渐进损伤

摘要： 层间界面性能良好是CRTS Ⅱ型板式无砟轨道结构保持稳定的关键,工程中一般通过水平推板试验测得CRTS Ⅱ型板式无砟轨道结构的切向内聚力参数,以衡量层间界面性能。开展CRTS Ⅱ型板式无砟轨道结构的水平推板缩尺、实尺试验,得到层间界面切向力-位移关系曲线,进而得到内聚力模型参数。建立CRTS Ⅱ型板式无砟轨道结构三维渐进损伤分析模型,对水平推板试验进行全过程反演,并借助仿真和试验结果对比分析,验证缩尺试验结果的可靠性。结果表明:轨道结构层间界面切向刚度越大,层间变形协调能力越弱,界面损伤的非均匀性越显著,越容易出现应力集中;断裂韧度越大,轨道结构层间界面越不容易出现离缝。

摘要： 近缘和边缘冲击对复合材料的剩余强度有较大的影响.基于应力描述的三维Hashin失效准则,结合改进Camanho退化方案,考虑冲击接触时间对试件冲击损伤,借助ABAQUS模拟玻璃纤维增强环氧树脂基复合材料(GFRP)层合板的近缘和边缘冲击损伤与演化,同时采用Cohesive单元模拟层间界面,通过改进的Vumat子程序模拟冲击过程.将模拟结果和实验结果进行对比分析,验证模型和改编子程序的正确性.结果表明:非线性折减的Vumat子程序与直接折减方案相比,整体上能够更有效地预测层合板近缘、边缘冲击损伤以及时间-接触力曲线等主要特征;近缘、边缘冲击的损伤特性与动态响应有较大差异.

摘要： 为提升复合材料大开孔层合板损伤分析计算精度,采用三维渐进损伤分析模型研究了开孔复合材料层合板在压缩载荷作用下的损伤机理,模型考虑了损伤演化、破坏准则以及刚度退化等因素。其中,采用带剪切非线性修正的Hashin准则作为单元失效的判断依据,引入瞬时退化模型对失效单元进行材料退化仿真。在ABAQUS中通过编写用户自定义材料子程序,实现复合材料大开孔层合板压缩渐进损伤分析。通过大开孔层合板压缩强度试验对得到的仿真结果进行验证,对比结果表明仿真计算与真实试验结果误差仅为4%,且仿真分析计算得出的失效位置与失效模式和试验吻合较好,验证了模型的有效性与准确性。

摘要： 以复合材料层合板典型的T型连接结构为研究对象,采用含渐进损伤的有限元模型计算分析复合材料层合板的损伤机理、破坏模式、裂纹扩展和极限强度,并通过试验手段验证了分析方法的可信度,为该型构件的设计与优化提供了依据,为无人机结构的安全性与可靠性提供了保障。

摘要： 本工作建立了机织复合材料渐进损伤可视化模型。该模型通过建立一种多积分点单元,将一定数量的积分点均匀地分布在机织复合材料单胞单元上,并通过区域划分子程序模块对这些积分点的属性进行划分,其中的任意一个积分点都能表征其对应位置厚度方向上的所有几何及材料特征,并利用这些积分点计算、记录、显示机织复合材料不同区域的应力状态、应变状态以及材料的失效状态,获得机织复合材料中各组分的失效顺序及失效模式。同时,复合材料渐进损伤可视化模型建立了ASCII存取方法,利用这一存取方法可对单元上所有积分点的失效状态进行存取,极大降低了模型对计算机存储能力的要求,提高了计算效率。

摘要： 为了准确预测封头纤维厚度和改善封头纤维堆积,采用理论分析、有限元模拟和实验验证相结合的方式,提出了一种结合三次样条函数封头厚度预测法与扩孔缠绕工艺的碳纤维全缠绕复合材料气瓶铺层设计方法。根据设计结果,基于ANSYSACP软件建立了工作压力70MPa的塑料内胆复合材料气瓶有限元模型,分析了气瓶复合材料层在公称工作压力和最小爆破压力下的受力情况。以三维Hashin失效准则作为复合材料失效判据,采用Camanho提出的单元刚度退化方案,对复合材料气瓶进行渐进失效分析,从而预测了气瓶最终爆破压力和爆破位置。进行了气瓶水压爆破实验,实验结果表明:气瓶在未爆破的情况下已能承载158.75MPa的压力,验证了该铺层方法能够满足静强度要求;实验结果未能验证渐进失效分析预测的爆破压力165.71MPa和爆破失效位置。研究成果可为70MPa车载塑料内胆复合材料气瓶的研发提供依据。

