復合材料耐久性損傷容限設計

1、現(xiàn)有的飛機金屬結構耐久性/損傷容限要求，原則上也適用于復合材料結構，但由于材料特性和破壞機理的不同，對復合材料結構有一些特殊要求， 相應地在結構設計和分析過程中也會有一些與金屬材料不同的特點。金屬結構的耐久性/損傷容限設計分析方法以金屬斷裂力學為基礎，主要 包括：改進的疲勞設計分析方法；確定性裂紋擴展方法；概率斷裂力學法。 復合材料通常采用低應變設計和損傷無擴展概念來設計。在試驗驗證和設計 應用時，采用積木式設計試驗驗證方法。3.1金屬結構與復合材料結構的不同目前飛機復合材料結構的主要形式為由單向預浸帶鋪疊并固化而成的層 壓結構。單向帶呈現(xiàn)強烈的正交各向異性（沿纖維方向的性能和垂直纖維方 向的

2、性能差1-2個數(shù)量級），層壓結構各向異性的另一個表現(xiàn)是層間性能遠低 于其面內(nèi)性能，以及其組分材料一纖維與基體力學性能的巨大差距。復合材 料的層壓板的各向異性、脆性和非均質(zhì)性等特點，是復合材料層壓板的失效 機理與金屬完全不同，因而他們的損傷、斷裂和疲勞性能也有很大差別。下 表概述了影響復合材料結構與金屬結構疲勞和損傷容限的主要因素。表金屬結構和復合材料結構影響疲勞和損傷容限的因素比較內(nèi)容金屬復合材料主要損傷原因關鍵損傷類型危險載荷行為應力一應變行為疲勞、腐蝕、應力腐蝕裂紋拉伸有屈服階段外來物沖擊、制造缺陷沖擊損傷、分層壓縮大多直至破壞呈線性缺口敏感性靜強度不敏感疲勞敏感相當敏感不敏感破壞前損傷的

3、可能性損傷擴展靜強度和疲勞分散性通常目視檢查沿主裂紋擴展，有規(guī)律 小可能目視不可檢多種損傷形式擴展，無規(guī)律 大（1）結構主要的缺陷和損傷類型裂紋是金屬結構的主要損傷形式。復合材料結構的主要缺陷/損傷 形式是界面脫膠、分層和低能量（特別是低速）外來物產(chǎn)生的沖 擊損傷。沖擊損傷的威脅在于當內(nèi)部產(chǎn)生大范圍基體開裂和分層 時，外表面往往仍目視不可檢，但其壓縮承載能力已大幅下降。（2）復合材料結構的特殊要求：沖擊損傷源：在設計時必須考慮使用引起的損傷（低能量沖擊損 傷等）研究它對修理、維護和功能可能產(chǎn)生的影響，并證實外表 面不易檢查出的損傷不會影響其耐久性。重復的低能量沖擊，要 研究重復低能量沖擊對結構

4、耐久性影響（冰雹撞擊、工具掉落或 由于踩踏）。（3）缺口敏感性金屬一般都有屈服階段，而復合材料往往直至破壞時，其應力一 應變曲線仍呈現(xiàn)線性，所以復合材料的靜強度缺口敏感性高于金 屬。疲勞缺口敏感性則低于金屬，其疲勞缺口系數(shù)（一定循環(huán)次 數(shù)下，無缺口試件疲勞強度與含缺口疲勞強度之比）遠小于靜應 力集中系數(shù)，并且在中長壽命情況下接近于1。（4）疲勞性能金屬對疲勞一般比較敏感，特別是含缺口結構受拉一拉疲勞載荷 時。但復合材料結構一般都有優(yōu)良的耐疲勞性能。對于常用的纖 維控制的多向?qū)訅喊?，在拉一拉疲勞下，能夠在最大應力?0% 的極限拉伸強度載荷下經(jīng)受106次循環(huán)。含沖擊損傷和分層的復 合材料結構在疲

