复合材料耐久性损伤容限设计

1、现有的飞机金属结构耐久性/损伤容限要求，原则上也适用于复合材料结构，但由于材料特性和破坏机理的不同，对复合材料结构有一些特殊要求， 相应地在结构设计和分析过程中也会有一些与金属材料不同的特点。金属结构的耐久性/损伤容限设计分析方法以金属断裂力学为基础，主要 包括：改进的疲劳设计分析方法；确定性裂纹扩展方法；概率断裂力学法。 复合材料通常采用低应变设计和损伤无扩展概念来设计。在试验验证和设计 应用时，采用积木式设计试验验证方法。3.1金属结构与复合材料结构的不同目前飞机复合材料结构的主要形式为由单向预浸带铺叠并固化而成的层 压结构。单向带呈现强烈的正交各向异性（沿纤维方向的性能和垂直纤维方 向的

2、性能差1-2个数量级），层压结构各向异性的另一个表现是层间性能远低 于其面内性能，以及其组分材料一纤维与基体力学性能的巨大差距。复合材 料的层压板的各向异性、脆性和非均质性等特点，是复合材料层压板的失效 机理与金属完全不同，因而他们的损伤、断裂和疲劳性能也有很大差别。下 表概述了影响复合材料结构与金属结构疲劳和损伤容限的主要因素。表金属结构和复合材料结构影响疲劳和损伤容限的因素比较内容金属复合材料主要损伤原因关键损伤类型危险载荷行为应力一应变行为疲劳、腐蚀、应力腐蚀裂纹拉伸有屈服阶段外来物冲击、制造缺陷冲击损伤、分层压缩大多直至破坏呈线性缺口敏感性静强度不敏感疲劳敏感相当敏感不敏感破坏前损伤的

3、可能性损伤扩展静强度和疲劳分散性通常目视检查沿主裂纹扩展，有规律 小可能目视不可检多种损伤形式扩展，无规律 大（1）结构主要的缺陷和损伤类型裂纹是金属结构的主要损伤形式。复合材料结构的主要缺陷/损伤 形式是界面脱胶、分层和低能量（特别是低速）外来物产生的冲 击损伤。冲击损伤的威胁在于当内部产生大范围基体开裂和分层 时，外表面往往仍目视不可检，但其压缩承载能力已大幅下降。（2）复合材料结构的特殊要求：冲击损伤源：在设计时必须考虑使用引起的损伤（低能量冲击损 伤等）研究它对修理、维护和功能可能产生的影响，并证实外表 面不易检查出的损伤不会影响其耐久性。重复的低能量冲击，要 研究重复低能量冲击对结构

4、耐久性影响（冰雹撞击、工具掉落或 由于踩踏）。（3）缺口敏感性金属一般都有屈服阶段，而复合材料往往直至破坏时，其应力一 应变曲线仍呈现线性，所以复合材料的静强度缺口敏感性高于金 属。疲劳缺口敏感性则低于金属，其疲劳缺口系数（一定循环次 数下，无缺口试件疲劳强度与含缺口疲劳强度之比）远小于静应 力集中系数，并且在中长寿命情况下接近于1。（4）疲劳性能金属对疲劳一般比较敏感，特别是含缺口结构受拉一拉疲劳载荷 时。但复合材料结构一般都有优良的耐疲劳性能。对于常用的纤 维控制的多向层压板，在拉一拉疲劳下，能够在最大应力为80% 的极限拉伸强度载荷下经受106次循环。含冲击损伤和分层的复 合材料结构在疲

5、劳载荷下，一般也很难观察到它们在疲劳下的扩 展，即使出现损伤扩展，也往往出现在寿命后期，并且很难确定 其扩展规律。（5）刚度性能对金属结构，一般不考虑由疲劳载荷引起的刚度变化，但对复合 材料结构，特别是承受高周疲劳的旋转部件，有时需要加以考虑。（6）分散性复合材料结构静强度和疲劳强度的分散性均高于金属，疲劳强度 尤为突出，因此在对复合材料结构进行疲劳验证时，除寿命分散 系数外，还同时考虑载荷放大系数。（7）环境影响金属材料除了极高的温度外，一般不考虑湿热对金属强度的影响。 但复合材料必须考虑湿热环境的影响。因为复合材料的基体通常 为高分子材料，湿热的联合作用会降低其玻璃化转变温度，从而 引起由

