复合材料损伤容限设计

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。飞机结构分类

飞机结构飞行安全结构一般结构断裂关键结构断裂部位断裂型式其他战斗机：30~40处客机：100多处损伤容限结构的分类损伤容限结构缓慢裂纹扩展结构破损安全结构破损安全-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)。

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。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缺陷/损伤类型缺陷/损伤尺寸划伤长100mm，深0.5mm的表面划伤分层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冲击损伤由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设计要求：检查周期=损伤扩展寿命/2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。拉伸纤维断裂压缩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：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。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界面强度与断裂模式界面强度大，脆性破坏，平齐断口，无明显界面脱胶中等界面强度，局部界面开胶，伴有纤维拔出界面强度低，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。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金属材料复合材料应力应变行为有屈服阶段大多数直至破坏均呈线性缺口敏感性静强度不敏感相当敏感疲劳非常敏感不敏感环境对性能的影响相对不敏感要考虑湿热效应主要损伤原因疲劳、腐蚀应力腐蚀外来物冲击制造损伤关键损伤类型裂纹冲击损伤、分层金属和复合材料的对比性能金属材料复合材料危险载荷形式拉伸压缩破坏前损伤的可检性通常目视可检目视不可检可预见性良好几乎不可能损伤扩展沿裂纹主方向多种损伤形式相继交互出现分散性小大应用范围广泛非常有限

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。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6.35mm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损伤类型损伤可检概率/%结构承载能力要求1BVID(BarelyVisibleImpactDamage)0201.5LL(UL)1.4LL2VID(VisibleDamage)4060801.3LL1.2LL1.1LL3EVID(EasyVisibleDamage)1001.0LL损伤容限设计概念损伤无扩展概念：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。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“fittofly”,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。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

抗坠毁性客舱设计应急措施坠毁情况结构吸能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适航证书模拟分析飞行试验结构试验系统试验适航审定内容相关条例和规范

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）；FAAAC`

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）。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。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FAAAC20-107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FAAAC20-107A进行适航符合性验证，是波音公司适航审定技术代表波音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序号载荷序号载荷1234限制试验载荷A.向上弯曲B.向上弯曲/非对称C.向下弯曲D.向下弯曲/非对称E.失速颤振设计限制载荷静应变测量一倍寿命疲劳谱载荷设计限制载荷静应变测量5678一倍寿命疲劳谱载荷设计限制载荷静应变测量设计极限载荷静应