一種預測含初始缺陷復合材料槳葉剩余壽命的漸進損傷方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明提供一種預測含初始缺陷復合材料獎葉剩余壽命壽命的漸進損傷方法，屬 于復合材料結(jié)構(gòu)疲勞可靠性技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 復合材料W質(zhì)量輕、強度高等優(yōu)點被廣泛地應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，尤其是在直升 機結(jié)構(gòu)的設(shè)計中，復合材料已占據(jù)了直升機的主要部分。而獎葉作為直升機的主要承力構(gòu) 件，在一些惡劣工作環(huán)境下使用時，很容易受到損傷，且其疲勞性能關(guān)系到整個直升機的飛 行安全?，F(xiàn)今對含初始缺陷復合材料結(jié)構(gòu)疲勞壽命預測的方法主要是疲勞試驗和有限元計 算，試驗方法需試樣和試驗成本高，且不方便設(shè)計使用；而一些有限元計算方法，需要通過 大量的試驗確定模型參數(shù)，導致預測成本高，計算復雜，誤差大，計算精度和效率低；目前尚 缺乏預測含初始缺陷復合材料獎葉結(jié)構(gòu)疲勞壽命的簡便方法，為此，本發(fā)明提出一種預測 含初始缺陷復合材料獎葉結(jié)構(gòu)疲勞壽命的方法，該方法簡單實用、需要的模型參數(shù)少、計算 精度高，并能合理給出獎葉結(jié)構(gòu)在疲勞載荷作用下的裂紋擴展路徑等優(yōu)點，具有重要的學 術(shù)意義和工程應(yīng)用價值。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 1、目的:本發(fā)明的目的是提供一種預測含初始缺陷復合材料獎葉剩余壽命壽命的 漸進損傷方法，該方法簡單實用、需要的模型參數(shù)少、計算精度高，并能合理給出獎葉結(jié)構(gòu) 在疲勞載荷作用下的裂紋擴展路徑等優(yōu)點。
[0004] 2、技術(shù)方案:本發(fā)明提供一種預測含初始缺陷復合材料獎葉剩余壽命壽命的漸進 損傷方法，該方法具體步驟如下：
[0005] 步驟一、建立含不同初始缺陷復合材料獎葉結(jié)構(gòu)有限元模型
[0006] 復合材料獎葉結(jié)構(gòu)主要由碳纖維復合材料蒙皮和兩根復合材料單向帶大梁組成， 具體結(jié)構(gòu)如圖1所示。為提高計算精度，有限元建模時，獎葉蒙皮和大梁分別采用solid46層 單元和solid45^維實體單元進行模擬。初始缺陷包括中屯、圓孔、兩側(cè)缺口 W及沖擊損傷的 Ξ種不同缺陷類型。復合材料獎葉結(jié)構(gòu)承受載荷W壓強的形式施加到獎葉的上下翼面，復 合材料獎葉結(jié)構(gòu)邊界條件為獎葉端面固支，如圖2所示。
[0007] 步驟二、含不同初始缺陷復合材料獎葉結(jié)構(gòu)漸進損傷分析
[000引含不同初始缺陷復合材料獎葉結(jié)構(gòu)漸進損傷分析主要包括：（1)疲勞載荷下結(jié)構(gòu) 有限元應(yīng)力分布計算(2)單元剩余強度失效判別準則(3)失效單元材料性能退化方式。具體 為：
[0009] (1)疲勞載荷下結(jié)構(gòu)有限元應(yīng)力分布計算。采用步驟一中的Ξ維有限元模型，可W 準確得到獎葉結(jié)構(gòu)的Ξ維應(yīng)力分布狀態(tài)。由于獎葉屬于柔性結(jié)構(gòu)，使用過程中會有幾何大 變形產(chǎn)生，因此應(yīng)力分析時需考慮幾何大變形對應(yīng)力分布的影響。
[0010] (2)單元剩余強度失效判別準則。復合材料結(jié)構(gòu)受疲勞載荷加載時，其剩余強度是 隨著循環(huán)次數(shù)的增加而逐漸減小的。本文采用應(yīng)力控制剩余強度的方程計算各單元的剩余 強度值，具體表達式為
[00川 n = C(s-S0r[R0-R(n)]b (1)
[0012] 式（1)中η為單元疲勞壽命，S為疲勞應(yīng)力，So為擬合疲勞極限，Ro為初始剩余強度 值，R(n)為經(jīng)過η次循環(huán)后材料的剩余強度，m和C為由疲勞試驗擬合參數(shù)。應(yīng)力控制剩余強 度的方程可W由復合材料層合板疲勞試驗得到。進行漸進損傷分析時，若單元應(yīng)力小于其 剩余強度，則認為單元失效。
