 该载荷
损伤类型、特征和来源
使用损伤来源
冰雹 跑道碎石 地面车辆、设备和结构 雷击 工具掉落 鸟撞 涡轮发动机叶片脱落 火焰
磨蚀 弹伤（军机） 雨水腐蚀 紫外线曝露 湿热循环 氧化退化 重复载荷 化学曝露
先进复合材料AGS结构损伤扩展分析
先进复合材料AGS结构损伤扩展分析张志峰王江（北京宇航系统工程研究所北京 100076）文摘本文基于精细加筋单元模型提出了一种用于AGS结构的损伤启始和扩展分析方法。
该方法同时考虑了层内损伤和层间损伤，其中，层内损伤包括蒙皮纤维破坏、蒙皮基体开裂、蒙皮纤维-基体剪切破坏以及肋骨纤维破坏，而层间损伤为蒙皮分层损伤。
对于层内损伤采用材料常数退化准则；而对于分层损伤，提出了一种新的等效刚度退化准则。
通过典型算例证明了该损伤模型用于AGS结构分析的有效性，并详细分析了中心含孔复合材料正交各向异性格栅加筋曲板和光板在轴压下的损伤扩展机理和行为。
关键词 先进复合材料格栅加筋结构（AGS），损伤启始和扩展，分层损伤Progressive Failure Analysis for AGS CompositestructuresZhang Zhifeng Wang Jiang（Beijing Institute of Astronautic System Engineering, Beijing 100076, China）Abstract A new progressive failure methodology is developed to simulate the onset and growth of multi-failure for composite AGS plates/shells on the basis of the refined stiffened element model. The failure modes considered in this study are inter-laminar failure (i.e. delamination in skin) and intra-laminar failure including fiber failure, matrix cracking, fiber-matrix shear failure in skin, and fiber failure in the ribs. For intra-laminar failure modes, corresponding material degradation rules are introduced. However, a new equivalent degraded stiffness rule is proposed for delamination. The methodology is validated by a typical example and is employed to evaluate the progressive failure behavior of a composite orthotropic-grid curved panel with a centrally located cutout under compressive load.Key Words Advanced composite grid stiffened (AGS) structure, Damage onset and growth, Delamination0 前言纤维增强先进复合材料格栅加筋结构（AGS）综合新材料技术和新结构设计的优点，不仅具有一般复合材料结构的比强度和比刚度高的特点，同时拥有环境鲁棒性、自动化制造技术等独特的优势，已被广泛应用于航天航空结构中，成为最具发展前途的新型结构形式之一。
复合材料的损伤机制与评估
复合材料的损伤机制与评估在当今的工程领域中，复合材料因其优异的性能而得到了广泛的应用。
然而，与传统材料相比，复合材料的损伤机制更为复杂，这给其在实际应用中的可靠性评估带来了巨大的挑战。
为了确保复合材料结构的安全性和可靠性，深入研究其损伤机制并建立有效的评估方法显得至关重要。
复合材料通常由两种或两种以上具有不同物理和化学性质的材料组成，通过特定的工艺复合而成。
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。
这些材料在强度、刚度、耐腐蚀性等方面表现出色，被广泛应用于航空航天、汽车、船舶、体育用品等领域。
复合材料的损伤机制可以分为多种类型。
首先是纤维断裂，这通常是由于过大的拉伸或弯曲应力导致纤维无法承受而发生断裂。
一旦纤维断裂，复合材料的承载能力会显著下降。
其次是基体开裂，基体在受到外力作用或内部应力集中时容易产生裂纹。
这些裂纹会沿着基体扩展，影响材料的整体性能。
另外，纤维与基体之间的界面脱粘也是常见的损伤形式。
界面的结合强度不足或者在复杂环境下发生老化，都可能导致纤维与基体之间的分离，从而削弱复合材料的力学性能。
还有一种损伤机制是分层。
