国产复合材料冲击损伤容限可靠性分析
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。
复合材料冲击损伤截止能量概率统计
复合材料冲击损伤截止能量概率统计1. 引言复合材料作为一种重要的结构材料，被广泛应用于航空、航天、汽车、体育器材等领域。
然而，在复合材料的使用过程中，由于外力冲击等原因可能会导致损伤，这对材料的性能和寿命产生负面影响。
了解复合材料冲击损伤截止能量的概率分布规律，对于设计更可靠的结构以及合理的材料选择具有重要意义。
2. 冲击损伤与复合材料2.1 冲击损伤的机理复合材料的冲击损伤主要包括纤维断裂、基体裂纹扩展、界面剥离等。
其中，纤维断裂是最常见的损伤形式。
冲击载荷会使得纤维产生局部应力集中，当应力达到其强度时，纤维会发生断裂。
基体裂纹扩展和界面剥离则是由于冲击载荷引起的应力和应变集中，导致材料的破坏。
2.2 复合材料的耐冲击性能评价方法评价复合材料的耐冲击性能时，常用的方法包括冲击试验、数值模拟和实验观察等。
冲击试验可以直接测量材料在不同冲击载荷下的破坏行为，但由于试验成本较高且时间耗费较长，往往只能针对少量样品进行。
数值模拟可以对复合材料的冲击响应进行预测和分析，可以模拟更多的加载条件，但其准确性仍有待提高。
实验观察是通过显微镜、扫描电镜等手段，对损伤形态和破坏方式进行观察和分析，有助于提供更详细的损伤特征信息。
3. 冲击损伤截止能量概率统计方法为了获得复合材料的冲击损伤截止能量概率分布，常用的统计方法包括概率密度函数（PDF）、累积分布函数（CDF）、均值和方差等。
3.1 概率密度函数（PDF）概率密度函数可以描述冲击损伤截止能量在某一给定值附近的概率分布情况。
通过测量冲击试验中的能量吸收曲线，可以计算出截止能量处的概率密度函数。
而冲击能量的概率密度函数则可以通过统计多个试样的结果获得，从而更全面地描述复合材料的耐冲击性能。
3.2 累积分布函数（CDF）累积分布函数可以计算出冲击损伤截止能量小于某一给定值的概率。
通过冲击试验的能量吸收曲线，可以计算出冲击能量的CDF。
CDF可以提供更详细的信息，例如低能量冲击下材料的表现和高能量冲击下的破坏情况。
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编辑整理：尊敬的读者朋友们：这里是精品文档编辑中心，本文档内容是由我和我的同事精心编辑整理后发布的，发布之前我们对文中内容进行仔细校对，但是难免会有疏漏的地方，但是任然希望（T300级复合材料冲击容限和拉伸强度）的内容能够给您的工作和学习带来便利。
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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。
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
复合材料的抗冲击性能与性能优化
复合材料的抗冲击性能与性能优化在现代工程领域中，复合材料因其卓越的性能而备受关注。
其中，抗冲击性能是衡量复合材料质量和适用性的关键指标之一。
复合材料的抗冲击性能不仅关系到其在各种应用场景中的可靠性和安全性，还直接影响着相关产品的使用寿命和成本效益。
复合材料通常由两种或两种以上不同性质的材料组成，通过特定的工艺和方法结合在一起，从而获得单一材料所不具备的优异性能。
这些材料在微观层面上相互作用，共同决定了复合材料的整体性能。
而抗冲击性能则取决于材料的成分、结构、制造工艺以及所承受的冲击类型和强度等多种因素。
从材料成分的角度来看，增强纤维和基体材料的选择对复合材料的抗冲击性能起着至关重要的作用。
常见的增强纤维如碳纤维、玻璃纤维和芳纶纤维等，具有高强度和高模量的特点，能够有效地承担冲击载荷并传递应力。
而基体材料如环氧树脂、聚酯树脂等则负责将纤维粘结在一起，并在冲击过程中吸收部分能量。
不同类型的纤维和基体材料组合会产生不同的抗冲击效果。
例如，碳纤维增强环氧树脂复合材料具有较高的强度和刚度，但抗冲击性能相对较弱；而玻璃纤维增强聚酯树脂复合材料则在抗冲击性能方面表现较为出色。
复合材料的结构设计也是影响其抗冲击性能的重要因素之一。
合理的结构设计可以有效地分散和吸收冲击能量，减少局部应力集中，从而提高材料的抗冲击能力。
例如，采用夹层结构、蜂窝结构或梯度结构等，可以在不显著增加材料重量的情况下显著提高其抗冲击性能。
此外，通过优化纤维的排列方式和铺层角度，也可以使复合材料在不同方向上具有更好的抗冲击性能。
制造工艺对复合材料的抗冲击性能同样有着不可忽视的影响。
在复合材料的制备过程中，工艺参数如温度、压力、固化时间等都会影响到材料的微观结构和性能。
