復(fù)合材料損傷容限設(shè)計(jì)

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)

損傷容限設(shè)計(jì)張紀(jì)奎zjk@繼教樓205本講內(nèi)容

損傷容限設(shè)計(jì)簡介

復(fù)合材料損傷的概念及損傷機(jī)理

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞與損傷容限特性

含損傷材料剩余強(qiáng)度與設(shè)計(jì)值的確定

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限的設(shè)計(jì)要求

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限的符合性驗(yàn)證損傷容限設(shè)計(jì)簡介損傷容限設(shè)計(jì)的基本出發(fā)點(diǎn)就是承認(rèn)結(jié)構(gòu)中存在著一定程度的未被發(fā)現(xiàn)的初始缺陷，然后通過損傷容限特性分析與試驗(yàn)：將飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)成在使用載荷/環(huán)境譜載荷下，在給定的設(shè)計(jì)使用壽命期限內(nèi)具有高安全性。損傷容限設(shè)計(jì)簡介對于可檢結(jié)構(gòu)給出檢查周期，以確保結(jié)構(gòu)有足夠的剩余強(qiáng)度；對于不可檢結(jié)構(gòu)給出最大允許初始損傷，以確保在給定的使用壽命期限內(nèi)，不至于由于未被發(fā)現(xiàn)的損傷導(dǎo)致災(zāi)難性的事故。飛機(jī)結(jié)構(gòu)分類

飛機(jī)結(jié)構(gòu)飛行安全結(jié)構(gòu)一般結(jié)構(gòu)斷裂關(guān)鍵結(jié)構(gòu)斷裂部位斷裂型式其他戰(zhàn)斗機(jī)：30~40處客機(jī)：100多處損傷容限結(jié)構(gòu)的分類損傷容限結(jié)構(gòu)緩慢裂紋擴(kuò)展結(jié)構(gòu)破損安全結(jié)構(gòu)破損安全-多傳力途徑結(jié)構(gòu)破損安全-止裂結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計(jì)的三個要素

臨界裂紋尺寸或剩余強(qiáng)度剩余強(qiáng)度要求的載荷作用下，結(jié)構(gòu)允許存在的最大損傷；在某一規(guī)定的損傷下，結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度應(yīng)大于對該結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度要求值(即損傷容限載荷)。

裂紋擴(kuò)展周期結(jié)構(gòu)在載荷譜和環(huán)境譜作用下，裂紋長度從可檢裂紋尺寸(初始裂紋尺寸)至臨界裂紋尺寸值之間的裂紋擴(kuò)展期

損傷檢查包括各種檢查方法及檢查周期的選擇復(fù)合材料損傷的概念及特征

復(fù)合材料危險(xiǎn)載荷為壓縮和剪切

采用損傷無擴(kuò)展的概念，即在通常的設(shè)計(jì)應(yīng)力水平下，結(jié)構(gòu)對疲勞不敏感損傷檢測困難復(fù)合材料損傷來源制造階段：

材料預(yù)浸和結(jié)構(gòu)件固化成形過程中產(chǎn)生的缺陷；

空隙、富膠、貧膠

外來物夾雜

不正確的纖維取向和鋪層順序。

結(jié)構(gòu)件機(jī)械加工和裝配過程中產(chǎn)生的缺陷

劃傷、有缺陷孔和過緊連接制造階段的損傷復(fù)合材料損傷來源使用階段：劃傷、擦傷、邊緣損傷，

外來物沖擊引起的分層、脫膠、凹痕和穿透性損。復(fù)合材料損傷來源環(huán)境損傷

雷電沖擊引起的表面燒蝕和分層

冰凍/熔化引起的濕膨脹

熱沖擊造成的分層和脫膠

夾芯結(jié)構(gòu)水分浸入引起的分層等損傷檢測損傷檢測損傷檢測損傷容限設(shè)計(jì)的初始缺陷缺陷/損傷類型缺陷/損傷尺寸劃傷長100mm，深0.5mm的表面劃傷分層分層面積相當(dāng)于直徑為50mm的圓，并具有相對所在位置最危險(xiǎn)的形狀沖擊損傷由25.4mm直徑半球形端頭的沖擊物產(chǎn)生的沖擊損傷，其沖擊能量為136J或產(chǎn)生表面目視勉強(qiáng)可檢凹坑所需值中較小的能量設(shè)計(jì)要求：檢查周期=損傷擴(kuò)展壽命/2主要考慮的損傷形式損傷容限問題中主要研究孔、沖擊損傷、分層3種有代表性、對結(jié)構(gòu)承載能力影響嚴(yán)重的損傷沖擊造成的損傷可以覆蓋上述3種損傷形式吸濕后的疲勞疲勞裂紋門檻值沖擊損傷沖擊損傷不可避免常用工具墜落沖擊，冰雹沖擊，跑道碎石或輪胎

