一種復合材料結構失效預測分析方法
【技術領域】
[0001] 本發明涉及復合材料結構失效分析的技術領域，具體涉及一種考慮濕熱效應因素 影響的復合材料結構失效預測分析方法，適用于目前廣泛使用的各種復雜纖維增強樹脂基 復合材料結構。
【背景技術】
[0002] 先進復合材料具有比強度和比模量高、性能可剪裁設計和易于整體成形等許多優 異的特性，可以顯著降低飛機結構的重量，提高飛機的安全性、經濟性、舒適性和環保性，其 應用范圍已經從最初的非承力結構、次承力結構擴展到主承力結構。目前，先進復合材料在 飛機機體結構中的用量和應用部位已經成為衡量飛機結構先進性的重要指標。同時，對復 合材料結構進行準確的失效分析就成為了飛機結構設計的關鍵環節。然而，由于復合材料 的各向異性和對濕熱環境的敏感性，對復合材料結構的研究和認識就變得異常困難。盡管 眾多學者在復合材料結構應力分析、失效理論和強度預測方法等方面做了大量研究，但是 對于濕熱環境下先進復合材料結構的失效分析尚缺乏足夠的理解。
[0003] 近些年來，基于先進的有限元分析技術和損傷力學原理，漸進損傷方法在復合材 料結構分析領域展現了顯著的優越性。漸進損傷方法主要包括應力分析、失效準則選擇和 材料退化模型三方面的內容。它通過應力分析獲得復合材料結構的應力分布，采用適當的 失效準則評價材料的失效行為，并建立適當的損傷材料力學模型模擬復合材料結構損傷過 程，揭示復合材料結構的失效機理。通過漸進損傷分析，不僅可以預測復合材料結構初始損 傷部位及初始破壞強度，還可以追蹤損傷擴展路徑，模擬從初始損傷到極限破壞的全過程， 同時還可以確定結構的極限強度和剩余強度。該方法明確的分析思路和直觀的分析結果為 人們深入理解復合材料結構的力學特性提供了重要的途徑，成為當前復合材料結構分析一 種重要手段。
[0004] 但由于復合材料對濕熱環境的敏感性，在不同溫度和濕度的工作環境中必然表現 出不同的特性。一般來說，高溫和潮濕環境會明顯削弱基體和纖維的力學性能，導致復合材 料的失效過程和退化行為變得極其復雜。因此，合理地確定濕熱效應影響下的復合材料屬 性，建立適當的漸進損傷分析模型，引起了學者們的重點關注。
[0005] 現在亟需解決的技術問題是如何設計一種復合材料結構失效預測分析方法，以解 決現有技術中存在的缺陷。

