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
断裂部位 断裂型式
损伤容限结构的分类
缓慢裂纹
损伤容限结构 破损安全 结构 扩展结构
破损安全-多 传力途径结构
破损安全-止 裂结构
损伤容限设计的三个要素
临界裂纹尺寸或剩余强度
剩余强度要求的载荷作用下，结构允许存在的最大损伤； 在某一规定的损伤下，结构剩余强度应大于对该结构的剩 余强度要求值(即损伤容限载荷)。
波音公司执行NASA/ACEE先进复合材料结构计划，于 1977年7月开始研制波音737碳/环氧水平安定面，并 于1982年2月按FAA AC20-107完成了适航符合性验证 试验，成为世界第一个持有适航证书的商用飞机主要 结构件。
波音777尾翼安定面结构研制于20世纪90年代，按FAA AC20-107A进行适航符合性验证，是波音公司适航审 定技术代表
损伤无扩展概念：通过试验和分析使损伤无扩
展循环数满足规定的检查间隔要求。并且损伤无扩 展循环数应考虑疲劳分散性和环境的影响。
采用损伤无扩展概念的原因：
设计许用值较低 优异的抗疲劳性能 缺陷和损伤难以检测 疲劳载荷下损伤扩展无规律可循
损伤容限设计概念
损伤扩展概念：根据损伤扩展寿命确定检修周期。
复合材料损伤来源
制造阶段：
材料预浸和结构件固化成形过程中产生的缺陷； 空隙、富胶、贫胶 外来物夹杂 不正确的纤维取向和铺层顺序。 结构件机械加工和装配过程中产生的缺陷 划伤、有缺陷孔和过紧连接
制造阶段的损伤
复合材料损伤来源
使用阶段：
划伤、擦伤、边缘损伤， 外来物冲击引起的分层、脱胶、凹痕和穿透性损。
损伤类型 损伤可检 结构承载能
概率/%
1 BVID(Barely Visible
Impact Damage)
力要求
1.5LL(UL)
0
20
40
1.4LL
1.3LL
2
VID
(Visible Damage)
60
80
1.2LL
1.1LL
3
EVID
(Easy Visible Damage)
100
1.0LL
损伤容限设计概念
冲击后压缩(CAI)是材料重要性能指标
冲击损伤形式与冲击能量有关
冲击损伤与冲击能量
无损伤状态
低能量冲击损伤 中能量冲击损伤
高能量冲击损伤
冲击后压缩破坏机理
冲击损伤后破坏形式与冲击后承载有关。
拉伸 压缩 纤维断裂 局部失稳
由于铺层顺序，几何尺寸、边界支撑和冲击损伤范 围的不同，冲击后压缩可能的破坏模式有：
结构设计许用值的确定
薄蒙皮或薄面板蜂窝夹层结构，在设计载荷时蒙 皮面板不出现总体屈曲，使用载荷时不出现局部 屈曲。并且该结构易受低能量冲击，在确定设计 许用值时应同时考虑屈曲许用值和冲击损伤容限 许用值。
不易受到冲击部位，压缩设计许用值可以用含 6.35 mm直径充填不受载孔试样的许用值
初步设计阶段的确定方法
AML图法
初步设计阶段的确定方法
压缩下冲击损伤破坏门槛曲线法-确定压缩设计许用值
详细设计阶段的确定方法
结构的关键部位或一些特殊部位要确定详细设计 阶段设计许用值。
根据实际的结构参数来确定该部位的损伤容限许 用值和压缩设计许用值
复合材料损伤容限设计要求
损伤类型与设计载荷的关系
含冲击损伤结构承载能力要求
复 合 材 料 结 构 损 伤 容 限 设 计
张纪奎 zjk@ 继教楼205
本讲内容
损伤容限设计简介
复合材料损伤的概念及损伤机理 复合材料结构疲劳与损伤容限特性 含损伤材料剩余强度与设计值的确定 复合材料结构损伤容限的设计要求 复合材料结构损伤容限的符合性验证