5、勞載荷下，一般也很難觀察到它們在疲勞下的擴 展，即使出現(xiàn)損傷擴展，也往往出現(xiàn)在壽命后期，并且很難確定 其擴展規(guī)律。（5）剛度性能對金屬結構，一般不考慮由疲勞載荷引起的剛度變化，但對復合 材料結構，特別是承受高周疲勞的旋轉(zhuǎn)部件，有時需要加以考慮。（6）分散性復合材料結構靜強度和疲勞強度的分散性均高于金屬，疲勞強度 尤為突出，因此在對復合材料結構進行疲勞驗證時，除壽命分散 系數(shù)外，還同時考慮載荷放大系數(shù)。（7）環(huán)境影響金屬材料除了極高的溫度外，一般不考慮濕熱對金屬強度的影響。 但復合材料必須考慮濕熱環(huán)境的影響。因為復合材料的基體通常 為高分子材料，濕熱的聯(lián)合作用會降低其玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，從而 引起由

6、基體控制的力學性能，如壓縮、剪切等的明顯下降。對金 屬結構是腐蝕嚴重問題，而復合材料結構通常有良好的耐腐蝕能 力。（8）導電性金屬有著良好的導電性，復合材料除碳纖維有一定的導電性外， 其他復合材料基本不導電。因此復合材料結構設計必須有專門的 防雷擊措施，油箱部位要有專門的防靜電設計，同時對安裝大量 儀器儀表的設備艙和雷達罩，需要進行特殊的電磁相容性設計。3.2耐久性和損傷容限設計要求耐久性設計的一般要求為：（1）飛機結構的經(jīng)濟壽命（耐久性使用壽命）必須大于設計使 用壽命。（2）在設計使用壽命期內(nèi)，飛機結構不允許出現(xiàn)或產(chǎn)生下列問 題：開裂、分層、脫膠、變形、缺陷：（干擾飛機的操縱、影響飛 機氣動

7、特性、產(chǎn)生功能性障礙、在穩(wěn)態(tài)飛行或地面運輸條件下引 起裂紋或分層的持續(xù)擴展）（3）飛機結構的經(jīng)濟壽命必須進行試驗驗證。對于金屬結構，開裂問題是現(xiàn)階段耐久性設計的主要對象。結構開裂包 括腐蝕條件和其他環(huán)境條件下的開裂。一般采用疲勞或斷裂力學方法定量描 述。分析對象包括：緊固件孔、整體油箱壁板和能明確定義經(jīng)濟修理極限尺 寸或功能性損傷尺寸的結構細節(jié)。分析時，需要明確初始的、當量缺陷尺寸 氣的大小，經(jīng)濟壽命對應的裂紋尺寸氣（經(jīng)濟修理極限尺寸或者功能性損 傷尺寸a）的大小和從a到a的壽命要求。FIi e復合材料結構在設計時主要考慮材料體系的韌性性能（如沖擊后的壓縮 強度）和最高使用溫度等環(huán)境因素。其中

8、重點是典型鋪層層壓板沖擊后的壓 縮破壞應變、開孔拉伸破壞應變和連接許用值，同時考慮濕熱影響和分散性。復合材料結構的耐久性/損傷容限設計方法與金屬結構基本特點對比見 下圖：飛行數(shù)J飛行數(shù)#口檢長度4使用載荷有用匠強度降的飛（二段神主前;,小口 i hJ飛行數(shù)5飛行數(shù)君3.3耐久性和損傷容限設計方法金屬結構耐久性分析方法根據(jù)不同構件，可分為（1）裂紋擴展至經(jīng)濟修理極限aRL的壽命。（2）裂紋擴展至功能性損傷aFI的壽命。（3）萌生工程可檢裂紋時的壽命。對于aRL和aFI確定的經(jīng)濟壽命，采 用斷裂力學的分析方法。按工程可檢裂紋確定的經(jīng)濟壽命，可采用疲勞分析 方法。復合材料結構耐久性分析主要是指在使用