摘要： 针对含天线复合材料泡沫芯夹层结构的破坏模拟问题,结合采用泡沫芯夹层结构为载体的共形天线结构的强度试验,构建了考虑泡沫芯和复合材料面板损伤的分析模型,对含天线和不含天线泡沫芯夹层结构的渐进损伤过程进行有限元模拟,研究结构的破坏强度与天线结构影响情况。分析与试验对比结果表明:破坏载荷的有限元分析结果与试验结果相比误差在5%以内,分析模型精度满足工程需求;天线的引入会削弱夹层结构的压缩承载能力,在结构设计时应予以关注。

摘要： 基于ABAQUS平台,建立了开孔复合材料层合板轴向拉伸渐进失效模型.以二维Hashin作为损伤准则,考虑了基体拉伸、压缩失效和纤维拉伸、压缩失效模式.讨论了层合板的受力与失效形式,分析了铺层角度、中心孔尺寸对极限载荷的影响.研究结果表明:失效模式主要表现为纤维拉伸失效和基体拉伸失效,纤维作为复合材料板的主要强度来源,在力与纤维方向发生偏差时,层合板力学性能急速下降;中心孔越大,层合板力学性能越差,并且层合板力学性能与中心孔尺寸成线性关系.

摘要： 基于针刺石英/石英复合材料的细观结构,建立了考虑编织结构的单胞模型;引入周期性边界条件以及体素单元(Voxel)网格,建立单胞的有限元分析模型;假设针刺复合材料的非线性力学行为主要由基体产生,将针刺过程对复合材料力学性能的影响等效为复合材料基体性能的改变,使用J2塑性模型对基体性能进行修正;采用最大主应力准则、Mises应力准则以及Tsai-Wu失效准则作为各组分材料的失效判据,并将纤维束的失效模式进行区分,根据主损伤模式对相应方向的刚度性能进行折减,模拟了针刺石英/石英复合材料在单轴拉伸载荷下的渐进损伤过程。得到的仿真结果与试验曲线较为吻合,并且利用修正的基体本构模型,较好地表现了针刺复合材料的非线性特征。在完成以上工作的基础上,分析了经线纬线所成角度对复合材料拉伸性能的影响,可为后续针刺复合材料的力学性能设计提供一定的理论依据。

摘要： 建立了一种针对低速冲击下碳纤维增强复合材料层合板动态力学响应和损伤扩展的渐进损伤模型.该模型应用Hashin和Hou失效准则来预测层内损伤(纤维和基体损伤)的萌生;结合等效位移法的线性退化方案来模拟损伤的发展;采用双线性牵引力-分离法则的内聚区模型来预测层间分层损伤.编写了相应的用户材料子程序VUMAT,并在有限元软件ABAQUS中完成了25J能量下复合材料层合板低速冲击的数值仿真分析.通过有限元模型预测得到的接触力-时间曲线、接触力-中心位移曲线、层间分层的损伤分布均与试验结果较好吻合,验证了该模型的有效性.根据仿真结果,分析了纤维和基体的损伤情况,讨论了分层损伤的扩展规律.

摘要： 本文对不同几何尺寸的双剪单钉螺栓连接结构进行了渐进损伤分析,得到了相应的载荷-位移曲线、失效载荷及失效模式,与试验结果吻合较好.进一步,分析了几何尺寸对复合材料螺栓连接结构失效模式的影响.

摘要： 复合材料层合板在外界载荷的作用下会导致不同模式的局部失效直至破坏.本文利用ABAQUS软件、采用渐进失效分析方法模拟纤维增强复合材料层合板拉伸损伤失效过程,分析其失效模式,计算失效载荷;并用实验结果对计算结果进行验证.

摘要： 本文应用有限元软件ABAQUS建立复合材料单剪单钉螺栓连接三维有限元模型,进行了渐进损伤分析,并通过试验验证了模型有效性.进一步,比较分析了钉孔配合间隙和拧紧力矩对单剪连接结构偏弯效应的影响.

摘要： 本文基于有限元分析软件,建立复合材料-铝合金螺栓连接三维有限元模型,利用子程序实现模拟连接结构层合板接头渐进损伤过程,并预测不同温度下连接结构的强度极限,研究发现80°C下结构的拉伸强度极限较常温下降约8.32％.

摘要： 针对航天发动机缠绕复合材料壳体的低速冲击问题,建立了复合材料低速冲击渐进损伤模型,分析了不同冲击能量和不同冲击部位下缠绕复合材料壳体的冲击响应规律.采用Hashin失效准则和刚度退化技术,在ABAQUS/Explicit中对缠绕复合材料壳体的低速冲击问题进行了仿真计算,得到了冲击能量、接触力和位移随时间的变化曲线.结果表明:在相同冲击能量下,不同冲击部位的接触力和位移不同,壳体筒段的位移最大,封头处的接触力最大;同一冲击部位,冲击损伤、最大接触力和最大位移均随冲击能量增大而增大,直到冲击能量达到临界值后不再增加.