碎片沖擊，飛鳥撞擊，維護(hù)和修理工具設(shè)備碰撞沖擊后壓縮(CAI)是材料重要性能指標(biāo)沖擊損傷形式與沖擊能量有關(guān)沖擊損傷與沖擊能量無損傷狀態(tài)低能量沖擊損傷中能量沖擊損傷高能量沖擊損傷沖擊后壓縮破壞機(jī)理沖擊損傷后破壞形式與沖擊后承載有關(guān)。拉伸纖維斷裂壓縮局部失穩(wěn)由于鋪層順序，幾何尺寸、邊界支撐和沖擊損傷范圍的不同，沖擊后壓縮可能的破壞模式有：總體失穩(wěn)和局部屈曲耦合沖擊背面局部屈曲沖擊區(qū)兩表面的局部屈曲子目層板一同總體失穩(wěn)復(fù)合材料損傷的基本類型基體開裂纖維斷裂界面脫膠分層復(fù)合材料疲勞損傷破壞模式拉伸載荷作用下?lián)p傷破壞機(jī)理①橫向基體開裂首先在90°層中產(chǎn)生開裂存在一特征損傷飽和狀態(tài)，此狀態(tài)下基體裂紋的密度與層合板單層剛度及鋪層順序有關(guān)，而與加載歷史和初始應(yīng)力環(huán)境無關(guān)。多層板基體開裂一般起始于90°層，然后是45°偏軸層，最后0°層也有可能發(fā)生。拉伸載荷作用下?lián)p傷破壞機(jī)理②分層層合結(jié)構(gòu)的主要損傷形式是復(fù)合材料本身的性質(zhì)和結(jié)構(gòu)特點(diǎn)決定的沖擊損傷和層間應(yīng)力集中是分層的重要原因可分為邊緣分層和內(nèi)部分層分層損傷通常是Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ裂紋擴(kuò)展相互耦合的復(fù)雜問題。拉伸載荷作用下?lián)p傷破壞機(jī)理③界面開裂界面是復(fù)合材料的薄弱環(huán)節(jié)，首先破壞界面是應(yīng)力傳遞面，其破壞對復(fù)合材料剛度影響較大界面破壞與界面粘接強(qiáng)度緊密相關(guān)界面強(qiáng)度與斷裂模式界面強(qiáng)度大，脆性破壞，平齊斷口，無明顯界面脫膠中等界面強(qiáng)度，局部界面開膠，伴有纖維拔出界面強(qiáng)度低，大范圍界面開膠，單向龜裂破壞或?qū)雍习宸謱悠茐睦燧d荷作用下?lián)p傷破壞機(jī)理④纖維斷裂控制復(fù)合材料的最終破壞橫向裂紋飽和后，損傷擴(kuò)展到0°層纖維中偏軸層基體裂紋鄰域的0°層纖維斷裂控制層板的準(zhǔn)靜態(tài)強(qiáng)度。總體破壞前的局部損傷形式復(fù)合材料結(jié)構(gòu)疲勞與損傷容限特性金屬和復(fù)合材料損傷比較金屬和復(fù)合材料損傷比較S-N曲線對比金屬和復(fù)合材料的對比性能金屬材料復(fù)合材料應(yīng)力應(yīng)變行為有屈服階段大多數(shù)直至破壞均呈線性缺口敏感性靜強(qiáng)度不敏感相當(dāng)敏感疲勞非常敏感不敏感環(huán)境對性能的影響相對不敏感要考慮濕熱效應(yīng)主要損傷原因疲勞、腐蝕應(yīng)力腐蝕外來物沖擊制造損傷關(guān)鍵損傷類型裂紋沖擊損傷、分層金屬和復(fù)合材料的對比性能金屬材料復(fù)合材料危險(xiǎn)載荷形式拉伸壓縮破壞前損傷的可檢性通常目視可檢目視不可檢可預(yù)見性良好幾乎不可能損傷擴(kuò)展沿裂紋主方向多種損傷形式相繼交互出現(xiàn)分散性小大應(yīng)用范圍廣泛非常有限