6、基体控制的力学性能，如压缩、剪切等的明显下降。对金 属结构是腐蚀严重问题，而复合材料结构通常有良好的耐腐蚀能 力。（8）导电性金属有着良好的导电性，复合材料除碳纤维有一定的导电性外， 其他复合材料基本不导电。因此复合材料结构设计必须有专门的 防雷击措施，油箱部位要有专门的防静电设计，同时对安装大量 仪器仪表的设备舱和雷达罩，需要进行特殊的电磁相容性设计。3.2耐久性和损伤容限设计要求耐久性设计的一般要求为：（1）飞机结构的经济寿命（耐久性使用寿命）必须大于设计使 用寿命。（2）在设计使用寿命期内，飞机结构不允许出现或产生下列问 题：开裂、分层、脱胶、变形、缺陷：（干扰飞机的操纵、影响飞 机气动

7、特性、产生功能性障碍、在稳态飞行或地面运输条件下引 起裂纹或分层的持续扩展）（3）飞机结构的经济寿命必须进行试验验证。对于金属结构，开裂问题是现阶段耐久性设计的主要对象。结构开裂包 括腐蚀条件和其他环境条件下的开裂。一般采用疲劳或断裂力学方法定量描 述。分析对象包括：紧固件孔、整体油箱壁板和能明确定义经济修理极限尺 寸或功能性损伤尺寸的结构细节。分析时，需要明确初始的、当量缺陷尺寸 气的大小，经济寿命对应的裂纹尺寸气（经济修理极限尺寸或者功能性损 伤尺寸a）的大小和从a到a的寿命要求。FIi e复合材料结构在设计时主要考虑材料体系的韧性性能（如冲击后的压缩 强度）和最高使用温度等环境因素。其中

8、重点是典型铺层层压板冲击后的压 缩破坏应变、开孔拉伸破坏应变和连接许用值，同时考虑湿热影响和分散性。复合材料结构的耐久性/损伤容限设计方法与金属结构基本特点对比见 下图：飞行数J飞行数#口检长度4使用载荷有用匠强度降的飞（二段神主前;,小口 i hJ飞行数5飞行数君3.3耐久性和损伤容限设计方法金属结构耐久性分析方法根据不同构件，可分为（1）裂纹扩展至经济修理极限aRL的寿命。（2）裂纹扩展至功能性损伤aFI的寿命。（3）萌生工程可检裂纹时的寿命。对于aRL和aFI确定的经济寿命，采 用断裂力学的分析方法。按工程可检裂纹确定的经济寿命，可采用疲劳分析 方法。复合材料结构耐久性分析主要是指在使用

9、载荷谱以及化学/湿热环境谱 条件下的寿命估算。损伤容限分析主要是指对含损伤结构的损伤扩展寿命预 测和剩余强度估算。复合材料一般都有优良的疲劳性能，对于常用的纤维控 制的多向层压板（包括含孔试样），在拉一拉疲劳下，它能在最大应力为80% 极限拉伸强度的载荷作用下经受106次循环。通常认为其具有无限寿命，这 就是习惯上所说的“静力覆盖疲劳”的含义。复合材料常见的寿命估算公式 有剩余强度降模型、剩余刚度降模型、疲劳寿命估算的累积损伤模型。结构细节设计时，着重考虑结构形式对抗冲击损伤性能的影响，必要时 考虑绗条或其他结构对损伤扩展的抑制能力。3.4耐久性试验和损伤容限试验验证耐久性要求进行设计研制试验

10、，以便确定设计概念、选材、确定载荷谱 的影响和对关键结构件的耐久性提供早期评估。由于复合材料结构与金属结 构具有不同的疲劳和环境敏感特性。复合材料采用积木式验证方法。在试验 时许用重点考虑如下因素：（1）疲劳分散性，由于复合材料结构有一定的疲劳分散性，应证实其 具有不低于同类金属结构的耐久性水平。主要采用的方法有下列三种或后两 种的组合。疲劳寿命门槛值法、载荷放大系数法和寿命分散系数法。（2）湿热环境的影响，为在全尺寸部件的耐久性试验结果的分析中考 虑湿热环境影响，应进行试样、元件或组合件试验来确定该环境对结构耐久 性的影响。（3）冲击损伤的影响。（4）刚度特性的考虑，在耐久性试验时，应证实刚

