[发明专利]一种基于Mar-Lin模型的含大损伤飞机复合材料结构剩余强度分析方法

摘要

一种基于Mar‑Lin模型的含大损伤飞机复合材料结构剩余强度分析方法，属于飞机复合材料主结构损伤容限设计领域和符合性认证领域。该方法基于复合材料低级别断裂试验结果数据，利用数据拟合方法确定复合材料的断裂韧性和奇异性指数n，从而建立复合材料剩余强度Mar‑Lin模型，利用外推法对Mar‑Lin模型进行扩展，完成大尺寸裂纹剩余强度确定。应用一套特定的有限元模拟方法对复合材料结构及裂纹类型进行模拟并进行有限元求解，求得裂纹尖端载荷和临近节位移数据，然后应用能量法对有限元分析结果进行求解，求得裂纹尖端能量释放率，最后利用不同构型能量释放率求得结构几何影响因子，利用几何影响因子和Mar‑Lin模型确定要分析结构剩余强度，进而判断剩余强度是否满足要求，完成大损伤损伤容限分析。能够评估复合材料结构设计风险和可靠度。

主权项

1.一种基于Mar‑Lin模型的含大损伤飞机复合材料结构剩余强度分析方法，其特征在于，包括如下步骤：第一：规划结构特定铺层下的复合材料积木式2级断裂试验，实施试验获得不同裂纹长度下的剩余强度数据σrs，利用有限宽度修正因子FWFC转化每个试验数据点为无限宽度强度，公式如下：式中：其中，a——半裂纹长度；W为试验件宽度；第二：定义带有裂纹切口的复合材料断裂Mar‑Lin模型，利用双自由度参数降低敏感性并确保模型的应用延伸性，Mar‑Lin模型见下面公式：其中，——含裂纹复合材料剩余强度；Hc——复合材料断裂韧性；n——裂纹尖端奇异性指数；a——半裂纹长度；第三：对第一获得的试验数据进行整理，建立剩余强度和裂纹长度的散点图，依据通过小缺口数据中最大裂纹长度的强度平均值原则进行曲线拟合，根据拟合出的曲线确定Mar‑Lin模型的两个参数Hc和n，利用外推法延伸曲线到最大裂纹尺寸，即通过结构分析验证的最大尺寸；第四：建立不含裂纹的复合材料结构细节有限元模型，模拟各结构，对模型施加边界及载荷进行非线性分析，求得结构的应力分布，获取应力水平相对高的区域，以便后续布置裂纹；在有限元模型中典型区域引入不同尺寸裂纹，裂纹通过拆分同一位置的节点获得；裂尖为单一节点，从一个裂尖位置到另一个裂尖位置连线上的所有节点均设置为双节点，以模拟裂纹开裂。采用上面同样的边界及载荷进行非线性分析，提取裂纹尖端的节点平衡力和临近尖端裂纹区节点位移；更改上面描述的模型，去掉加筋/加强带等结构，只保留结构曲率等几何信息，在结构模型的对应位置布置同样的裂纹，采用同样的边界及载荷进行非线性分析，提取裂纹尖端的节点平衡力和临近尖端裂纹区节点位移；第五：基于第四提出的节点平衡力和位移，采用虚拟裂纹闭合技术VCCT或改进的裂纹闭合积分方法MCCI来计算含加筋结构裂纹尖端的应变能释放率和不含加筋结构裂纹尖端的应变能释放率具体方法和公式如下：式中：G——总应变能释放率t——板的厚度i——自由度Gi——各方向应变能释放率Fi——裂纹尖端节点平衡力ui——临近裂纹尖端裂纹区节点位移第六：基于能量释放率和应力强度因子关系，求得无限平板含裂纹结构的能量释放率具体方法如下所示：式中：——无限平板含裂纹结构应力强度因子σ——远端名义应力E——平板弹性模量第七：利用第五和第六获得的能量释放率计算加筋/加强带影响因子Y₂和鼓胀影响因子Y₃，最后获得含裂纹结构剩余强度许用值计算结构细节位置的应力水平即可评估得到含裂纹结构是否满足剩余强度要求，具体方法如下所示：至此，加筋壁板损伤容限分析方法过程结束。