在层合复合材料中，由于层间结合力相对较弱，在受到冲击或弯曲等载荷时容易发生层间分离。
这种分层损伤会降低复合材料的层间剪切强度和抗弯性能。
此外，环境因素也会对复合材料造成损伤。
例如，高温、潮湿、化学腐蚀等环境条件会导致材料性能的退化，加速损伤的发生和发展。
为了评估复合材料的损伤情况，研究人员开发了多种方法。
其中，无损检测技术是一种重要的手段。
常见的无损检测方法包括超声检测、X 射线检测、红外热成像检测等。
超声检测通过发射超声波并接收反射波来检测材料内部的缺陷和损伤。
X 射线检测利用 X 射线的穿透性和不同材料对 X 射线吸收程度的差异来成像，从而发现内部的损伤。
红外热成像检测则是通过检测材料表面的温度分布来判断是否存在损伤，因为损伤区域的热传导性能通常会发生变化。
耐高温复合材料在发动机部件
耐高温复合材料在发动机部件耐高温复合材料因其卓越的耐热性和机械强度，在现代发动机部件制造中扮演着至关重要的角色。
本文将探讨耐高温复合材料在发动机部件中的应用，分析其重要性、面临的挑战以及未来发展的方向。
一、耐高温复合材料概述耐高温复合材料是指一类能够在高温环境下保持稳定物理和化学性能的材料，这些材料通常由增强体和基体两部分组成。
增强体负责提供高强度和高模量，而基体则负责将增强体粘合在一起，并传递载荷。
在发动机部件的应用中，耐高温复合材料因其轻质、高强度和优异的耐热性能而备受青睐。
1.1 耐高温复合材料的类型耐高温复合材料可以根据其组成和结构被分为多种类型，包括碳纤维增强复合材料（CFRP）、陶瓷基复合材料（CMCs）、金属基复合材料（MMCs）等。
这些材料各有特点，适用于不同的发动机部件和工作环境。
1.2 耐高温复合材料的应用场景耐高温复合材料在发动机部件中的应用非常广泛，包括但不限于以下几个方面：- 涡轮叶片：在航空发动机中，涡轮叶片需要承受极高的温度和压力，耐高温复合材料的使用可以显著提高其性能和寿命。
- 燃烧室：复合材料制成的燃烧室可以承受高温燃气的冲击，同时减轻重量，提高燃油效率。
- 喷气发动机外壳：复合材料外壳可以提供更好的热防护，同时减轻结构重量，提高发动机的整体性能。
二、耐高温复合材料在发动机部件中的关键技术耐高温复合材料在发动机部件中的应用涉及到一系列关键技术，这些技术的发展和应用直接影响着复合材料的性能和可靠性。
2.1 材料选择与设计选择合适的耐高温复合材料是确保发动机部件性能的关键。
设计时需要考虑材料的耐热性、机械强度、耐化学腐蚀性等因素，以满足发动机在不同工作条件下的需求。
2.2 制造工艺耐高温复合材料的制造工艺包括预浸料制备、层压、固化、加工等多个步骤。
这些工艺的精确控制对于保证复合材料的质量和性能至关重要。
2.3 界面工程复合材料中增强体与基体之间的界面是决定材料性能的关键因素。
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。
第06讲：复合材料损伤容限设计
波音777水平安定面结构如图6-4所示，翼展13.4m。水平安定面翼盒采用双梁、多肋、 加筋壁板蒙皮结构。梁为工字形层合结构梁、肋为蜂窝夹层板结构、加筋壁板蒙
波音777尾翼安定面适航符合性验证试验
波音777水平安定面翼展13.4m 水平安定面翼盒采用双梁、多肋、 加筋壁板蒙皮结构 梁为工字形层合结构梁、肋为蜂窝夹层板结构
冲击损伤
主要考虑的损伤形式
损伤容限问题中主要研究孔、冲击损伤、分层3种有 代表性、对结构承载能力影响严重的损伤 冲击造成的损伤可以覆盖上述3种损伤形式
吸湿后的疲劳
疲劳裂纹门槛值
冲击损伤
冲击损伤不可避免
常用工具坠落冲击，冰雹冲击，跑道碎石或轮胎 碎片冲击，飞鸟撞击，维护和修理工具设备碰撞
裂纹扩展周期
结构在载荷谱和环境谱作用下，裂纹长度从可检裂纹尺寸 (初始裂纹尺寸)至临界裂纹尺寸值之间的裂纹扩展期
损伤检查
包括各种检查方法及检查周期的选择
复合材料损伤的概念及特征
复合材料危险载荷为压缩和剪切
采用损伤无扩展的概念，即在通常的设计 应力水平下，结构对疲劳不敏感 损伤检测困难
适航审定内容
结构适航性 载荷和强度 气动弹性与刚度 结构动力响应 疲劳∕损伤容限 结构试验 系统适航性 可靠性 失效模式和效应分析 发动机限制 卫生管理 系统试验
适航证书
模拟分析 抗坠毁性 客舱设计 应急措施 坠毁情况 结构吸能
飞行试验
使用适航性 速度和性能 控制 操纵和飞行品质 飞行员工作负荷
相关条例和规范
飞机结构分类
飞机结构 飞行安全结构 一般结构
其他
断裂关键结构
战斗机：30~40处 客机：100多处
复合材料层合板损伤容限敏感性参数研究
第丨期 纤维复合材料No.I36 2021 年3 月FIBER COMPOSITES Mar. 2021复合材料层合板损伤容限敏感性参数研究武海鹏，韩琳(哈尔滨玻璃钢研究院有限公司，哈尔滨150028)摘要本文针对碳纤维增强复合材料层合板冲击下的损伤容限参数敏感性进行分析。
对复合材料层合板损伤容 限的影响参数、纤维角度、铺层顺序、层合板厚度、冲击速度和冲击角度等进行冲击损伤仿真，采用蔡-吴强度 准则评价层合板冲击的剩余强度，并对各参数影响的敏感性排序，确定纤维角度和铺层顺序为复合材料层合板冲 击下损伤容限的敏感参数。