例如，过高的温度和压力可能导致纤维损伤和基体老化，从而降低复合材料的抗冲击性能；而不恰当的固化时间则可能导致基体未完全固化，影响材料的整体性和力学性能。
因此，精确控制制造工艺参数对于获得具有良好抗冲击性能的复合材料至关重要。
复合材料层合板冲击损伤剩余强度分析
复合材料层合板冲击损伤剩余强度分析何周理，李旭辉（中国商飞上海飞机设计研究院，上海201210）摘要：民用飞机复合材料结构设计时必须考虑复合材料层合板的冲击损伤。
通过试验测量和数值模拟两种方法分析碳纤维增强复合材料层合板低速冲击损伤后的剩余压缩强度，试验采用标准试验规范进行测量，数值模拟分析采用层内渐进损伤模型和层间Cohsive模型模拟分析层合板冲击损伤以及剩余压缩强度。
数值模拟与试验结果对比表明，该数值模拟分析方法的有效性，为民用飞机复合材料结构设计时预测和计算复合材料层合板的剩余强度提供方法。
关键词：复合材料层合板；冲击损伤；剩余压缩强度；数值模拟中图分类号：TB338；V214.4文献标识码：A文章编号：1007-9915（2021）02-0015-06 Residual Strengti Analysit of Impacl DamaaeU Composite LaminateoHE Zhonli-LU XiiUni(COMAC SSaaaai AircraOt Desina ant Resexrca Institutx,SSaaaai221010)Abstrrcl:The impdct damaae of composite laminateo must be consieerea in the design of civil aircratt composite strecturea.Two methona,test mesuemeat ant namericyl aimulation,are usc V lo analyae the residual compressive strenath of cyreon00x0reinforcee composite laminatesaaee low velocito impac-damaae.The test it stant-p0experiment,ant the namericol simulation analysis m corrieV ont by usinf the prooressive damaae monel in lami-aaesiaadynhsinesmndsibsewssaiamnaaesi4Thsynmpaeninabsewssaesieesiuieiaadaumsenyaiinmuiaennaihnwi that the namericol simulation methon is effective；whicO provides a methon On preVictina ant colcolatina the residu-aiiieeaeihntynmpninieiamnaaieinaynenianeyeatiynmpninieiieuyiueedeinea4Key words:composite laminates；impad damaae；residualcompressive strenfth；numericol simulation度、重量轻、可设计性等特点，目前已在航空、0前言航天等领域得到了广泛的应用［°0然而在飞机复合材料构件的生产和使用中，各类工具的掉落、纤维增强复合材料由于其高比强度、高比刚跑道上的杂物、冰雹等形成的冲击以及其他各种作者简介：何周理（1993—）男，汉，硕士，高级工程师，主要从事民用飞机复合材料结构设计、研究工作，电子邮箱：hezhoUi@ comae,ccH年高科技纤维与应用11第2期意外撞击都可能造成复合材料构件内部损伤，导致复合材料构件的承载能力大幅下降，对结构的安全性造成潜在的威胁2。
复合材料的抗冲击性能研究
复合材料的抗冲击性能研究嘿，咱今天就来好好聊聊复合材料的抗冲击性能！先给您说个事儿啊，我前阵子去一个工厂参观，看到他们正在生产一种新型的复合材料产品。
那场面，机器轰鸣，工人们忙得热火朝天。
我特别留意了其中一个环节，就是对刚生产出来的复合材料进行抗冲击性能测试。
只见那测试的机器“哐哐”地运作着，把一个重物一次次砸向材料，我在旁边那心都跟着提到嗓子眼儿了。
要说这复合材料的抗冲击性能，那可是相当重要！想象一下，要是汽车的零部件用的复合材料抗冲击性能不行，万一出个小碰撞，那后果不堪设想。
还有飞机的某些结构，如果扛不住冲击，在空中那得多危险呐！从小学到高中的教材里，虽然不会讲得这么深入和专业，但也为我们理解这个概念打下了基础。
