飞机复合材料结构修理设计渐进损伤分析

摘要

先进复合材料在现代飞机结构中所占比重越来越大。我国正在进行的大型民用飞机等各种型号的研制中，复合材料在飞机结构中也得到了大量的应用。从目前大量的金属飞机结构繁重的维修任务可以看到将来复合材料飞机结构维修任务的艰巨。复合材料结构修理与评估技术已经成为复合材料技术研究的重要方向之一。本文主要研究了典型复合材料飞机结构修理设计的分析方法。
　　 首先，本文建立了基于连续介质损伤力学(CDM)的复合材料层合板渐进损伤分析三维有限元模型。假设单层复合材料含正交各向异性损伤，采用二阶对称张量形式的内部损伤状态变量表示材料在三个正交方向上损伤状态，并控制材料积分点的刚度退化。内部损伤状态变量的演化由材料的临界断裂应变能释放率控制。由于临界断裂应变能释放率是材料的固有属性，所以与传统的采用固定材料刚度折减系数的渐进损伤分析模型相比，本文建立的有限元模型减少了对试验数据和经验的依赖程度。该模型中的损伤起始准则采用了工程中广泛应用的三维Hashin准则，损伤扩展准则采用二次能量准则。通过编写有限元分析软件ABAQUS的用户材料子程序UMAT，将本文建立材料本构方程、损伤起始准则和损伤扩展准则集成到有限元分析流程中。由于通常在层合板修理过程中需要将层合板的损伤区域打磨成圆形，所以本文分别分析了在单向拉伸载荷和单向压缩载荷作用下的不同铺层顺序和不同圆孔直径的层合板试件，有限元分析结果与试验吻合较好，验证了本文所建三维有限元模型的有效性。
　　 其次，本文分别建立了基于CDM和基于粘聚区模型(CZM)的胶层有限元模型。基于CDM的有限元模型中假设胶层含各向同性损伤，采用标量形式的内部损伤状态变量表示胶层的材料损伤程度，材料损伤起始准则采用应变形式的二次强度准则，内部损伤状态变量的演化由临界断裂应变能释放率控制。基于CZM的有限元模型中，胶层简化为一假想界面层，损伤起始准则采用相对分离位移表示的二次强度准则，损伤扩展准则采用二次能量准则。本文分别采用这两种有限元模型分析了不同构型的胶粘单搭接试件，通过比较分析结果与试验数据的吻合程度，确定采用基于CDM的有限元模型分析本文建立的中等尺度复合材料胶粘连接失效和胶接修理构型。
　　 再次，本文建立了复合材料层合板胶粘贴补修理构型渐进损伤分析的三维有限元模型。其中层合板和胶层分别采用正交各向异性损伤和各向同性损伤的连续介质损伤力学模型，整个分析过程中同时考虑层合板、补片和胶层的损伤形成、扩展以及它们之间的相互影响。本文分别分析了单向拉伸载荷和单向压缩载荷作用下不同层合板的贴补修理构型，有限元分析结果与试验吻合较好，验证了本文模型的有效性。在所建有限元模型基础上，分析了不同的贴补修理参数对修补强度的影响。另外，由于复合材料胶接贴补修理的三维有限元分析对计算条件和计算成本要求比搭接贴补修理构型高很多，因此本文初步探讨了根据标准胶粘搭接试件的强度预测胶粘补片修理构型强度的估算方法，以方便工程设计人员使用。
　　 最后，本文建立了复合材料层合板阶梯形胶接挖补修理构型的渐进损伤分析三维有限元模型，层合板和胶层分别也采用连续介质损伤力学模型，该模型也可以得到层合板、胶层和补片的损伤起始、扩展直至结构失效。文中分析了单向拉伸载荷作用下的阶梯形胶接挖补修理构型，有限元分析结果与试验吻合较好。在所建有限元模型基础上，分析了阶梯形胶接挖补修理层合板各主要参数对层合板修补强度的影响，包括补片的台阶宽度、额外铺层的布置、额外铺层的方向及厚度。同样，为了方便工程设计人员使用，减少对设计分析资源的依赖，本文初步探讨了层合板阶梯形搭接极限强度与层合板阶梯形挖补修理构型之间的关系，以用于层合板挖补修理强度估算。