復合材料結構

損傷容限設計張紀奎zjk@繼教樓205本講內容

損傷容限設計簡介

復合材料損傷的概念及損傷機理

復合材料結構疲勞與損傷容限特性

含損傷材料剩余強度與設計值的確定

復合材料結構損傷容限的設計要求

復合材料結構損傷容限的符合性驗證損傷容限設計簡介損傷容限設計的基本出發點就是承認結構中存在著一定程度的未被發現的初始缺陷，然后通過損傷容限特性分析與試驗：將飛機結構設計成在使用載荷/環境譜載荷下，在給定的設計使用壽命期限內具有高安全性。損傷容限設計簡介對于可檢結構給出檢查周期，以確保結構有足夠的剩余強度；對于不可檢結構給出最大允許初始損傷，以確保在給定的使用壽命期限內，不至于由于未被發現的損傷導致災難性的事故。飛機結構分類

飛機結構飛行安全結構一般結構斷裂關鍵結構斷裂部位斷裂型式其他戰斗機：30~40處客機：100多處損傷容限結構的分類損傷容限結構緩慢裂紋擴展結構破損安全結構破損安全-多傳力途徑結構破損安全-止裂結構損傷容限設計的三個要素

臨界裂紋尺寸或剩余強度剩余強度要求的載荷作用下，結構允許存在的最大損傷；在某一規定的損傷下，結構剩余強度應大于對該結構的剩余強度要求值(即損傷容限載荷)。

裂紋擴展周期結構在載荷譜和環境譜作用下，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展期

損傷檢查包括各種檢查方法及檢查周期的選擇復合材料損傷的概念及特征

復合材料危險載荷為壓縮和剪切

采用損傷無擴展的概念，即在通常的設計應力水平下，結構對疲勞不敏感損傷檢測困難復合材料損傷來源制造階段：

材料預浸和結構件固化成形過程中產生的缺陷；

空隙、富膠、貧膠

外來物夾雜

不正確的纖維取向和鋪層順序。

結構件機械加工和裝配過程中產生的缺陷

劃傷、有缺陷孔和過緊連接制造階段的損傷復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。復合材料損傷來源環境損傷

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

夾芯結構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計的初始缺陷缺陷/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于直徑為50mm的圓，并具有相對所在位置最危險的形狀沖擊損傷由25.4mm直徑半球形端頭的沖擊物產生的沖擊損傷，其沖擊能量為136J或產生表面目視勉強可檢凹坑所需值中較小的能量設計要求：檢查周期=損傷擴展壽命/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、對結構承載能力影響嚴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，維護和修理工具設備碰撞沖擊后壓縮(CAI)是材料重要性能指標沖擊損傷形式與沖擊能量有關沖擊損傷與沖擊能量無損傷狀態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理沖擊損傷后破壞形式與沖擊后承載有關。拉伸纖維斷裂壓縮局部失穩由于鋪層順序，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：總體失穩和局部屈曲耦合沖擊背面局部屈曲沖擊區兩表面的局部屈曲子目層板一同總體失穩復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合材料疲勞損傷破壞模式拉伸載荷作用下損傷破壞機理①橫向基體開裂首先在90°層中產生開裂存在一特征損傷飽和狀態，此狀態下基體裂紋的密度與層合板單層剛度及鋪層順序有關，而與加載歷史和初始應力環境無關。多層板基體開裂一般起始于90°層，然后是45°偏軸層，最后0°層也有可能發生。拉伸載荷作用下損傷破壞機理②分層層合結構的主要損傷形式是復合材料本身的性質和結構特點決定的沖擊損傷和層間應力集中是分層的重要原因可分為邊緣分層和內部分層分層損傷通常是Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ裂紋擴展相互耦合的復雜問題。拉伸載荷作用下損傷破壞機理③界面開裂界面是復合材料的薄弱環節，首先破壞界面是應力傳遞面，其破壞對復合材料剛度影響較大界面破壞與界面粘接強度緊密相關界面強度與斷裂模式界面強度大，脆性破壞，平齊斷口，無明顯界面脫膠中等界面強度，局部界面開膠，伴有纖維拔出界面強度低，大范圍界面開膠，單向龜裂破壞或層合板分層破壞拉伸載荷作用下損傷破壞機理④纖維斷裂控制復合材料的最終破壞橫向裂紋飽和后，損傷擴展到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靜態強度。總體破壞前的局部損傷形式復合材料結構疲勞與損傷容限特性金屬和復合材料損傷比較金屬和復合材料損傷比較S-N曲線對比金屬和復合材料的對比性能金屬材料復合材料應力應變行為有屈服階段大多數直至破壞均呈線性缺口敏感性靜強度不敏感相當敏感疲勞非常敏感不敏感環境對性能的影響相對不敏感要考慮濕熱效應主要損傷原因疲勞、腐蝕應力腐蝕外來物沖擊制造損傷關鍵損傷類型裂紋沖擊損傷、分層金屬和復合材料的對比性能金屬材料復合材料危險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見性良好幾乎不可能損傷擴展沿裂紋主方向多種損傷形式相繼交互出現分散性小大應用范圍廣泛非常有限