比如说，在物理课上，我们会学到力的作用、能量的转换，这些知识其实都和复合材料的抗冲击性能有着千丝万缕的联系。
就拿力的作用来说吧，当冲击发生时，力会在瞬间作用在复合材料上。
如果这材料的结构不合理，或者材质不够坚韧，那很容易就会出现裂缝、破损。
而如果材料经过精心设计，能够有效地分散和吸收冲击力，那它就能经受住考验。
这就好比我们拔河，力往一处使的时候就容易赢，但要是力量分散了，可能就会输。
再说说能量的转换。
冲击带来的能量是巨大的，复合材料得有本事把这股强大的能量给化解掉。
有的材料可以通过变形来吸收能量，就像一个弹簧，被压缩的时候储存能量；有的材料则能通过内部的结构变化，把能量转化为热能或者其他形式散发出去。
化学课上呢，我们会了解到材料的成分和化学反应。
不同的成分组合在一起，会让复合材料具有不同的性质。
有些化学元素的加入，能够增强材料的强度和韧性，从而提高抗冲击性能。
比如说碳纤维增强复合材料，碳纤维本身就具有很高的强度和刚度，再和合适的树脂结合，那抗冲击性能简直杠杠的。
这就好像是一个团队，每个成员都有自己的特长，组合在一起就能发挥出超强的实力。
在数学课上，我们会通过计算和数据分析来评估复合材料的抗冲击性能。
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。
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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
W ei bull 分 布 的 众 的相互关系为 5 为
1 O
数值 X m 和形状参数O 及比例参数
故将其作为 X P
则由 X m
O-1 O 和O 表示的比例参数 Xm =
=
文献 1 指出 高 威 胁 冲 击 是 对 结 构 所 遭 遇 到 的 冲 击的一种非常保守的估计 而低威胁冲击较为接近 实际情况 数 该表同时也给出了根据上述方法确定的 在表1 中 还给出了一 对应于这些冲击威胁水平的 W ei bull 分 布的 比例参 和形状参 数O 此 外
162
复 合 材 料 学 报
可知 考虑冲击威胁的可靠度的标准差为
>
料层压板和典型加筋板进行了可靠性分析与评估
1
冲击后压缩剩余强度分析方法
我们在大量试验研究的基础上 提出了一种将 从而将估算 然后 依据提
D R
=
0
R -R
2
P E dE
2
对于受冲击的复合材料元件 引入了冲击能量值的随机性 其次
上述方法中首先 所估算的可靠 并可 因 也更加 该方 更加经
真2
采 用 该 方 法 对 国 产 T300 /
(1 . 南京航空航天大学 航空宇航学院 9 南京 210016 ; 2 . 中国飞机强度研究所 9 西安 710065 )
摘
要!
论述了基于冲击威胁概念的复 合 材 料 结 构 冲 击 损 伤 容 限 可 靠 性 分 析 方 法
5405 和 T300 / @Y8911 复合材料层压板 \ 加筋板 以 及 国 产 T300S/ 9511 \ T800 / 9511 和 T300 / 9512 层 压 板 的 冲 击 损伤容限可靠性进行了分析和评估 复合材料结构的冲击损伤容限性能 关键词 ! 复合材料 ; 冲击威胁 ; 损伤容限 ; 可靠性 TB330. 1 文献标识码 : A 中图分类号 ! 实例分析 表 明 9 由 于 所 采 用 的 方 法 考 虑 了 冲 击 威 胁 分 布 9 可 以 更 好 地 发 挥
复合材料飞机结构中最基本的结构元件是层压 板和加筋板 度 在干涉模型中 量 分析时 结构 将强度和工作应力视为随机变 这是因为没有考虑到 在其服役过 虽 但各次冲击 在文献 直接用于飞机复合材料结构的损伤容限可靠性 具有很大的局限性 对于长期使用的飞机复合材料 采用可靠性理论中的干涉模型并考虑 冲击威胁 分 布 来 求 解 层 压 板 和 加 筋 板 元 件 的 可 靠
>
低远大于拉伸强度的降低
对受损层压板的压缩受载情况 承载能力
压缩剩余强度所对应的应变来表征复合材料元件的 冲击后压缩剩余强度的数据分布应根据大量的
n
R =
0
RP E d E =
i =1
Ri
P Ei
1
试验数据统计确定 规律
由于国内目前有关这方面的试 尚不能据此确定其分布
分析式 1 可知 考 虑 冲 击 威 胁 的 可 靠 度 R 实 际上是 各 冲 击 能 量 下 单 个 可 靠 度 R i 的 数 学 期 望 即整个冲击能量范围内的均值 那么根据概率论
收稿日期 ! 2003 -09 -25 ; 收修改稿日期 ! 2004 -03 -01 基金项目 !江西省材料中心开放基金资助 (Z X200301006 ) 通讯作者 !童明波 9 博士 9 教授 9 主要从事固体力学 \ 飞行器结构设计与分析等领域的研究工作
