【正文】 飛行器動(dòng)力工程 畢業(yè)論文 含 穿 孔 損傷復(fù)合材料 層合板剛度降模型 I 基于疲勞損傷兩段論的復(fù)合材料層合板剛度降模型 摘要： 復(fù)合材料在靜態(tài)和動(dòng)態(tài)載荷作用下的損傷是十分復(fù)雜的，對(duì)損傷的精確建模是關(guān)系到復(fù)合材料力學(xué)行為描述的關(guān)鍵問(wèn)題。精確的模型能更深刻地認(rèn)識(shí)復(fù)合材料的損傷機(jī)理。 本文 從實(shí)際工程背景出發(fā)，利用疲勞累積損傷 模型 ，結(jié)合疲勞損傷兩段 理論 ，對(duì)復(fù)合材料層合板的壽命問(wèn)題開(kāi)展了較為系統(tǒng)深入的研究。主要內(nèi)容包括： （ 1） 在剛度降模型的基礎(chǔ)上 ，根據(jù)疲勞損傷的兩階段理論 ，將復(fù)合材料的疲勞損傷劃分為兩個(gè)階段。 并且用兩種不同的函數(shù)分段描述疲勞損傷的過(guò)程，建立了 疲勞損傷演化兩階段模型 。 通過(guò) 查閱相應(yīng)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，運(yùn)用多元函數(shù)的最小二乘法，得到了模型中的各個(gè)擬合 參數(shù)。最后 以 75%的強(qiáng)度極限應(yīng)力水平為例，對(duì)模型進(jìn)行了驗(yàn)證 。 （ 2） 在無(wú)孔層合板疲勞累積損傷模型的基礎(chǔ)上，運(yùn)用“點(diǎn)應(yīng)力準(zhǔn)則”概念 ，提出了帶圓孔復(fù)合材料層合板的疲勞累積損傷模型，定義了應(yīng)力修正因子。通過(guò)查閱相關(guān)的試驗(yàn)數(shù)據(jù)， 獲得了特征點(diǎn)應(yīng)力修正因子，并 建立了該帶孔板疲勞累積損傷模型。用該模型對(duì)孔徑為 5mm層合板的 SN曲線進(jìn)行了疲 勞壽命預(yù)測(cè)與驗(yàn)證。 關(guān)鍵詞： 復(fù)合材料 剛度降 疲勞 損傷 壽命 預(yù)測(cè) SN曲線 飛行器動(dòng)力工程畢業(yè)論文 II Stiffness reduction analysis for posite laminates with circular hole Li Wei Abstract： No matter laminated posite is subjected to static or dynamic load, damage is significantly plex. Accurate modeling for fatigue damage is the key of mechanical characterization of laminated posite. In this paper, starting from a practical engineering background, using the fatigue accumulation damage theory, together with the twostage theory for fatigue damage, a indepth study for the fatigue life ofposite laminates are carried on. The research work in this paper is included following: On the basis of the stiffness reduction model, According to the twostage fatigue damage theory, a damage process is divided into two stage。 In order to express the fatigue damage accurately, the twostage model for fatigue accumulation damage is presented. Through accessing to the corresponding test data, using of the least squares method for multifunction, the parameters in the model are finally got. In the end, the fatigue tests of the posite materials under 75% ultimate strength are investigated experimentally. Based on the stiffness reduction model of imperforate posite laminates, using the concept of “characteristic dimension” stress, a fatigue model is presented for the fatigue of notched laminates, and the concept of the correct factor? is also defined. The fatigue test of notched laminates with different diameters is refered to abtain the correct factor? and the model of notched laminates. The SN curve of laminates with a 5mm hole is presented. Key words: posites。 stiffness reduction。 fatigue damage。 life prediction。 SN curve 飛行器動(dòng)力工程畢業(yè)論文 III 目 錄 第 1章 概 述 ............................................................ 1 引 言 ............................................................... 1 復(fù)合材料疲勞特性研究方法 ............................................ 4 累積損傷理論回顧 .................................................... 5 剩余壽命模型 ................................................... 6 剩余強(qiáng)度模型 ................................................... 6 剩余剛 度模型 ................................................... 7 耗散能模型 ..................................................... 8 Markov 鏈損傷擴(kuò)展模型 .......................................... 8 其他模型 ....................................................... 8 本文研究方法 ........................................................ 9 第 2章 復(fù)合材料層合板疲勞壽命分析模型的建立 ............................ 12 剛度降模型簡(jiǎn)介 .................................................... 12 理論模型 ...................................................... 12 半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ? .................................................... 14 經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ? ...................................................... 16 基于分段損傷論的剛度降模型的建立 .................................. 19 帶孔層合板的疲勞累積損傷模型 ...................................... 22 本章小結(jié) ........................................................... 24 第 3章 完整層合板剛度降模型的求解 ....................................... 25 試驗(yàn)概況 ........................................................... 25 靜強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果 ..................................................... 26 疲勞壽命試驗(yàn)結(jié)果及分析 ............................................. 26 疲勞損傷模型的求解 ................................................. 29 第一階段剛度降模型的求解 ...................................... 30 第二階段剛度降模型的求解 ...................................... 31 單級(jí)載荷下復(fù)合材料層合板 SN曲線預(yù)測(cè) ............................... 33 飛行器動(dòng)力工程畢業(yè)論文 IV 預(yù)測(cè)已知最大加載應(yīng)力試件使用壽命的算例 ............................ 35 關(guān)于經(jīng)驗(yàn)剛度斷裂準(zhǔn)則的擬合 .................................... 35 75%應(yīng)力水平下的壽命預(yù)測(cè)算例 ................................... 36 本章小結(jié) .......................................................... 36 第 4章 帶孔層合板疲勞及損傷模型研究 .................................... 38 不同孔徑帶孔層合板的靜態(tài)參數(shù) ...................................... 38 試件的幾何尺寸 ................................................ 38 帶孔板件的靜拉伸試驗(yàn)與靜強(qiáng)度參數(shù) .............................. 39 帶孔層合板特征尺寸 d 的確定 .................................... 39 不同孔徑帶孔層合板的疲勞行為 ...................................... 40 帶孔板疲勞累積損傷壽命模型 ........................................ 42 帶孔板的 S— N曲線預(yù)測(cè) ............................................. 44 本章小結(jié) .......................................................... 46 第 5章 總結(jié)與展望 ...................................................... 47 全文總結(jié) .......................................................... 47 展望 .............................................................. 48 后 記 .................................................................. 50 參考文獻(xiàn) ................................................................ 51 附錄 .................................................................... 54 附錄 A：程序清單 ....................................................... 54 附錄 B：外文資料翻譯 ................................................... 57 英文資料原文部分 ..................................................... 57 英文資料翻譯部分 ..................................................... 67 飛行器動(dòng)力工程畢業(yè)論文 1 第 1 章 概 述 本章首先簡(jiǎn)單地介紹了復(fù)合材料的基本概念 、 特點(diǎn) 、 發(fā)展過(guò)程以及 其 在 民用飛機(jī)上的應(yīng)用情況。然后簡(jiǎn)單的介紹了復(fù)合材料損傷的類(lèi)型和特點(diǎn)。最后系統(tǒng)的總結(jié)了幾種復(fù)合材料的疲勞累積損傷模型，并按照損傷的不同定義將現(xiàn)有的累積損傷理論分為：剩余