关键词复合材料；损伤容限；冲击；敏感性参数Research on the Damage Tolerance SensitiveParameters of Composite LaminateWU Haipeng, HAN Lin(Harbin FRP Institute Co. ,Ltd. ,Harbin 150028)ABSTRACT This article aims on the analysis of the damage tolerance sensitive parameters of carbon fiber reinforced laminate under impact. The test simulates the impact damage on damage tolerance effective parameters of composite laminate, fiber orientation, ply stacking sequence, thickness of laminate, impact velocity and impact angle, using the Tsai -Wu strength criterion to evaluate the residual strength of laminate impact and sequencing all parameters *effective sensibility，and confirmed that fiber orientation and ply stacking sequence are the sensitive parameter of damage tolerance of composite laminate under impact.KEYWORDS composite material ；damage tolerance；impact；sensitive parameter1引言由于复合材料质量轻、强度高，因此在航空航 天领域得到了广泛的应用，但复合材料层合板结构 在使用和维护过程中容易受到低能量载荷冲击，如冰雹碎石的冲击、维修时工具的坠落等。
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
复合材料飞机结构耐久性损伤容限设计指南下载提示：该文档是本店铺精心编制而成的，希望大家下载后，能够帮助大家解决实际问题。
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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。
复合材料变厚度加筋板后屈曲耐久性／损伤容限一体化设计研究
第２ ７卷 第 ５期
２０ ０ ７年
飞
机
设
计
Ｖｏ ． ７ ＮＯ ５ １２ ． Ｏｃ ｔ ２０ ０７
１ ０月
ＡＩ ＣＲＡＦ Ｒ Ｔ ＤＥＳ ＧＮ Ｉ
文章编号 ：１７ － ５ ９ ２０ ）５ ０２ －７ ６ ３ ４９ （０ ７ ０ —０ ４ ０
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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
复杂结构的三维有限元模型结合基于应变的失效理论
铺层角
材料
几何构型
应变不变量参数 失效预测
复合材料结构设计-性能预测
SIFT应用步骤
热载荷和机械载 荷产生的三维宏
观应变
纤维和树脂不 同位置的三维
微观应变
+
纤维和树脂热 不匹配引起的 微观热应变
纤维和树脂的 应变不变量
应变不变量临界值
复合材料结构设计-性能预测
1001 lb 897-1105 lb
48 lb 32-98 lb
869 lb
内容
复合材料设计技术
结构设计流程再造 结构性能预测 结构设计-制造一体化 不确定性能方法应用
复合材料损伤容限技术
Airbus损伤容限技术 Boeing损伤容限技术 技术展望
复合材料损伤容限问题
❖复合材料损伤容限
压溃点
1st 分层
2nd 分层
复合材料结构设计-性能预测
传统毯式曲线
载荷
N1=1MPa-m N2=0 N6=0
不同铺层比层合板失效应力
失效应力（MPa）
复合材料结构设计-性能预测
主要曲线: 静强度曲线耐久性曲线 疲劳曲线
不加入任何 经验参数
结构耐久性 疲劳寿命剩
余强度
输出（毯式图）
层合板逐渐 损伤分析
复合材料结构设计技术进展
❖复合材料结构高效设计和性能预测方法
应用现代计算和协同管理技术－高效率 计算机，数据库和网络
基于物理模型－准确性 破坏机理、破坏模式及控制因素
考虑材料细观性能及工艺因素－全面性 组分材料、界面特性、缺陷、残余应力等
误差分析控制－可靠性 模型简化、多种破坏模式、材料性能和工艺稳定性