E- mail :t ong W !nuaa .edu .cn
度函数为
Xm = XP
O-1 ln P -O
10
则 通过 X P 及 X P 对应的累积概 率 P 迭代运算可由式 10 求 得 O 并 进 一 步 由 式 9 求 由此确 定 一 定 冲 击 威 胁 的 W ei bull 分 布 在 实际研究中 的众数值 X m 率小 高 中 通常能确定结构部位所受的冲击能量 而冲击 能 量 截 止 值 水 平 高 且 出 现 机 低三 种 冲 击 威 胁 情 形 的 规 定 见 表 1
差G 是不同的 通常采用差异系数U 来 反映 这一事 实 差异系数U 定义为U=G H 对 于 一 定 的 结 构U 文献 3 指出 复合材料结 构由于材料性能的分散性大 其工作应变的差异系 数U 一般取值在 0. 08 "0. 12 之间 取值 0. 10 3. 2 本文计 算 中 U 通常可取为一个 常 值
表1 Table 1
Xm 6 1 O-1 O O 将式 6 代入式 4 即可得到以众数值 X m 和 形状参数O 表示的 W ei bull 分布 f
冲击后压缩剩余强度及其数据分布 由于低能冲击损伤引起的层压板压缩强度的降 所以可靠性分析主要针 本文中采用冲击后
冲击威胁水平下发生的概率为 P E i 显然 在此 威胁下元件 可 靠 度 R i 的 出 现 概 率 也 应 为 P E i 那么 元件在某一给定的载荷下 对应某类冲击威 胁分布时的累积损伤容限可靠度为
复 合 材 料 学 报 ca / a 1ra n/ 1 ra
文章编号 : 1000-3851 (2004 )06-0161-06
第 21 卷
第6 期 No. 6
12 月 Dece mber
2004 年 2004
r nrca
Vol. 21
国产复合材料冲击损伤容限可靠性分析
% ，陈普会1 ，沈 童明波1 ，
验数据数量不多且不配套
本文中参照文献 1 的研究结果 为了便于结合试验或分析计算所得到的压缩剩
童明波
等
国产复合材料冲击损伤容限可靠性分析
163
1 O
余强度数 据
分析时采用频率最高的强度众数值 若已知 X m 得 4
X m 和形状参数O 来描述 W ei bull 分布 以双参数 O 给出的 W ei bull 分 布 的 概 率 密
duci ng an i mpact t hr eat concept . The met hod Was appli ed t o t he da mage t ol er ance r eli abilit y eval uati ons of do mesticall y pr oduced co mposit e l a m i nat es and stif f ened panel s such as T300/ 5405 9 T300 / @Y8911 9 T300S/ 9511 9 T800 / 9511 and T300 / 9512 . The exa mpl e r eli abilit y cal cul ati ons i ndi cat e t hat t he da mage t ol er ance capabilit y of co mposit e str uct ur es coul d be t aken f ull y si nce t he i mpact t hr eat di stri buti ons ar e consi der ed i n t he pr esent met hod . Key words : co mposit es ; i mpact t hr eat ; da mage t ol er ance ; r eli abilit y
虽然影响层压板剩余强度的损伤形式多种多样 9 但 使用经验和试验研究表明 9 对复合材料结构安全威 胁最大的是冲击损伤 9 目视勉强可见的冲击损伤有 可能使其 压 缩 承 载 能 力 降 低 60 因 此9 冲 击 后 压缩剩余强度往往是控制设计许用值的关键因素 本文中首先介绍一种适用于复合材料结构在遭 受一次或多次随机性的冲击损伤下的可靠性分析方 法 [1 "4 ] 量 在本方法中 9 不仅将工作 应力和 许用强 度 视作随机变量 9 而且将冲击能量也视为一种随机变 用该方法可以进行如 下 两 方 面 的 分 析 : (1 ) 计 算在给定载荷与 冲 击 威 胁 下 结 构 的 可 靠 度 ; (2 ) 评 估在给定载荷和规定的可靠度下结构的许用冲击威 胁水平 在上述方法的基础上 9 结合作者在复合材料损 伤容限分析方面的研究结果 9 对若干种国产复合材