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基于边界效应模型的CFRP/工字钢复合结构增韧及损伤容限研究

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基于边界效应模型的CFRP/工字钢复合结构增韧及损伤容限研究

作者：徐瑞君长安大学

学位级别：硕士

碳纤维增强复合材料(简称CFRP)以其质量轻、耐腐蚀、强度高、易于安装等优点,能有效提高钢结构的承载能力、刚度以及抗疲劳性能,达到比传统钢结构加固方式更好的加固效果,近年来,已广泛应用于加固钢和其他金属结构中。在广泛应用碳纤维... 详细信息

碳纤维增强复合材料(简称CFRP)以其质量轻、耐腐蚀、强度高、易于安装等优点,能有效提高钢结构的承载能力、刚度以及抗疲劳性能,达到比传统钢结构加固方式更好的加固效果,近年来,已广泛应用于加固钢和其他金属结构中。在广泛应用碳纤维复合材料对钢结构进行不同形式的粘接加固时,CFRP也会因自身的脆性特点,当其表面受到损伤时,损伤处会因外载荷的增大逐渐出现裂纹扩展,给生产生活带来极大的安全隐患,因此有必要对CFRP/钢复合结构进行增韧优化,同时对其进行损伤容限研究。针对上述问题,本文选用工程中应用广泛的工字钢,通过对自制的CFRP/工字钢复合结构进行三点弯曲试验,对其力学性能展开机理研究。主要研究内容包括:(1)基于边界效应理论模型(BEM)、平面应力应变的宏观力学分析方法,并采用正态分布统计方法模拟裂尖损伤区的随机分布,建立了一种CFRP表面含有初始裂纹的CFRP/工字钢复合结构极限承载力预测模型公式Pmax(a0,Cch,λ)=ft·Ae,其含义为复合结构的最大承载力为拉伸强度ft与等效面积Ae的乘积,其中极限承载力模型的等效面积Ae与复合结构中的CFRP层合板初始裂纹a0、材料结构特征参教Cch、工字钢翼缘板与腹板交界处应变折减系数λ有关;(2)为避免CFRP/工字钢复合结构发生界面脱粘,同时降低CFRP复合材料发生脆断的可能,本文在自制CFRP/工字钢复合结构的CFRP层间,以及CFRP与工字钢的粘接界面间加入芳纶纤维,并分别对工字钢的粘接表面、芳纶纤维薄膜进行丙酮/树脂预涂层、预浸润处理。为达到复合结构各粘接界面最佳的优化效果,考虑CFRP/工字钢复合结构的复杂性,以及排除由于多层CFRP布对试验中粘接层性能产生的间接影响,本文利用单搭接拉伸试验来等效研究CFRP/工字钢复合结构粘接层的界面强度,展开对复合结构粘接层的优化分析。为提高粘接层的界面性能,对钢表面进行预涂层处理,在不同丙酮/树脂预涂层浓度配比中(0wt%、1wt%、3wt%、5wt%、7wt%及9wt%),经5wt%质量分数的预涂层溶液处理后的粘接层具有最佳的剪切力。以5wt%预涂层溶液为对照,研究了不同芳纶纤维长度(1mm、3mm、6mm、9mm)对树脂粘接层的界面优化效果,结果表明,芳纶纤维可以提升界面粘接强度,且3mm长度芳纶纤维能达到最佳的优化效果;(3)将得到的最佳丙酮/树脂预涂层浓度、最佳芳纶纤维长度等优化参数,应用到自制CFRP/工字钢复合结构的树脂基粘接层中,并对CFRP层合板的跨中位置预制深度分别为0.5mm、1mm及1.5mm的初始裂纹,并进行三点弯曲试验,结果表明,经最佳粘接层优化后的含芳纶纤维CFRP/工字钢复合结构,其极限承载力较工字钢对照组提高20.01%,而没有经芳纶纤维增韧优化的CFRP/工字钢复合结构,其极限承载力较工字钢对照组仅提高8.05%。通过金相显微镜观察初始裂纹在最大承载力下的裂纹扩展情况,得到复合结构初始裂纹的扩展长度Δafic,进而确定CFRP/工字钢复合结构承载力模型中的材料结构特征参数Cch,将该参数代入极限承载力模型,得到CFRP层合板的平均拉伸强度ft和断裂韧度KIC分别为300.30MPa和7.71MPa(?)m,将极限承载力模型得到的平均拉伸强度与拉伸试件得到的拉伸强度做对比,相对误差为7.73%,且CFRP/工字钢复合结构不同初始裂纹深度对应的散点值离散地分布在Pmax-Ae曲线周围,表明在一定的置信区间内,该承载力模型对预测复合结构的极限承载力具有可行性。量化分析结构特征参数Cch的测量误差对拉伸强度ft和断裂韧度KIC的影响,结果表明,Cch在本身±30%误差范围内,由CFRP/工字钢承载力模型计算得到的ft与KIC具有较高的准确性。

关键词： CFRP/工字钢复合结构钢表面预处理芳纶短纤维断裂韧度损伤容限承载力模型

铝锂合金的损伤容限性能及多裂纹扩展行为研究

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铝锂合金的损伤容限性能及多裂纹扩展行为研究

作者：史少斌陕西科技大学

学位级别：硕士

铝锂合金越来越多地应用于航空航天结构。目前,2060和2195铝锂合金作为新兴的航空航天材料,对其损伤容限性能的认识尚不充分,裂纹间相互作用关系及其对裂纹扩展过程和扩展寿命的影响机理尚不明确。针对上述问题,本文对2060和2195铝锂合... 详细信息