含損傷材料剩余強(qiáng)度的剩余強(qiáng)度

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)通常采用低應(yīng)變設(shè)計(jì)和“損傷無擴(kuò)展概念”，通常將其歸為緩慢“裂紋”擴(kuò)展結(jié)構(gòu)。對其剩余強(qiáng)度要求為：含所規(guī)定初始缺陷的結(jié)構(gòu)，必須能承受M倍到20倍壽命中出現(xiàn)一次的最大內(nèi)部元件載荷PSH-Y。傳力途徑破壞時載荷重新分配引起的載荷增量斷裂準(zhǔn)則-點(diǎn)應(yīng)力準(zhǔn)則D0為特征長度，是材料常數(shù)，與層板幾何尺寸和應(yīng)力分布無關(guān)。斷裂準(zhǔn)則-平均應(yīng)力準(zhǔn)則D為特征長度，由實(shí)驗(yàn)測定。與層板鋪層順序有關(guān)。帶孔口或裂紋層壓板的剩余強(qiáng)度分析缺口敏感性與破壞判據(jù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)許用值設(shè)計(jì)許用值：為保證整個復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的完整性并具有高度置信度，在許用值的基礎(chǔ)上，由設(shè)計(jì)師規(guī)定的設(shè)計(jì)載荷下的設(shè)計(jì)限定值。飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中將設(shè)計(jì)許用值分為：初步設(shè)計(jì)階段設(shè)計(jì)許用值詳細(xì)設(shè)計(jì)計(jì)算設(shè)計(jì)許用值結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)許用值的確定原則拉伸設(shè)計(jì)許用值主要取決于含6.35mm直徑孔試樣的許用值壓縮設(shè)計(jì)許用值主要取決于沖擊損傷容限許用值結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)許用值的確定薄蒙皮或薄面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，在設(shè)計(jì)載荷時蒙皮面板不出現(xiàn)總體屈曲，使用載荷時不出現(xiàn)局部屈曲。并且該結(jié)構(gòu)易受低能量沖擊，在確定設(shè)計(jì)許用值時應(yīng)同時考慮屈曲許用值和沖擊損傷容限許用值。不易受到?jīng)_擊部位，壓縮設(shè)計(jì)許用值可以用含6.35mm直徑充填不受載孔試樣的許用值初步設(shè)計(jì)階段的確定方法AML圖法初步設(shè)計(jì)階段的確定方法

壓縮下沖擊損傷破壞門檻曲線法-確定壓縮設(shè)計(jì)許用值詳細(xì)設(shè)計(jì)階段的確定方法結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部位或一些特殊部位要確定詳細(xì)設(shè)計(jì)階段設(shè)計(jì)許用值。根據(jù)實(shí)際的結(jié)構(gòu)參數(shù)來確定該部位的損傷容限許用值和壓縮設(shè)計(jì)許用值復(fù)合材料損傷容限設(shè)計(jì)要求損傷類型與設(shè)計(jì)載荷的關(guān)系含沖擊損傷結(jié)構(gòu)承載能力要求損傷類型損傷可檢概率/%結(jié)構(gòu)承載能力要求1BVID(BarelyVisibleImpactDamage)0201.5LL(UL)1.4LL2VID(VisibleDamage)4060801.3LL1.2LL1.1LL3EVID(EasyVisibleDamage)1001.0LL損傷容限設(shè)計(jì)概念損傷無擴(kuò)展概念：通過試驗(yàn)和分析使損傷無擴(kuò)展循環(huán)數(shù)滿足規(guī)定的檢查間隔要求。并且損傷無擴(kuò)展循環(huán)數(shù)應(yīng)考慮疲勞分散性和環(huán)境的影響。采用損傷無擴(kuò)展概念的原因：設(shè)計(jì)許用值較低優(yōu)異的抗疲勞性能缺陷和損傷難以檢測疲勞載荷下?lián)p傷擴(kuò)展無規(guī)律可循損傷容限設(shè)計(jì)概念損傷擴(kuò)展概念：根據(jù)損傷擴(kuò)展壽命確定檢修周期。采用損傷擴(kuò)展概念要求：對可能出現(xiàn)的每種缺陷/損傷類型在使用的載荷譜下的 擴(kuò)展特性有可靠的數(shù)據(jù)有足夠可靠的檢測方法

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的適航符合性驗(yàn)證

民用航空器適航管理是以法律條款（適航管理?xiàng)l例）確保每架飛機(jī)都在適航（適合飛行）狀態(tài)下參加飛行。適航性，簡稱適航,英文是“Airworthiness"，字典解釋“fittofly”,意思是“適于飛行”。適航性可定義為：航空器能在預(yù)期的環(huán)境中安全飛行（包括起飛和著陸）的固有品質(zhì)，這種品質(zhì)可以通過合適的維修而持續(xù)地保持。結(jié)構(gòu)適航性載荷和強(qiáng)度氣動彈性與剛度結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)疲勞∕損傷容限系統(tǒng)適航性可靠性失效模式和效應(yīng)分析發(fā)動機(jī)限制衛(wèi)生管理

抗墜毀性客艙設(shè)計(jì)應(yīng)急措施墜毀情況結(jié)構(gòu)吸能使用適航性速度和性能控制操縱和飛行品質(zhì)飛行員工作負(fù)荷適航證書模擬分析飛行試驗(yàn)結(jié)構(gòu)試驗(yàn)系統(tǒng)試驗(yàn)適航審定內(nèi)容相關(guān)條例和規(guī)范