9、載荷譜以及化學/濕熱環(huán)境譜 條件下的壽命估算。損傷容限分析主要是指對含損傷結構的損傷擴展壽命預 測和剩余強度估算。復合材料一般都有優(yōu)良的疲勞性能，對于常用的纖維控 制的多向?qū)訅喊澹òê自嚇樱诶焕谙?，它能在最大應力?0% 極限拉伸強度的載荷作用下經(jīng)受106次循環(huán)。通常認為其具有無限壽命，這 就是習慣上所說的“靜力覆蓋疲勞”的含義。復合材料常見的壽命估算公式 有剩余強度降模型、剩余剛度降模型、疲勞壽命估算的累積損傷模型。結構細節(jié)設計時，著重考慮結構形式對抗沖擊損傷性能的影響，必要時 考慮絎條或其他結構對損傷擴展的抑制能力。3.4耐久性試驗和損傷容限試驗驗證耐久性要求進行設計研制試驗

10、，以便確定設計概念、選材、確定載荷譜 的影響和對關鍵結構件的耐久性提供早期評估。由于復合材料結構與金屬結 構具有不同的疲勞和環(huán)境敏感特性。復合材料采用積木式驗證方法。在試驗 時許用重點考慮如下因素：（1）疲勞分散性，由于復合材料結構有一定的疲勞分散性，應證實其 具有不低于同類金屬結構的耐久性水平。主要采用的方法有下列三種或后兩 種的組合。疲勞壽命門檻值法、載荷放大系數(shù)法和壽命分散系數(shù)法。（2）濕熱環(huán)境的影響，為在全尺寸部件的耐久性試驗結果的分析中考 慮濕熱環(huán)境影響，應進行試樣、元件或組合件試驗來確定該環(huán)境對結構耐久 性的影響。（3）沖擊損傷的影響。（4）剛度特性的考慮，在耐久性試驗時，應證實剛

11、度特性的退化沒有 超出可接受的水平。損傷容限驗證試驗包括損傷擴展試驗以及剩余強度試驗兩部分內(nèi)容。對 于復合材料結構應重點關注如下內(nèi)容：（1）應對結構關鍵區(qū)域的元件、細節(jié)件和組合件進行重復載荷試驗， 以確定結構對損傷擴展的敏感性。（2）剩余強度評定需采用部件試驗，或采用組合件試驗數(shù)據(jù)支持的分 析來完成。剩余強度試驗應在重復載荷循環(huán)后進行。（3）試驗大綱中應包括由檢查頻率、范圍和方法組成的檢查程序。若 采用損傷擴展設計概念，要保證在給定的檢查間隔內(nèi)，可檢損傷不會擴展到 剩余強度所要求的臨界尺寸。若采用損傷無擴展概念設計，仍應在試驗大綱 中給出檢查間隔。4、耐久性/損傷容限設計中的定量可靠性方法；結

12、構耐久性分析中定量的可靠性方法包括：概率斷裂力學方法（PFMA）、裂紋萌生方法（CIA）、確定性裂紋擴展方法（DCGA）。4.1概率斷裂力學方法（PFMA）用概率斷裂力學進行結構耐久性分析的總體步驟一般包括以下 方面：（1）首先確定要分析的細節(jié)群，并對其進行應力區(qū)劃分；（2）根據(jù)基于TTCI反推法的三種分布模型，即基于TTCI反推 法的三參數(shù)威布爾分布、雙參數(shù)威布爾分布和對數(shù)正態(tài)分布建立結構 的原始疲勞質(zhì)量IFQ （細節(jié)群初始缺陷尺寸的分布）；（3）根據(jù)初始裂紋尺寸分布以及使用期裂紋擴展控制曲線 （SCGMC），由給定的載荷譜計算指定使用時間t后，結構細節(jié)群的裂紋超越數(shù)，建立結構的損傷度變化曲

