[发明专利]一种预测含初始缺陷复合材料桨叶剩余寿命的渐进损伤方法

说明书

技术领域

本发明提供一种预测含初始缺陷复合材料桨叶剩余寿命寿命的渐进损伤方法，属于复合材料结构疲劳可靠性技术领域。

背景技术

复合材料以质量轻、强度高等优点被广泛地应用于航空航天领域，尤其是在直升机结构的设计中，复合材料已占据了直升机的主要部分。而桨叶作为直升机的主要承力构件，在一些恶劣工作环境下使用时，很容易受到损伤，且其疲劳性能关系到整个直升机的飞行安全。现今对含初始缺陷复合材料结构疲劳寿命预测的方法主要是疲劳试验和有限元计算，试验方法需试样和试验成本高，且不方便设计使用；而一些有限元计算方法，需要通过大量的试验确定模型参数，导致预测成本高，计算复杂，误差大，计算精度和效率低；目前尚缺乏预测含初始缺陷复合材料桨叶结构疲劳寿命的简便方法，为此，本发明提出一种预测含初始缺陷复合材料桨叶结构疲劳寿命的方法，该方法简单实用、需要的模型参数少、计算精度高，并能合理给出桨叶结构在疲劳载荷作用下的裂纹扩展路径等优点，具有重要的学术意义和工程应用价值。

发明内容

1、目的：本发明的目的是提供一种预测含初始缺陷复合材料桨叶剩余寿命寿命的渐进损伤方法，该方法简单实用、需要的模型参数少、计算精度高，并能合理给出桨叶结构在疲劳载荷作用下的裂纹扩展路径等优点。

2、技术方案：本发明提供一种预测含初始缺陷复合材料桨叶剩余寿命寿命的渐进损伤方法，该方法具体步骤如下：

步骤一、建立含不同初始缺陷复合材料桨叶结构有限元模型

复合材料桨叶结构主要由碳纤维复合材料蒙皮和两根复合材料单向带大梁组成，具体结构如图1所示。为提高计算精度，有限元建模时，桨叶蒙皮和大梁分别采用solid46层单元和solid45三维实体单元进行模拟。初始缺陷包括中心圆孔、两侧缺口以及冲击损伤的三种不同缺陷类型。复合材料桨叶结构承受载荷以压强的形式施加到桨叶的上下翼面，复合材料桨叶结构边界条件为桨叶端面固支，如图2所示。

步骤二、含不同初始缺陷复合材料桨叶结构渐进损伤分析

含不同初始缺陷复合材料桨叶结构渐进损伤分析主要包括：(1)疲劳载荷下结构有限元应力分布计算(2)单元剩余强度失效判别准则(3)失效单元材料性能退化方式。具体为：

(1)疲劳载荷下结构有限元应力分布计算。采用步骤一中的三维有限元模型，可以准确得到桨叶结构的三维应力分布状态。由于桨叶属于柔性结构，使用过程中会有几何大变形产生，因此应力分析时需考虑几何大变形对应力分布的影响。

(2)单元剩余强度失效判别准则。复合材料结构受疲劳载荷加载时，其剩余强度是随着循环次数的增加而逐渐减小的。本文采用应力控制剩余强度的方程计算各单元的剩余强度值，具体表达式为

n＝C(s-S₀)^m[R₀-R(n)]^b(1)

式(1)中n为单元疲劳寿命，s为疲劳应力，S₀为拟合疲劳极限，R₀为初始剩余强度值，R(n)为经过n次循环后材料的剩余强度，m和C为由疲劳试验拟合参数。应力控制剩余强度的方程可以由复合材料层合板疲劳试验得到。进行渐进损伤分析时，若单元应力小于其剩余强度，则认为单元失效。

(2)失效单元材料性能退化方式。若单元未发生失效，而疲劳载荷循环次数不断增加，则按照式(1)对未失效单剩余强度进行退化；若但元发生失效，即单元各方向应力小于其剩余强度，则用生死单元技术杀死失效单元，即单元刚度降为0。

渐进损伤分析具体流程算法如图3所示：输入桨叶单元类型、单元属性、几何尺寸、边界条件、疲劳应力等，建立桨叶有限元模型；然后计算所有复合材料单元各主方向应力分布；使用剩余失效准则，对每个桨叶单元进行失效判定。如果桨叶单元无任何失效发生，则增加循环增量N_i，用疲劳剩余寿命模型式(1)计算该单元各主方向剩余强度，并采用材料性能逐渐退化方法进行材料剩余强度退化；如果桨叶单元有失效发生，则杀死失效单元，令其刚度将为0，并判定桨叶结构是否发生彻底破坏，若桨叶结构没有彻底破坏，则在此循环次数下进行单元应力分析，继续判定有无新的单元失效发生，直到该循环下桨叶结构无新的失效单元出现为止；增加循环增量N_i并按照式(1)对复合材料单元进行剩余强度退化，进行下一次循环；当判定桨叶结构发生彻底破坏，则将当前循环数作为桨叶结构疲劳寿命。

步骤三、含不同初始缺陷复合材料桨叶结构剩余寿命累计损伤计算