民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)滿足的有關(guān)適航條例、規(guī)范和技術(shù)條件列述如下，使用時應(yīng)注意采用最新版本。中國民用航空規(guī)章CCAR-25，CCAR-27，CCAR-29等；美國聯(lián)邦航空局的適航規(guī)章FAR25部；

歐洲航空安全局的適航規(guī)章CS-25。對復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)的專門文件主要有：美國聯(lián)邦航空局咨詢通報(bào)AC20-107B（Change1）“復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)”（1986年6月16日）；FAAAC`

21-26“復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造質(zhì)量控制”（1989年6月26日）美國軍用手冊MIL-HDBK-17F復(fù)合材料手冊（2002年6月17日）。復(fù)合材料適航特點(diǎn)聚合物基復(fù)合材料要考慮對飛機(jī)使用包線范圍內(nèi)的環(huán)境（溫度、濕度）的敏感性。層合復(fù)合材料要考慮對低能量沖擊損傷的敏感性和對面外荷載的敏感性。熱固性聚合物基復(fù)合材料通常呈現(xiàn)出脆性（線彈性）材料行為特征，使結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度要求成為驗(yàn)證的重點(diǎn)。驗(yàn)證試驗(yàn)需計(jì)及低能量沖擊損傷和濕熱環(huán)境。復(fù)合材料優(yōu)異的疲勞特性和無主裂紋擴(kuò)展，使結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)在于驗(yàn)證結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度試驗(yàn)沒有充分驗(yàn)證的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)細(xì)節(jié)。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的最終性能主要取決于材料（含成形工藝）的鑒定程序和質(zhì)量保證體系。復(fù)合材料導(dǎo)電性差，需考慮雷電的直接和間接的影響。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)適航中的新問題

替代材料（第二材料來源材料）的鑒定

最終吸濕量的確定

新成形工藝（含新專用樹脂體系）的適航審定波音777尾翼安定面適航符合性驗(yàn)證試驗(yàn)波音公司執(zhí)行NASA/ACEE先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)計(jì)劃，于1977年7月開始研制波音737碳/環(huán)氧水平安定面，并于1982年2月按FAAAC20-107完成了適航符合性驗(yàn)證試驗(yàn)，成為世界第一個持有適航證書的商用飛機(jī)主要結(jié)構(gòu)件。波音777尾翼安定面結(jié)構(gòu)研制于20世紀(jì)90年代，按FAAAC20-107A進(jìn)行適航符合性驗(yàn)證，是波音公司適航審定技術(shù)代表波音777尾翼安定面適航符合性驗(yàn)證試驗(yàn)波音777水平安定面翼展13.4m水平安定面翼盒采用雙梁、多肋、加筋壁板蒙皮結(jié)構(gòu)梁為工字形層合結(jié)構(gòu)梁、肋為蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)加筋壁板蒙皮為工字形加筋與層合面板共固化結(jié)構(gòu)翼盒所用材料為T800H/3900-2翼盒采用機(jī)械緊固件連接裝配設(shè)計(jì)環(huán)境溫度范圍-54℃~71℃波音777水平安定面結(jié)構(gòu)如圖6-4所示，翼展13.4m。水平安定面翼盒采用雙梁、多肋、

加筋壁板蒙皮結(jié)構(gòu)。梁為工字形層合結(jié)構(gòu)梁、肋為蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)、加筋壁板蒙皮為工字形加筋與層合面板共固化結(jié)構(gòu)。翼盒所用材料為T800H/3900-2。翼盒采用機(jī)械緊固件連接裝配。設(shè)計(jì)環(huán)境溫度范圍-54℃~71℃

波音777尾翼安定面適航符合性驗(yàn)證試驗(yàn)用一個水平安定面部件完成全部靜強(qiáng)度和疲勞試驗(yàn)大綱內(nèi)容（可以節(jié)省成本和試驗(yàn)時間）。首先完成3項(xiàng)靜強(qiáng)度限制載荷試驗(yàn)（向上彎曲、向下彎曲和非對稱彎曲），然后試驗(yàn)件進(jìn)行至少兩倍波音777設(shè)計(jì)使用目標(biāo)壽命的疲勞試驗(yàn)。44000個載荷循環(huán)為一個使用壽命期序號載荷序號載荷1234限制試驗(yàn)載荷A.向上彎曲B.向上彎曲/非對稱C.向下彎曲D.向下彎曲/非對稱E.失速顫振設(shè)計(jì)限制載荷靜應(yīng)變測量一倍壽命疲勞譜載荷設(shè)計(jì)限制載荷靜應(yīng)變測量5678一倍壽命疲勞譜載荷設(shè)計(jì)限制載荷靜應(yīng)變測量設(shè)計(jì)極限載荷靜應(yīng)