摘要： 针对直升机复合材料尾传轴结构强度分析问题,采用三维Tsai-Wu强度准则,建立了一种渐进损伤刚度退化模型,并基于ANSYS的APDL语言开发了复合材料层合板的拉伸失效分析模块,实现有限元参数化建模和渐进失效分析.通过对12种典型复合材料层合板拉伸失效模拟,得到拉伸极限强度,计算结果与文献试验数据对比较为吻合,表明了该模型的合理有效性,并基于建立的模型研究了C-C复合材料实体型圆筒构件的拉伸损伤过程,研究结果可为复杂状况复合材料实体型结构渐进损伤研究提供理论参考.

摘要： 零文基于声发射技术,采用典型的单向复合材料T700/环氧6808体系试验件,通过采集和观察材料拉伸过程中3h内的声发射信号特征,分析了单向层合板在拉伸过程中的渐进损伤形式,确定了3种主要的损伤模式,分别为基体开裂/裂纹扩展、界面破坏和纤维断裂.根据分析结果,在加载初期,损伤较少,主要表现为基体开裂,在加载中期,层合板损伤最为严重,3种损伤的严重程度依次降低,在加载后期,纤维断裂很少,表现为基体断裂和界面破坏,在保载期,损伤也并没有进一步深入.通过对渐进损伤过程的分析,发现基体和界面是复合材料中的薄弱环节,其累积损伤量远大于纤维的断裂数目,这在可靠性设计方面具有重要的指导意义.

摘要： 基于三维实体渐进损伤有限元分析模型,利用单元刚度折减的方法来模拟特殊角度铺层的层压板开孔拉伸时的损伤演化过程.在ABAQUS商用软件中加入USDFLD子程序采用Tsai-Wu张量失效准则对层压板的失效模式和极限强度进行数值计算.该模型成功预测了层压板开孔拉伸的极限强度、破坏模式和损伤与扩展的整个过程,计算结果与ASTM D5766标准试验数据吻合较好.

摘要： 本文应用ABAQUS软件建立复合材料机械连接的三维有限元模型，采用渐进损伤模型分析了不同配合间隙机械连接在拉伸载荷下的强度和破坏模式，研究了配合精度对机械连接强度的影响。

摘要： 建立了从单胞模型、单向板模型到多层板模型的C纤维增强复合材料多尺度损伤模型,通过相关试验获取模型参数,经单向板拉伸试验验证了所建模型的正确性.基于所建立的模型计算了[±26/902]3发动机壳体直筒段在承受内压时的损伤演化过程,结果表明:计算位移与试验结果相吻合,26°铺层的基体损伤较90°铺层明显要大,90°铺层纤维/基体界面损伤比26°铺层发生要早,随着应变增加层间损伤由快变慢,纤维的断裂导致壳体的最终破坏,多种损伤的共同作用导致了壳体性能的下降.

摘要： 本发明涉及飞机结构强度计算领域，特别涉及一种结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，以解决计算结构损伤渐进破坏过程中从总体模型提取边界条件施加到细节模型上的费时费力，而且随着损伤的加剧，边界条件逐渐不准确的问题。本发明的结构损伤渐进破坏的边界条件迭代方法，包括如下步骤：边界条件的自动提取；细节模型的建立；约束条件的迭代求解。本发明充分考虑损伤的逐渐扩大，材料性能、刚度等的退化等因素引起的边界条件的变化，使得边界条件更加准确；另外，由于计算过程在全机模型和细节模型中反复迭代，极大地提高了计算的精度，使得结果准确性更高。

摘要： 本发明公开了一种可驱动螺旋渐进型低损伤一体式骨穿刺针，包括：骨刺针主体，所述主体一端设有锥形尖端部，所述主体另一端设有带螺纹的装配段；所述装配段上依次螺接有外杆把手、中杆把手以及内杆把手，所述内杆把手设为可开口式；所述主体上且位于尖端部与内杆把手之间设有连接机构，所述连接机构包括一可拆分齿轮、对齿轮进行限位的固定锁紧部以及连接在齿轮上的可调式卡接部，所述卡接部用于卡接病床。本发明实用性和功能性强，可广泛应用于经皮穿刺技术领域。

摘要： 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法，该方法有三大步骤：步骤一、指定应力比下的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型；步骤二、考虑应力比效应的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型；步骤三、载荷谱作用下复合材料结构疲劳寿命的渐进损伤算法。本发明简单实用、计算精度高，克服了现有技术的不足，可有效评估复合材料结构谱载疲劳寿命，为复合材料飞机结构寿命设计提供技术支持。