11、度特性的退化没有 超出可接受的水平。损伤容限验证试验包括损伤扩展试验以及剩余强度试验两部分内容。对 于复合材料结构应重点关注如下内容：（1）应对结构关键区域的元件、细节件和组合件进行重复载荷试验， 以确定结构对损伤扩展的敏感性。（2）剩余强度评定需采用部件试验，或采用组合件试验数据支持的分 析来完成。剩余强度试验应在重复载荷循环后进行。（3）试验大纲中应包括由检查频率、范围和方法组成的检查程序。若 采用损伤扩展设计概念，要保证在给定的检查间隔内，可检损伤不会扩展到 剩余强度所要求的临界尺寸。若采用损伤无扩展概念设计，仍应在试验大纲 中给出检查间隔。4、耐久性/损伤容限设计中的定量可靠性方法；结

12、构耐久性分析中定量的可靠性方法包括：概率断裂力学方法（PFMA）、裂纹萌生方法（CIA）、确定性裂纹扩展方法（DCGA）。4.1概率断裂力学方法（PFMA）用概率断裂力学进行结构耐久性分析的总体步骤一般包括以下 方面：（1）首先确定要分析的细节群，并对其进行应力区划分；（2）根据基于TTCI反推法的三种分布模型，即基于TTCI反推 法的三参数威布尔分布、双参数威布尔分布和对数正态分布建立结构 的原始疲劳质量IFQ （细节群初始缺陷尺寸的分布）；（3）根据初始裂纹尺寸分布以及使用期裂纹扩展控制曲线 （SCGMC），由给定的载荷谱计算指定使用时间t后，结构细节群的裂纹超越数，建立结构的损伤度变化曲

13、线；（4）依据许用的损伤度要求，确定结构的经济寿命。4.2裂纹萌生方法（CIA）耐久性分析的裂纹萌生方法是在常规疲劳分析方法的基础上予 以发展，保留了不需要通用EIFS （当量初始缺陷尺寸）分布，适应于 任意载荷谱的优点，并达到了可用评估作为时间函数的损伤度和预测 经济寿命的目的。裂纹萌生方法必须有结构细节对应材料的一种指定应力比下的p -s-N曲线族。它最好以若干应力水平对应的成组寿命数据和指定循 环数下的升降法试验数据的形式给出，这样就可以根据需要，选用幕 函数或三参数式处理出多种存活率（可靠度）pi对应的p-s-N曲线 族表达式。幕函数式为广N = E N 10式中：S应力水平，Np安全

14、裂纹萌生寿命，mp，Ep，cp形状 参数。三参数式为（A ）L 1 + -f N， t aL 一1 - q j如果临界裂纹长度为随机变量，根据全概率公式有汽=fji-R 们.）,（也.枷=1- （*）九（）也初始裂纹长度a不能为一个定值，应为一个随机变量，若其概率 0密度函数为fa0（a0），则眼 j； i- 官）A 0 皿=1-九（/）j； e （门/）fq w气妈5、其他飞机结构相关设计技术专题技术综述。飞机结构除了耐久性/损伤容限设计技术要求外，按照飞机结构 完整性设计要求，还有静强度、动强度、气动弹性、腐蚀防护与控制、 无损检测、材料工艺和连接方法等设计要求，下面对相关设计技术专 题进

15、行综述。5.1静强度设计静强度是飞机结构设计首先要解决的基本问题，也是其他强度问 题的基础。在设计时，应制定强度准则，以保证飞机结构设计具有足 够的强度。在飞机飞行包线范围内和使用环境下，结构强度设计要求 在使用载荷下工作应力应不大于材料的屈服应力，在设计载荷作用下 的应力应不大于结构的破坏应力，同时要求飞机在限制载荷作用下不 会出现有害变形和损伤。有刚度设计要求的结构，要求在各种载荷的 作用下，引起的弹性变形、永久变形和热变形等不得引起以下情况：（1）妨碍或降低飞机的机械操作；（2）影响飞机的气动特性以致无法满足飞行性能或飞行品质要 求；（3）导致部件的修理或更换。在强度分析理论中的飞机结构