含損傷材料剩余強度的剩余強度

復合材料結構通常采用低應變設計和“損傷無擴展概念”，通常將其歸為緩慢“裂紋”擴展結構。對其剩余強度要求為：含所規定初始缺陷的結構，必須能承受M倍到20倍壽命中出現一次的最大內部元件載荷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則-點應力準則D0為特征長度，是材料常數，與層板幾何尺寸和應力分布無關。斷裂準則-平均應力準則D為特征長度，由實驗測定。與層板鋪層順序有關。帶孔口或裂紋層壓板的剩余強度分析缺口敏感性與破壞判據結構設計許用值設計許用值：為保證整個復合材料結構的完整性并具有高度置信度，在許用值的基礎上，由設計師規定的設計載荷下的設計限定值。飛機結構設計中將設計許用值分為：初步設計階段設計許用值詳細設計計算設計許用值結構設計許用值的確定原則拉伸設計許用值主要取決于含6.35mm直徑孔試樣的許用值壓縮設計許用值主要取決于沖擊損傷容限許用值結構設計許用值的確定薄蒙皮或薄面板蜂窩夾層結構，在設計載荷時蒙皮面板不出現總體屈曲，使用載荷時不出現局部屈曲。并且該結構易受低能量沖擊，在確定設計許用值時應同時考慮屈曲許用值和沖擊損傷容限許用值。不易受到沖擊部位，壓縮設計許用值可以用含6.35mm直徑充填不受載孔試樣的許用值初步設計階段的確定方法AML圖法初步設計階段的確定方法

壓縮下沖擊損傷破壞門檻曲線法-確定壓縮設計許用值詳細設計階段的確定方法結構的關鍵部位或一些特殊部位要確定詳細設計階段設計許用值。根據實際的結構參數來確定該部位的損傷容限許用值和壓縮設計許用值復合材料損傷容限設計要求損傷類型與設計載荷的關系含沖擊損傷結構承載能力要求損傷類型損傷可檢概率/%結構承載能力要求1BVID(BarelyVisibleImpactDamage)0201.5LL(UL)1.4LL2VID(VisibleDamage)4060801.3LL1.2LL1.1LL3EVID(EasyVisibleDamage)1001.0LL損傷容限設計概念損傷無擴展概念：通過試驗和分析使損傷無擴展循環數滿足規定的檢查間隔要求。并且損傷無擴展循環數應考慮疲勞分散性和環境的影響。采用損傷無擴展概念的原因：設計許用值較低優異的抗疲勞性能缺陷和損傷難以檢測疲勞載荷下損傷擴展無規律可循損傷容限設計概念損傷擴展概念：根據損傷擴展壽命確定檢修周期。采用損傷擴展概念要求：對可能出現的每種缺陷/損傷類型在使用的載荷譜下的 擴展特性有可靠的數據有足夠可靠的檢測方法