13、線；（4）依據(jù)許用的損傷度要求，確定結構的經(jīng)濟壽命。4.2裂紋萌生方法（CIA）耐久性分析的裂紋萌生方法是在常規(guī)疲勞分析方法的基礎上予 以發(fā)展，保留了不需要通用EIFS （當量初始缺陷尺寸）分布，適應于 任意載荷譜的優(yōu)點，并達到了可用評估作為時間函數(shù)的損傷度和預測 經(jīng)濟壽命的目的。裂紋萌生方法必須有結構細節(jié)對應材料的一種指定應力比下的p -s-N曲線族。它最好以若干應力水平對應的成組壽命數(shù)據(jù)和指定循 環(huán)數(shù)下的升降法試驗數(shù)據(jù)的形式給出，這樣就可以根據(jù)需要，選用幕 函數(shù)或三參數(shù)式處理出多種存活率（可靠度）pi對應的p-s-N曲線 族表達式。幕函數(shù)式為廣N = E N 10式中：S應力水平，Np安全

14、裂紋萌生壽命，mp，Ep，cp形狀 參數(shù)。三參數(shù)式為（A ）L 1 + -f N， t aL 一1 - q j如果臨界裂紋長度為隨機變量，根據(jù)全概率公式有汽=fji-R 們.）,（也.枷=1- （*）九（）也初始裂紋長度a不能為一個定值，應為一個隨機變量，若其概率 0密度函數(shù)為fa0（a0），則眼 j； i- 官）A 0 皿=1-九（/）j； e （門/）fq w氣媽5、其他飛機結構相關設計技術專題技術綜述。飛機結構除了耐久性/損傷容限設計技術要求外，按照飛機結構 完整性設計要求，還有靜強度、動強度、氣動彈性、腐蝕防護與控制、 無損檢測、材料工藝和連接方法等設計要求，下面對相關設計技術專 題進

15、行綜述。5.1靜強度設計靜強度是飛機結構設計首先要解決的基本問題，也是其他強度問 題的基礎。在設計時，應制定強度準則，以保證飛機結構設計具有足 夠的強度。在飛機飛行包線范圍內(nèi)和使用環(huán)境下，結構強度設計要求 在使用載荷下工作應力應不大于材料的屈服應力，在設計載荷作用下 的應力應不大于結構的破壞應力，同時要求飛機在限制載荷作用下不 會出現(xiàn)有害變形和損傷。有剛度設計要求的結構，要求在各種載荷的 作用下，引起的彈性變形、永久變形和熱變形等不得引起以下情況：（1）妨礙或降低飛機的機械操作；（2）影響飛機的氣動特性以致無法滿足飛行性能或飛行品質(zhì)要 求；（3）導致部件的修理或更換。在強度分析理論中的飛機結構

16、的危險狀態(tài)主要包括斷裂和流動， 斷裂有拉斷和剪斷，而流動是指塑性流動。在校核時通常用第三和第 四強度理論。第三強度理論認為，材料達到危險狀態(tài)是由于最大剪應 力達到簡單拉伸（或壓縮）的危險狀態(tài)的最大剪應力的結果。第四強 度理論認為，材料達到危險狀態(tài)是由于單位體積的應變能超過了單向 拉伸（或壓縮）時的危險狀態(tài)的單位體積應變能所致。對平面應力狀 態(tài)，單向拉伸（或壓縮）和剪切復合受力時，第四強度理論給出如下 強度條件。5.2動強度設計飛機結構動強度是研究振動、沖擊載荷對結構的作用，研究結構 的剛度、質(zhì)量、阻尼和慣性等問題。飛機結構是一個彈性體的組合， 每個部件都有固定的模態(tài)特性，在使用過程中，會受到各

