[发明专利]一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法

说明书

本发明公开了一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，包括如下步骤：建立复合材料层合板开孔件有限元模型；建立复合材料损伤本构模型；建立复合材料胶层本构模型；基于ABAQUS‑UMAT有限元用户动态子程序模块，使用FORTRAN语言编写用户自定义子程序实现提出的损伤本构模型，求解应力、应变和损伤；对有限元模型进行计算，预测复合材料层合板贴补修复后极限载荷。本发明利用ABAQUS‑UMAT用户自定义子程序来数值实现所建立的三维损伤本构模型，该模型同时考虑了剪切非线性和损伤累积导致材料性能退化的影响，能准则预测复合材料层合板贴补修复后极限载荷。

技术领域

本发明涉及一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，属于复合材料力学性能分析技术领域。

背景技术

在航空领域，飞行器上的结构关于复合材料的应用已十分普遍。纤维增强树脂基复合材料具有高比模量和比强度、优良的能量吸收性能，特别是各向刚度与强度可设计性等特点，广泛应用在航空航天、军事、海洋、土木和机械等工程领域。虽然相比于金属材料，复合材料具有种种优点，但同样存在其缺点。在实际应用中发现，由于复合材料的组织特性，受低速冲击后材料的损伤往往隐藏于结构内部，不易被肉眼察觉。由于高度集成与大尺寸的元器件，对于受损部位的更换并不是一个好的解决方案。因此，对于飞机主要结构部分的修复技术(如机身或机翼)相比组件的替换方案来说，需求大大增加。但针对那些不是很严重的损伤，替换结构的成本十分高昂，性价比低，这个方案也并不实用。由此可见，对于开发复合材料组件的修复技术和修复流程的需求十分迫切。

航空航天工业领域最常用的复合材料修复方法是贴片贴补修理与贴片挖补修理，这两种修复技术在加工与应用方面各不相同。由于新机种项目驱使复合材料的使用进入安全关键的一级结构，修复方法的设计与认证也变得更具挑战性。另一方面，使用胶合结构修复的结构性能与质量不仅依赖于胶结过程，也依赖于复合材料修复技术人员的经验与技巧。因此，迫切需要经民用航空管理局认证的修复技术与在线监测技术。综上所述，利用有限元软件对复合材料的各种修理模型进行的模拟研究具有十分重要的意义。

发明内容

本发明的目的在于，克服现有技术存在的技术缺陷，解决上述技术问题，提出一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法。

本发明具体采用如下技术方案：一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，包括如下步骤：

步骤SS1：建立复合材料层合板开孔件有限元模型；

步骤SS2：建立复合材料损伤本构模型；

步骤SS3：建立复合材料胶层本构模型；

步骤SS4：基于ABAQUS-UMAT有限元用户动态子程序模块，使用FORTRAN语言编写用户自定义子程序实现提出的损伤本构模型，求解应力、应变和损伤；

步骤SS5：对步骤SS1的有限元模型进行计算，预测复合材料层合板贴补修复后极限载荷。

作为一种较佳的实施例，所述步骤SS1具体包括：

复合材料层合板的铺层角度沿厚度方向中平面对称布置，并且每一层厚度方向只划分一个单元；

网格类型为C3D8R，对孔边周围区域进行网格细化；

建立参考点与自由端面之间加载方向位移一致性约束条件：受拉荷载均采用位移加载方式，左加载面施加固支约束，右端自由端面外设置一个参考点，然后把参考点和端面进行绑定，在Abaqus/CAE模块中，采用creat constraint方法建立coupling耦合约束方程，此时，将位移荷载施加在参考点上，同时只要输出参考点上的位移和反力即 U和RF1，就能够获得加载端面上的位移与反力。

作为一种较佳的实施例，所述步骤SS2具体包括：

步骤SS21：建立含损伤的复合材料层合板本构关系；