复合材料结构件的最终性能主要取决于材料（含成形工艺）的鉴 定程序和质量保证体系。 复合材料导电性差，需考虑雷电的直接和间接的影响。
复合材料结构适航中的新问题
替代材料（第二材料来源材料）的鉴定
最终吸湿量的确定 新成形工艺（含新专用树脂体系）的适航审定
波音777尾翼安定面适航符合性验证试验
y ( x,0) R d b
0
D0为特征长度，是材料常 数，与层板几何尺寸和应 力分布无关。
断裂准则-平均应力准则
D为特征长度，由实验测定。与层板铺层顺序有关。
1 RD 0 y ( x,0)dx D R
带孔口或裂纹层压板的剩余强度分析
缺口敏感性与破坏判据
结构设计许用值
缺口敏感性
疲劳 环境对性能的影响 主要损伤原因 关键损伤类型
应力腐蚀
裂纹
制造损伤
冲击损伤、分层
金属和复合材料的对比
性能 危险载荷形式 金属材料 拉伸 复合材料 压缩
破坏前损伤的可检性
可预见性
通常目视可检
良好
目视不可检
几乎不可能 多种损伤形式相继 交互出现 大 非常有限
损伤扩展
分散性 应用范围
沿裂纹主方向
加筋壁板蒙皮为工字形加筋与层合面板共固化结构
翼盒所用材料为T800H/ 3900-2 翼盒采用机械紧固件连接装配 设计环境温度范围-54℃~71℃
波音777尾翼安定面适航符合性验证试验
用一个水平安定面部件完成全部静强度和疲劳试验大 纲内容（可以节省成本和试验时间）。 首先完成3项静强度限制载荷试验（向上弯曲、向下 弯曲和非对称弯曲）， 然后试验件进行至少两倍波音777设计使用目标寿命 的疲劳试验。44000个载荷循环为一个使用寿命期
复合材料损伤来源
环境损伤
雷电冲击引起的表面烧蚀和分层 冰冻/熔化引起的湿膨胀
热冲击造成的分层和脱胶
夹芯结构水分浸入引起的分层等
损伤检测
损伤检测
损伤检测
损伤容限设计的初始缺陷
设计要求：检查周期=损伤扩展寿命/2
缺陷/损伤类型 划伤 分层 缺陷/损伤尺寸 长100mm，深0.5mm的表面划伤 分层面积相当于直径为50mm的圆，并具有 相对所在位置最危险的形状 由25.4mm直径半球形端头的冲击物产生的 冲击损伤，其冲击能量为136J或产生表面目 视勉强可检凹坑所需值中较小的能量
总体破坏前的局部损伤形式
复合材料结构疲劳与损伤容限特性
金属和复合材料损伤比较
金属和复合材料损伤比较
S-N曲线对比
金属和复合材料的对比
性能 应力应变行为 静强度 金属材料 有屈服阶段 不敏感 非常敏感 相对不敏感 疲劳、腐蚀 复合材料 大多数直至破坏 均呈线性 相当敏感 不敏感 要考虑湿热效应 外来物冲击
拉伸载荷作用下损伤破坏机理
② 分层
层合结构的主要损伤形式 是复合材料本身的性质和 结构特点决定的 冲击损伤和层间应力集中 是分层的重要原因 可分为边缘分层和内部分层 分层损伤通常是Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ裂纹扩展相互耦合的复 杂问题。
拉伸载荷作用下损伤破坏机理
③ 界面开裂
界面是复合材料的薄弱环节，首先破坏 界面是应力传递面，其破坏对复合材料刚度影响较 大 界面破坏与界面粘接强度紧密相关
损伤容限设计简介
损伤容限设计的基本出发点就是承认结构中 存在着一定程度的未被发现的初始缺陷，然后 通过损伤容限特性分析与试验：
将飞机结构设计成在使用载荷/环境谱载荷下， 在给定的设计使用寿命期限内具有高安全性。
损伤容限设计简介
对于可检结构给出检查周期，以确保结构 有足够的剩余强度；