16、的危险状态主要包括断裂和流动， 断裂有拉断和剪断，而流动是指塑性流动。在校核时通常用第三和第 四强度理论。第三强度理论认为，材料达到危险状态是由于最大剪应 力达到简单拉伸（或压缩）的危险状态的最大剪应力的结果。第四强 度理论认为，材料达到危险状态是由于单位体积的应变能超过了单向 拉伸（或压缩）时的危险状态的单位体积应变能所致。对平面应力状 态，单向拉伸（或压缩）和剪切复合受力时，第四强度理论给出如下 强度条件。5.2动强度设计飞机结构动强度是研究振动、冲击载荷对结构的作用，研究结构 的刚度、质量、阻尼和惯性等问题。飞机结构是一个弹性体的组合， 每个部件都有固定的模态特性，在使用过程中，会受到各

17、种动载荷及 振动、噪声的激励作用，主要包括：动力装置和其他旋转设备产生的 振动及噪声激励；飞行中非平稳气动作用、附面层紊流压力脉动或急 剧机动产生的各种动载荷；飞机着陆和滑行及某些地面机动产生的振 动、冲击作用；飞机武器发射、投放等动作产生的冲击及压力波作用。 如果结构的固有频率（特别是低阶）与激振频率中的某一个接近或相 等，则产生强烈的振动或共振，在结构设计中，应避免这种共振现象。 同时还应保证飞机结构在整个设计使用寿命期内能承受由气动和机械 激励引起的航空噪声载荷和振动载荷。结构动强度设计主要包括以下内容：结构动力学分析、结构灵敏 度分析和结构最优化。结构动力学分析通过建立结构有限元模型，

18、分析它的振动特性和 动力响应，包括位移响应、加速度响应、应变响应、应力响应。灵敏度是指结构的振动特性和动力响应，因结构参数的变更而变 化的程度。它决定修改哪些结构参数以实现结构动力学设计目标更有 效，从而指导选择设计措施。结构最优化是根据设计指标确定的目标函数，如固有频率、固有 振型或动响应，建立目标函数；确定限制条件，以保证设计的可靠性、 合理性和可实现性。选择一组结构参数的组合方案，使其动力学性能 最接近目标值，达到优化目标。振动控制是由振动的主动控制（有源控制）和振动被动控制两部 分组成。工程中常用的是被动控制，包括隔振设计、减振设计、动力 吸振设计、阻振设计、缓冲设计等。5.3气动弹性

19、设计飞机结构在气动力和惯性力作用下发生静、动态弹性变形，而弹 性变形又会反过来影响作用的气动力、惯性力和弹性力。这种气动力、 惯性力和弹性变形之间的相互作用，称为气动弹性效应，它往往会直 接影响飞机的飞行品质、性能和安全性。气动弹性问题又分为静气动 弹性和动气动弹性。气动弹性静力学问题是研究结构弹性变形对定常空气动力及其 分布的影响，以及研究气动力所引起的静态变形的稳定性。即空气动 力和弹性力交互作用下，结构达到静态平衡，或不能平衡而分散。这 方面对飞行器升力面和操纵面的结构设计具有特别重要的意义。大展 弦比直机翼、后掠翼的结构弹性特性，可用工程梁理论表达，即认为 变形后翼剖面保持不变，是一维

20、静气动弹性问题。小展弦比翼面变形 形态比较复杂，是二维静气动弹性问题。气动弹性动力学问题是研究气动力、弹性力和惯性力作用下结构 的动态响应。由于它不仅是弹性力学类型，而且是空气动力学类型的 非定常过程，这类问题的分析处理十分困难。其中最重要的问题为气 动弹性动不稳定性一颤振。颤振是当相对运动气流达到某一速度（速压）时，结构以某一形 态振荡运动，能从气流吸取能量，当能量大到能克服结构阻尼对运动 能量的消耗时，振荡运动的幅值具有随时间扩大的性质，这种结构动 力不稳定现象，叫做颤振。颤振具有自激的性质，往往会在数秒钟内 使结构破坏，而酿成灾难性后果。除了颤振之外，其他气动弹性动力学问题还包括：动力响应：着陆冲击、突风、武器投放、操纵面偏转等的激励， 产生的结构响应的瞬态过程。抖振：在粘性流中由于不良外形使流动分离，在流动后部发生的 周期性漩涡脱出，激励结构发生振动。气动伺服弹性：现代飞机许多具有自动飞行控制系统，则气动弹 性现象除与气动力、惯性力、弹性力有关外，还与飞行控制系