[0013] (2)失效單元材料性能退化方式。若單元未發(fā)生失效，而疲勞載荷循環(huán)次數(shù)不斷增 加，則按照式（1)對未失效單剩余強度進行退化;若但元發(fā)生失效，即單元各方向應(yīng)力小于 其剩余強度，則用生死單元技術(shù)殺死失效單元，即單元剛度降為0。
[0014] 漸進損傷分析具體流程算法如圖3所示:輸入獎葉單元類型、單元屬性、幾何尺寸、 邊界條件、疲勞應(yīng)力等，建立獎葉有限元模型;然后計算所有復合材料單元各主方向應(yīng)力分 布;使用剩余失效準則，對每個獎葉單元進行失效判定。如果獎葉單元無任何失效發(fā)生，貝U 增加循環(huán)增量Ni，用疲勞剩余壽命模型式（1)計算該單元各主方向剩余強度，并采用材料性 能逐漸退化方法進行材料剩余強度退化;如果獎葉單元有失效發(fā)生，則殺死失效單元，令其 剛度將為0，并判定獎葉結(jié)構(gòu)是否發(fā)生徹底破壞，若獎葉結(jié)構(gòu)沒有徹底破壞，則在此循環(huán)次 數(shù)下進行單元應(yīng)力分析，繼續(xù)判定有無新的單元失效發(fā)生，直到該循環(huán)下獎葉結(jié)構(gòu)無新的 失效單元出現(xiàn)為止;增加循環(huán)增量Ni并按照式（1)對復合材料單元進行剩余強度退化，進行 下一次循環(huán);當判定獎葉結(jié)構(gòu)發(fā)生徹底破壞，則將當前循環(huán)數(shù)作為獎葉結(jié)構(gòu)疲勞壽命。
[0015] 步驟Ξ、含不同初始缺陷復合材料獎葉結(jié)構(gòu)剩余壽命累計損傷計算
[0016] 根據(jù)步驟一和二，計算不同恒幅疲勞載荷水平下的疲勞壽命。獎葉結(jié)構(gòu)的載荷-壽 命表達式如式(2)
[0017]
(2)
[0018] 式(2)中，F(xiàn)為疲勞載荷最大值，N為計算得到的獎葉疲勞壽命，mi和Cl為擬合參數(shù)。 式(2)中的擬合參數(shù)可W通過最小二乘法擬合得到。
[0019] 由Miner累積損傷理論
[0020]
巧）
[0021] 式(3)中m為疲勞載荷譜中第i級載荷的循環(huán)次數(shù)，Ni為獎葉結(jié)構(gòu)在第i級疲勞載荷 下發(fā)生失效的循環(huán)次數(shù)，j為疲勞載荷譜中載荷級數(shù)，T為載荷譜塊數(shù)。
[0022] 將式(1)代入式(3)可W得到復合材料獎葉結(jié)構(gòu)譜載下的疲勞壽命為
(4)
[0023]
[0024] 3、優(yōu)點及功效:本發(fā)明提供一種預測含初始缺陷復合材料獎葉剩余壽命的漸進損 傷方法，其特點是簡單實用、操作方便、計算精度高。
[0025] 附圖表說明
[00%]圖1為復合材料獎葉結(jié)構(gòu)示意圖。
[0027]圖2為復合材料獎葉結(jié)構(gòu)載荷邊界條件示意圖。
[00%]圖3為本發(fā)明所述流程框圖。
[0029] 圖中符號說明如下：
[0030] 圖3中的Ni為獎葉有限元模型中第i個單元的循環(huán)次數(shù)，F(xiàn)為疲勞載荷，N為復合材 料獎葉結(jié)構(gòu)不同恒幅疲勞載荷壽命。
【具體實施方式】
[0031] 圖3為本發(fā)明所述方法的流程框圖，本發(fā)明分Ξ大步驟實現(xiàn)，具體為：
[0032] 步驟一、建立含不同初始缺陷復合材料獎葉結(jié)構(gòu)有限元模型
[0033] 復合材料獎葉結(jié)構(gòu)主要由碳纖維復合材料蒙皮和兩根復合材料單向帶大梁組成， 具體結(jié)構(gòu)如圖1所示。為提高計算精度，有限元建模時，獎葉蒙皮和大梁分別采用solid46層 單元和solid45^維實體單元進行模擬。初始缺陷包括中屯、圓孔、兩側(cè)缺口 W及沖擊損傷的 Ξ種不同缺陷類型。復合材料獎葉結(jié)構(gòu)承受載荷W壓強的形式施加到獎葉的上下翼面，復 合材料獎葉結(jié)構(gòu)邊界條件為獎葉端面固支，如圖2所示。
[0034] 步驟二、含不同初始缺陷復合材料獎葉結(jié)構(gòu)漸進損傷分析
[0035] 含不同初始缺陷復合材料獎葉結(jié)構(gòu)漸進損傷分析主要包括：（1)疲勞載荷下結(jié)構(gòu) 有限元應(yīng)力分布計算(2)單元剩余強度失效判別準則(3)失效單元材料性能退化方式。具體 為：
[0036] (1)疲勞載荷下結(jié)構(gòu)有限元應(yīng)力分布計算。采用步驟一中的Ξ維有限元模型，可W 準確得到獎葉結(jié)構(gòu)的Ξ維應(yīng)力分布狀態(tài)。由于獎葉屬于柔性結(jié)構(gòu)，使用過程中會有幾何