復合材料結構的適航符合性驗證

民用航空器適航管理是以法律條款（適航管理條例）確保每架飛機都在適航（適合飛行）狀態下參加飛行。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：航空器能在預期的環境中安全飛行（包括起飛和著陸）的固有品質，這種品質可以通過合適的維修而持續地保持。結構適航性載荷和強度氣動彈性與剛度結構動力響應疲勞∕損傷容限系統適航性可靠性失效模式和效應分析發動機限制衛生管理

抗墜毀性客艙設計應急措施墜毀情況結構吸能使用適航性速度和性能控制操縱和飛行品質飛行員工作負荷適航證書模擬分析飛行試驗結構試驗系統試驗適航審定內容相關條例和規范

民用飛機結構應滿足的有關適航條例、規范和技術條件列述如下，使用時應注意采用最新版本。中國民用航空規章CCAR-25，CCAR-27，CCAR-29等；美國聯邦航空局的適航規章FAR25部；

歐洲航空安全局的適航規章CS-25。對復合材料飛機結構的專門文件主要有：美國聯邦航空局咨詢通報AC20-107B（Change1）“復合材料飛機結構”（1986年6月16日）；FAAAC`

21-26“復合材料結構制造質量控制”（1989年6月26日）美國軍用手冊MIL-HDBK-17F復合材料手冊（2002年6月17日）。復合材料適航特點聚合物基復合材料要考慮對飛機使用包線范圍內的環境（溫度、濕度）的敏感性。層合復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。熱固性聚合物基復合材料通常呈現出脆性（線彈性）材料行為特征，使結構靜強度要求成為驗證的重點。驗證試驗需計及低能量沖擊損傷和濕熱環境。復合材料優異的疲勞特性和無主裂紋擴展，使結構疲勞試驗在于驗證結構靜強度試驗沒有充分驗證的結構設計細節。復合材料結構件的最終性能主要取決于材料（含成形工藝）的鑒定程序和質量保證體系。復合材料導電性差，需考慮雷電的直接和間接的影響。復合材料結構適航中的新問題

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證試驗波音公司執行NASA/ACEE先進復合材料結構計劃，于1977年7月開始研制波音737碳/環氧水平安定面，并于1982年2月按FAAAC20-107完成了適航符合性驗證試驗，成為世界第一個持有適航證書的商用飛機主要結構件。波音777尾翼安定面結構研制于20世紀90年代，按FAAAC20-107A進行適航符合性驗證，是波音公司適航審定技術代表波音777尾翼安定面適航符合性驗證試驗波音777水平安定面翼展13.4m水平安定面翼盒采用雙梁、多肋、加筋壁板蒙皮結構梁為工字形層合結構梁、肋為蜂窩夾層板結構加筋壁板蒙皮為工字形加筋與層合面板共固化結構翼盒所用材料為T800H/3900-2翼盒采用機械緊固件連接裝配設計環境溫度范圍-54℃~71℃波音777水平安定面結構如圖6-4所示，翼展13.4m。水平安定面翼盒采用雙梁、多肋、

加筋壁板蒙皮結構。梁為工字形層合結構梁、肋為蜂窩夾層板結構、加筋壁板蒙皮為工字形加筋與層合面板共固化結構。翼盒所用材料為T800H/3900-2。翼盒采用機械緊固件連接裝配。設計環境溫度范圍-54℃~71℃

波音777尾翼安定面適航符合性驗證試驗用一個水平安定面部件完成全部靜強度和疲勞試驗大綱內容（可以節省成本和試驗時間）。首先完成3項靜強度限制載荷試驗（向上彎曲、向下彎曲和非對稱彎曲），然后試驗件進行至少兩倍波音777設計使用目標壽命的疲勞試驗。44000個載荷循環為一個使用壽命期序號載荷序號載荷1234限制試驗載荷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.失速顫振設計限制載荷靜應變測量一倍壽命疲勞譜載荷設計限制載荷靜應變測量5678一倍壽命疲勞譜載荷設計限制載荷靜應變測量設計極限載荷靜應