17、種動載荷及 振動、噪聲的激勵作用，主要包括：動力裝置和其他旋轉(zhuǎn)設備產(chǎn)生的 振動及噪聲激勵；飛行中非平穩(wěn)氣動作用、附面層紊流壓力脈動或急 劇機動產(chǎn)生的各種動載荷；飛機著陸和滑行及某些地面機動產(chǎn)生的振 動、沖擊作用；飛機武器發(fā)射、投放等動作產(chǎn)生的沖擊及壓力波作用。 如果結構的固有頻率（特別是低階）與激振頻率中的某一個接近或相 等，則產(chǎn)生強烈的振動或共振，在結構設計中，應避免這種共振現(xiàn)象。 同時還應保證飛機結構在整個設計使用壽命期內(nèi)能承受由氣動和機械 激勵引起的航空噪聲載荷和振動載荷。結構動強度設計主要包括以下內(nèi)容：結構動力學分析、結構靈敏 度分析和結構最優(yōu)化。結構動力學分析通過建立結構有限元模型，

18、分析它的振動特性和 動力響應，包括位移響應、加速度響應、應變響應、應力響應。靈敏度是指結構的振動特性和動力響應，因結構參數(shù)的變更而變 化的程度。它決定修改哪些結構參數(shù)以實現(xiàn)結構動力學設計目標更有 效，從而指導選擇設計措施。結構最優(yōu)化是根據(jù)設計指標確定的目標函數(shù)，如固有頻率、固有 振型或動響應，建立目標函數(shù)；確定限制條件，以保證設計的可靠性、 合理性和可實現(xiàn)性。選擇一組結構參數(shù)的組合方案，使其動力學性能 最接近目標值，達到優(yōu)化目標。振動控制是由振動的主動控制（有源控制）和振動被動控制兩部 分組成。工程中常用的是被動控制，包括隔振設計、減振設計、動力 吸振設計、阻振設計、緩沖設計等。5.3氣動彈性

19、設計飛機結構在氣動力和慣性力作用下發(fā)生靜、動態(tài)彈性變形，而彈 性變形又會反過來影響作用的氣動力、慣性力和彈性力。這種氣動力、 慣性力和彈性變形之間的相互作用，稱為氣動彈性效應，它往往會直 接影響飛機的飛行品質(zhì)、性能和安全性。氣動彈性問題又分為靜氣動 彈性和動氣動彈性。氣動彈性靜力學問題是研究結構彈性變形對定?？諝鈩恿捌?分布的影響，以及研究氣動力所引起的靜態(tài)變形的穩(wěn)定性。即空氣動 力和彈性力交互作用下，結構達到靜態(tài)平衡，或不能平衡而分散。這 方面對飛行器升力面和操縱面的結構設計具有特別重要的意義。大展 弦比直機翼、后掠翼的結構彈性特性，可用工程梁理論表達，即認為 變形后翼剖面保持不變，是一維

20、靜氣動彈性問題。小展弦比翼面變形 形態(tài)比較復雜，是二維靜氣動彈性問題。氣動彈性動力學問題是研究氣動力、彈性力和慣性力作用下結構 的動態(tài)響應。由于它不僅是彈性力學類型，而且是空氣動力學類型的 非定常過程，這類問題的分析處理十分困難。其中最重要的問題為氣 動彈性動不穩(wěn)定性一顫振。顫振是當相對運動氣流達到某一速度（速壓）時，結構以某一形 態(tài)振蕩運動，能從氣流吸取能量，當能量大到能克服結構阻尼對運動 能量的消耗時，振蕩運動的幅值具有隨時間擴大的性質(zhì)，這種結構動 力不穩(wěn)定現(xiàn)象，叫做顫振。顫振具有自激的性質(zhì)，往往會在數(shù)秒鐘內(nèi) 使結構破壞，而釀成災難性后果。除了顫振之外，其他氣動彈性動力學問題還包括：動力響應：著陸沖擊、突風、武器投放、操縱面偏轉(zhuǎn)等的激勵， 產(chǎn)生的結構響應的瞬態(tài)過程。抖振：在粘性流中由于不良外形使流動分離，在流動后部發(fā)生的 周期性漩渦脫出，激勵結構發(fā)生振動。氣動伺服彈性：現(xiàn)代飛機許多具有自動飛行控制系統(tǒng)，則氣動彈 性現(xiàn)象除與氣動力、慣性力、彈性力有關外，還與飛行控制系