复合材料疲劳试验的改进载荷寿命系数法研究

摘要

在过去的30多年，飞机主要结构上的先进复合材料使用量已显著增加。随着先进通用航空运输试验计划的实施，美国国家航空航天局（NASA）和美国联邦航空管理局（FAA）在1994年新增了通用和商用航空复合材料的使用。金属和复合材料在损伤力学和耐久性问题上存在很大的区别，但复合材料和金属需要满足相同要求的结构完整性、安全性和耐用性。虽然复合材料结构的优点很多，但由于在大型结构、交互失效机理、温湿度的敏感性和疲劳分散性等方面缺乏经验，使得其相关试验论证变得十分困难。本文研究的总体目标是在保证可靠性的同时，考虑经济和试验持续时间，采用改进载荷寿命系数法，求得复合材料的载荷放大系数（LEF）和试验持续时间（N0），并为复合材料的机体结构论证提供指导。具体内容包括：
　　（1）概述复合材料飞机结构耐久性试验，介绍其积木式试验方法以及分散性分析方法，并且详细介绍已有复合材料飞机结构耐久性疲劳试验方法—寿命系数法、载荷放大系数法和极限强度法，重点推导改进载荷寿命系数法，并依此法求得复合材料的LEF和N0，在保证相同可靠性和置信度的前提下，能够有效地缩短复合材料飞机结构的全尺寸试验持续时间。
　　（2）研究铺层方式为[45/0/-45/90]s的CCF300/BA9916-II复合材料层合板拉－拉载荷的疲劳行为和规律，使用本文研究的改进载荷寿命系数法，得到复合材料层合板在B基准上的疲劳寿命和剩余强度的形状参数，进而求得该复合材料的LEF和N0。并将试验结果与已有的复合材料统计结果相较，验证改进载荷寿命系数法的正确性。该方法通过使用改进联合威布尔分布分析分散性，简化了求解复合材料的LEF和N0的过程。
　　(3)研究铺层方式为[45/-45/0/0/-45/90/0/90/45/0]s的T300/BMP316新型复合材料层合板（无孔和含孔）在拉－拉载荷的疲劳行为及规律，运用已验证的改进载荷寿命系数法求解其LEF和N0，得出部件的试验件数和孔径对复合材料层合板的LEF和N0的影响。

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第1章 绪 论

1.1 引言

1.2 国内外研究现状

1.3 本文的主要研究工作

第2章 复合材料的耐久性试验

2.1 耐久性试验验证

2.2 载荷寿命系数法

2.3 本章小结

第3章 CCF300/BA9916-Ⅱ复合材料层合板的载荷放大系数研究

3.1 CCF300/BA9916-Ⅱ复合材料层合板的静拉伸试验

3.2 CCF300/BA9916-Ⅱ复合材料层合板疲劳试验

3.3 CCF300/BA9916-Ⅱ复合材料层合板的载荷放大系数

3.4本章小结

第4章 T300/BMP316复合材料层合板的载荷放大系数研究

4.1 T300/BMP316无孔复合材料层合板的载荷放大系数研究

4.2 T300/BMP316含孔复合材料层合板的载荷放大系数研究

4.3 本章小结

第5章 总结与展望

5.1 主要结论

5.2 研究展望

参考文献

发表论文和参加科研情况说明

致谢

附录1

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