摘要： 本发明公开了一种积分型静力渐进损伤破坏模型的试验数据处理方法，采用一种简单方式在试验件受力破坏过程中测量远端试验数据，远端即指远离试验件构形局部变化位置且在试验件有效段内，配以精细的非线性数值有限元模型，并采用数值反演的方法获得积分型静力渐进损伤破坏模型的最佳模型参数。本发明可以提高静力渐进损伤破坏模型的精细程度，有利于对金属材料在多轴应力状态下结构细节危险点的损伤累积破坏的高精度预测，进一步确保结构的强度安全。

摘要： 一种预测含初始缺陷复合材料桨叶结构疲劳寿命的方法，该方法有三大步骤：步骤一、建立含不同初始缺陷复合材料桨叶结构有限元模型；步骤二、含不同初始缺陷复合材料桨叶结构渐进损伤分析；步骤三、含不同初始缺陷复合材料桨叶结构剩余寿命累积损伤计算。本发明简单实用、需要的模型参数少、计算精度高，并能合理给出桨叶结构在疲劳载荷作用下的裂纹扩展路径等优点。

摘要： 本发明公开了一种基于机器学习与渐进损伤的短切纤维复合材料疲劳性能预测方法，建立SMC复合材料的细观几何模型；基于SMC复合材料的细观几何模型生成该材料的有限元模型；根据连续损伤准则判断循环加载过程中有限元模型各网格单元的疲劳损伤状态并计算损伤参数，通过删除失效单元或节点模拟疲劳损伤扩展过程，对SMC复合材料的渐进损伤分析以及疲劳寿命预测；基于大量疲劳寿命预测结果构建机器学习疲劳寿命预测代理模型，利用训练好的机器学习疲劳寿命预测代理模型进行短切纤维复合材料疲劳性能预测。本发明基于渐进损伤分析方法，可实现短切纤维复合材料疲劳寿命及失效行为的准确预测，同时根据相关数据集训练了机器学习疲劳代理模型，提高预测效率。

摘要： 本发明提供了一种退化刚度矩阵正定的渐进损伤分析方法和装置，该方法包括：基于Tsai‑Wu准则，判断复合材料是否存在失效；在所述复合材料存在失效时，根据失效模式，确定待退化的工程常数；采用失效模式下待退化的工程常数对应的退化系数，对所述待退化的工程常数进行退化，得到退化后的工程常数；根据退化后的工程常数，完成复合材料的渐进损伤分析。基于静不定结构的力法，通过定义不同的边界条件，可以得到温度场中不同约束状态下的结构热应力计算公式。和试验方法和有限元方法相比，该方法灵活性好，计算效率高，且易于编译相应的计算软件，可以为相关产品的结构设计和强度分析提供一种便捷的工程方法。

摘要： 本发明公开了一种积分型静力渐进损伤破坏模型的试验数据处理方法，采用一种简单方式在试验件受力破坏过程中测量远端试验数据，远端即指远离试验件构形局部变化位置且在试验件有效段内，配以精细的非线性数值有限元模型，并采用数值反演的方法获得积分型静力渐进损伤破坏模型的最佳模型参数。本发明可以提高静力渐进损伤破坏模型的精细程度，有利于对金属材料在多轴应力状态下结构细节危险点的损伤累积破坏的高精度预测，进一步确保结构的强度安全。

摘要： 本发明公开了一种基于渐进损伤模型来预测碳纤维复合材料多钉连接强度的方法，步骤如下：(1)在ANSYS软件中建立碳纤维复合材料多钉连接的几何模型；(2)利用钉载分配计算的有限元法对碳纤维复合材料进行钉载分配分析，以确定关键孔的位置；(3)通过APDL编程获得开孔层合板拉伸破坏载荷和挤压破坏载荷；(4)根据破坏载荷计算出拉伸特征尺寸和压缩特征尺寸；(5)基于所得到的压缩和拉伸特征尺寸确定经典特征曲线的表达式；(6)根据得到的表达式预测碳纤维复合材料多钉连接的强度和失效模式。本发明不仅节省了大量的时间和成本，提高结构设计的效率，而且能够准确的预测多钉连接的强度和失效模式。

摘要： 一种复合材料结构谱载疲劳寿命的渐进损伤算法，该方法有三大步骤：步骤一、指定应力比下的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型；步骤二、考虑应力比效应的复合材料疲劳剩余强度性能曲面模型；步骤三、载荷谱作用下复合材料结构疲劳寿命的渐进损伤算法。本发明简单实用、计算精度高，克服了现有技术的不足，可有效评估复合材料结构谱载疲劳寿命，为复合材料飞机结构寿命设计提供技术支持。