对于不可检结构给出最大允许初始损伤， 以确保在给定的使用寿命期限内，不至于 由于未被发现的损伤导致灾难性的事故。
界面强度与断裂模式
(a) 界面强度大，脆性破坏，平齐断口，无明显界面脱胶
(b) 中等界面强度，局部界面开胶，伴有纤维拔出
(c) 界面强度低，大范围界面开胶，单向龟裂破坏或层合板分层 破坏
拉伸载荷作用下损伤破坏机理
④ 纤维断裂
控制复合材料的最终破坏 横向裂纹饱和后，损伤扩展到0°层纤维中 偏轴层基体裂纹邻域的0°层纤维断裂控制 层板的准静态强度。
设计许用值：为保证整个复合材料结构的完整性
并具有高度置信度，在许用值的基础上，由设计师 规定的设计载荷下的设计限定值。 飞机结构设计中将设计许用值分为：
初步设计阶段设计许用值 详细设计计算设计许用值
结构设计许用值的确定原则
拉伸设计许用值主要取决于含6.35mm直径孔试 样的许用值
压缩设计许用值主要取决于冲击损伤容限许用值
民用飞机结构应满足的有关适航条例、规范和技术条件 列述如下，使用时应注意采用最新版本。 中国民用航空规章CCAR-25，CCAR-27，CCAR-29等； 美国联邦航空局的适航规章FAR25部； 欧洲航空安全局的适航规章CS-25。 对复合材料飞机结构的专门文件主要有： 美国联邦航空局咨询通报 AC20-107B（Change1）“复 合材料飞机结构”（1986年6月16日）；FAA AC` 21-26 “复合材料结构制造质量控制”（1989年6月26日） 美国军用手册MIL-HDBK-17F复合材料手册（2002年6月 17日）。
采用损伤扩展概念要求：
对可能出现的每种缺陷/损伤类型在使用的载荷谱下的 扩展特性有可靠的数据 有足够可靠的检测方法
复合材料结构的适航符合性验证
民用航空器适航管理是以法律条款（适航管理条 例）确保每架飞机都在适航（适合飞行）状态下 参加飞行。 适航性，简称适航,英文是“Airworthiness"，字 典解释 “fit to fly”, 意思是“适于飞行”。 适航性可定义为：航空器能在预期的环境中安全 飞行（包括起飞和着陆）的固有品质，这种品质 可以通过合适的维修而持续地保持。
小 广泛
含损伤材料剩余强度的剩余强度
复合材料结构通常采用低应变设计和“损伤无扩展 概念”，通常将其归为缓慢“裂纹”扩展结构。对 其剩余强度要求为：
含所规定初始缺陷的结构，必须能承受M倍到20倍寿命 中出现一次的最大内部元件载荷PSH-Y。
传力途径破坏时载荷重新分配引起的载荷增量
断裂准则-点应力准则
总体失稳和局部屈曲耦合 冲击背面局部屈曲 冲击区两表面的局部屈曲
子目层板一同总体失稳
复合材料损伤的基本类型
基体开裂
纤维断裂 界面脱胶 分层
复合材料疲劳损伤破坏模式
拉伸载荷作用下损伤破坏机理
① 横向基体开裂
首先在90°层中产生开裂 存在一特征损伤饱和状态，此状态下 基体裂纹的密度与层合板单层刚度及 铺层顺序有关，而与加载历史和初始 应力环境无关。 多层板基体开裂一般起始于90°层， 然后是45°偏轴层，最后0°层也有可 能发生。
复合材料适航特点
聚合物基复合材料要考虑对飞机使用包线范围内的环境（温度、 湿度）的敏感性。 层合复合材料要考虑对低能量冲击损伤的敏感性和对面外荷载的 敏感性。
热固性聚合物基复合材料通常呈现出脆性（线弹性）材料行为特 征，使结构静强度要求成为验证的重点。验证试验需计及低能量 冲击损伤和湿热环境。 复合材料优异的疲劳特性和无主裂纹扩展，使结构疲劳试验在于 验证结构静强度试验没有充分验证的结构设计细节。