【發明內容】

[0006] 本發明的目的在于解決上述現有技術中的不足，提供一種復合材料結構失效預測 分析方法
[0007] 本發明的目的通過如下技術方案實現：一種復合材料結構失效預測分析方法，用 于復合材料結構損傷過程的模擬和強度的預測，包括如下步驟：
[0008] S1，對于給定的復合材料結構，測量并記錄結構當前的溫度和吸濕量；
[0009] S2,在復合材料結構三維有限元模型內，定義熱膨脹系數α、濕膨脹系數β，輸入 當前溫度相對于溫度增量AT以及吸濕量c ;
[0010] S3,基于溫度增量ΔΤ，計算考慮溫度和濕度影響的材料剛度和強度參數，并建立 材料剛度矩陣C0 ;
[0011] S4,施加位移載荷，依據ε ht= α ΔΤ+β c計算得到在此溫度和濕度條件下的濕熱 應變，并得到結構的應力分布σ = C( ε - α ΔΤ-β c);
[0012] S5,采用Hashin類失效準則判定復合材料的失效狀態；
[0013] S6,滿足失效準則，則材料發生失效；此時，根據給定的材料退化模型對相應部位 材料進行退化，并在第k增量步時采用
[0015] 分別更新剛度矩陣和應力分布狀態；
[0016] S7,更新應力分布狀態σ k = σ k-1+Ck · Δ ε k，如果沒有滿足失效準則，則材料無 損傷，材料剛度不變Ck = Ck-1 ;
[0017] S8,判斷位移是否達到給定的位移載荷。
[0018] 上述方案中優選的是，所述S3實現的過程步驟包括：
[0019] S3-1，更新相應濕熱條件下的材料剛度參數，由如下公式計算而得，
[0021] 其中，E1、E2和G12均為基本的復合材料模量參數，而帶有角標t的相應參數則為 相應溫度影響下的材料參數的修正值；Tg為該材料玻璃態轉變溫度，T為當前溫度，T。是室 溫，并且T = TQ+AT ;
[0022] S3-2,更新相應濕熱條件下的材料強度參數，由如下公式計算而得，
[0026] 其中，Xt、Xc、Yt以及S是基本的復合材料強度參數，Vf為纖維體積分數，帶有角 標t的相應參數仍為相應溫度影響下材料參數的修正值。
[0027] 上述任一方案中優選的是，S3-2中，Κ/ /?:近似取值為1。
[0028] 上述任一方案中優選的是，S6的實現過程包括如下步驟：
[0029] S6-1，基于所述S5判定的失效狀態，列出的材料退化模型更新材料屬性；
[0030] S6-2,更新材料剛度矩陣；
[0031] S6-3,更新損傷材料的應力；
[0032] S6-4,執行 S8。
[0033] 上述任一方案中優選的是，S6-2中材料剛度矩陣與損傷后材料剛度矩陣相同。
[0034] 上述任一方案中優選的是，S6-2中的所述損傷后材料剛度矩陣由退化后的材料彈 性常數計算而得。
[0035] 本發明所提供的飛機壽命周期重量實時監控方法的有益效果在于：
[0036] (1)本發明考慮了濕熱效應因素對于復合材料剛度和強度等參數的影響，結合濕 熱應變的影響，建立了表述各向異性復合材料在濕熱環境影響下的應力應變關系的本構方 程，進而建立了修正的材料剛度矩陣；
[0037] (2)本發明基于復合材料結構失效的漸進損傷分析方法，建立了可用于濕熱環境 下復合材料失效分析的更為完善的漸進損傷模型，并在應力分析模型、失效準則和材料退 化模型中均引入了濕熱效應的影響；
[0038] (3)本發明采用了針對Hashin類失效準則的材料退化模型，根據不同的失效模式 只對相應的材料參數進行退化。與現有的退化模型相比，能夠更為準確地計算材料損傷后 的性能；
[0039] (4)本發明可以追蹤結構在失效過程中，失效區域的起始、擴展以及最終失效的情 況，給出在達到失效時各個鋪層的損傷狀況以及失效模式；
[0040] (5)本發明可以分析濕熱條件在復合材料失效過程中的影響，為復合材料設計提 供了參考依據。
【附圖說明】
[0041] 圖1是按照本發明的復合材料結構失效預測分析方法的一優選實施例的流程示 意圖。
【具體實施方式】
[0042] 為了更好地理解按照本發明方案的復合材料結構失效預測分析方法，下面結合附 圖對本發明的復合材料結構失效預測分析方法的優選實施例作進一步闡述說明。
[0043] 如圖1所示，本發明基于連續損傷力學退化模型的復合材料結構失效分析方法的 具體實現為：
[0044] 1.對于給定的復合材料結構，測量并記錄結構當前的溫度和吸濕量；
[0045] 2.基于復合材料結構三維有限元模型，設定熱膨脹系數α、濕膨脹系數β，并輸 入當前溫度相對于室溫的增量AT以及吸濕量c ;
[0046] 3.基于溫度增量ΔΤ，計算得到考慮溫度和濕度影響的材料剛度和強度參數，首 先更新相應濕熱條件下的材料剛度參數，由如下公式計算而得，
[0048] 其中，E1、E2和G12均為基本的復合材料模量參數，而帶有角標t的相應參數則為 相應溫度影響下的材料參數的修正值；Tg為該材料玻璃態轉變溫度，T為當前溫度，而T0指 的是室溫，并且T = Τ0+ΔΤ ;
[0049] 然后更新相應濕熱條件下的材料強度參數，由如下公式計算而得，

[0053] 其中，Xt、Xc、Yt以及S是基本的復合材料強度參數，Vf為纖維體積分數，帶有角 標t的相應參數仍為相應溫度影響下材料參數的修正值，由于纖維體積分數被普遍認為是 受溫度影響很小的，因此方程中的G /匕可以近似為1。