1.压强载荷（RTD） N1=2MPa-m t=20年 N2=1MPa-m N6=0MPa-m 2.着陆载荷（40°，0.5%） N1=-2MPa-m t=50000min N2=0 MPa-m Nf=50000cycles N6=0MPa-m 3.阵风（RTD） N1=4MPa-m t=100min N2=1MPa-m Nf=100cycles N6=0 MPa-m
复合材料内部结构复杂应力状态的确定 与载荷历程相关的损伤机理 工艺过程中产生的残余应力问题 确定复合材料损伤机理及相应失效准则
复合材料结构设计技术进展
❖2001年美国开展的《Accelerated Insertion of Materials》计划主要工作包括：
建立基于物理模型的损伤判据，构建多尺度分析 和计算模型
可检查性 影响结构性能的损伤 损伤容限性能好的材料不一定损伤阻抗性能好
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
冲击损伤容限问题-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
复合材料结构设计-非确定性方法
试验结果与模拟结果对比
复合材料结构设计-非确定性方法
模拟分析与试验结果的对比
均值 均值的95%置信区间
模拟结果 （100个数据）
1012 lb
1003-1021 lb
方差 方差的95%置信区间
44.5 lb 39-52 lb
B-基准值
944 lb
试验结果 （8个数据）
应变不变量计算
获取应变放大系数的位置点
计算应变不变量：
基体： J1 1 2 3
m eqv
1 2
(1 2 )2 (2 3 )2 (1 3 )2
纤维：
f eqv
1 2
(1 2 )2 (2 3 )2 (1 3 )2
复合材料结构设计-性能预测
SIFT-应用
载荷点
三点弯测试试验
载荷施加 0 9o0o0o 90o0o
Damage tolerance for structural parts is a measure of the ability of such a part to maintain functionality, sufficient residual strength and stiffness, with damage for required loadings. This concept of combining an inspection plan with knowledge of damage threats, damage growth rates and residual strength is referred to as “damage tolerance”.
最严重条件
压缩强度分布 B-基准值
+
+
+
+ ...
过去
材料
温度
吸湿
损伤
B-基准值
现状
+
+
+
+ ...
材料
温度
吸湿
损伤
B-基准值
将来
+
+
+
+ ...
材料
温度
吸湿
损伤 better
复合材料结构非确定性设计分析方法 确定性方法中的问题：
复合材料结构设计-非确定性方法
T型接头承载能力计算
接头示意图
接头几何参数
最终失效
层合板刚度 初始损伤
多轴静载对应不同铺层比层合板的最小厚度
载荷 N1=2MPa-m N2=-1MPa-m N6=0
最小厚度（mm）
输入
单层板强度 单层板性能
环境因素 （温度等）
应变不变量 参数
纤维和树脂 性能
应用SIFT方法获取多轴载荷毯式曲线
复合材料结构设计-性能预测
毯式曲线应用
多重载荷下的不同铺层比层合板最小厚度
内容
复合材料设计技术
结构设计流程再造 结构性能预测 结构设计-制造一体化 不确定性能方法应用
复合材料损伤容限技术
Airbus损伤容限技术 Boeing损伤容限技术 技术展望
复合材料结构设计技术进展
用量发展情况
60%
50%
Composite Usage
40%
30%
20%
10%
0%
1970
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-AIRBUS
损伤容限技术-BOEING
损伤容限技术-BOEING
characteristics
•Stress development/Tool-part interaction
•Tool and part temperature
•Final part shape
•Resin cure kinetics
•Resin viscosity/Resin flow
•Fibre volume fraction/Part thickness
1980
1990
2000
2010
复合材料结构设计技术进展
❖先进复合材料结构设计技术发展
复合材料力学性能深入认识 复合材料设计使用经验积累 现代计算和试验技术发展 适航要求提高
❖先进分析、设计理念和流程
复合材料结构设计技术进展
❖ 1996年美国五个专业委员会提出的《用于下一 代民用运输机的新材料》报告，强调复合材料 力学行为预测的困难：
损伤容限技术-BOEING
损伤容限技术-BOEING
损伤容限技术-BOEING
损伤容限技术-BOEING