铝锂合金越来越多地应用于航空航天结构。目前,2060和2195铝锂合金作为新兴的航空航天材料,对其损伤容限性能的认识尚不充分,裂纹间相互作用关系及其对裂纹扩展过程和扩展寿命的影响机理尚不明确。针对上述问题,本文对2060和2195铝锂合金的损伤容限性能进行研究,在此基础上采用试验研究和数值分析方法,研究多裂纹间相互作用并分析其对裂纹扩展过程的影响机制,提出一种预测多裂纹扩展寿命的方法。主要研究内容如下:(1)2060和2195铝锂合金的损伤容限性能研究。通过对2060和2195铝锂合金进行拉伸试验、断裂韧性试验、疲劳裂纹扩展速率试验及断口分析,发现2060和2195铝锂合金的拉伸断裂方式分别为塑性断裂、塑性加准解理混合型断裂,2060铝锂合金的拉伸性能优于2195铝锂合金;采用裂纹尖端张开位移CTOD表征两种合金的断裂韧性,发现2060铝锂合金L-T取向试样的CTOD值大于T-L取向的试样,2060铝锂合金的CTOD值大于2195铝锂合金,两种合金断裂韧性试验的断裂方式分别为塑性断裂、塑性加沿晶混合型断裂;2060铝锂合金的疲劳裂纹扩展速率小于2195铝锂合金。综合以上对比分析,发现2060铝锂合金的损伤容限性能优于2195铝锂合金,因此本文后续基于2060铝锂合金,研究裂纹间相互作用和疲劳裂纹扩展行为。(2)2060铝锂合金裂纹间相互作用分析及机理研究。基于扩展有限元法,比较位移外推法、等效积分区域法和相互作用积分法计算单裂纹应力强度因子的精度,发现相互作用积分法准确性最高。验证M-积分计算多裂纹尖端Ⅰ型和Ⅱ型应力强度因子的准确性,并通过该方法分析共线裂纹、非共线平行裂纹和一倾斜一水平裂纹间相互作用。从应力场角度揭示裂纹间相互作用机理。最后通过最小二乘法拟合了共线双裂纹和非共线等长双裂纹间的相互作用表达式。(3)2060铝锂合金疲劳裂纹扩展过程研究及扩展寿命预测。通过疲劳裂纹扩展试验和数值方法分析单裂纹扩展过程、共线裂纹和非共线平行裂纹扩展过程的相互作用,发现共线裂纹扩展速率大于单裂纹,共线不等长裂纹的短裂纹扩展速率小于长裂纹,非共线平行裂纹在裂纹尖端重叠后扩展方向会发生偏转,两条裂纹尖端的偏转方向相反。基于Paris公式,使用单裂纹的C、m参数结合相互作用积分法对疲劳单裂纹扩展寿命进行预测,与试验结果相比误差为3.8%;使用多裂纹的C、m参数,预测了疲劳多裂纹扩展寿命并得到可靠的结果。本文研究发现2060铝锂合金的损伤容限性能优于2195铝锂合金,更适合应用于结构的关键部位。同时,本文还研究了 2060铝锂合金的疲劳多裂纹扩展行为,并提出了一种预测多裂纹扩展寿命的方法,对建立和完善现行的损伤容限分析方法和评定体系,具有重要的科学意义和应用价值。

关键词：铝锂合金损伤容限应力强度因子裂纹间相互作用多裂纹扩展寿命

TC4-DT钛合金电子束焊接接头的损伤容限性能

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材料工程 2007年第8期35卷 17-19页

作者：袁鸿余槐王金雪王新南朱知寿李晓红北京航空材料研究院北京100095

针对TC4-DT钛合金厚截面锻件开展了电子束焊接工艺实验和接头力学性能测试与分析。结果表明,TC4-DT钛合金不仅具有良好的焊接工艺特性,而且电子束焊接接头具有高的损伤容限性能。接头的断裂韧性优于母材并且比母材有更高的疲劳裂纹扩展... 详细信息

针对TC4-DT钛合金厚截面锻件开展了电子束焊接工艺实验和接头力学性能测试与分析。结果表明,TC4-DT钛合金不仅具有良好的焊接工艺特性,而且电子束焊接接头具有高的损伤容限性能。接头的断裂韧性优于母材并且比母材有更高的疲劳裂纹扩展抗力。

关键词：电子束焊接损伤容限断裂韧性裂纹扩展速率

大规格损伤容限钛合金TC4-DT的研制及应用

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航空学报 2020年第6期41卷 374-382页

作者：陈联国王文盛朱知寿赵勇黄建云张海彭富华中国航空工业成都飞机设计研究所成都610091 西部超导材料科技股份有限公司西安710012 北京航空材料研究院北京100095 中国航空工业成都飞机工业(集团)有限责任公司成都610091

为了满足新一代战斗机对大规格损伤容限钛合金的需求,开展了TC4-DT钛合金大规格棒材与锻坯的成分与组织控制、大型锻件热处理过程中的显微组织控制、材料与锻件的制造过程控制、零件的疲劳强化等研究。经过大型铸锭熔炼、大规格棒材和... 详细信息

为了满足新一代战斗机对大规格损伤容限钛合金的需求,开展了TC4-DT钛合金大规格棒材与锻坯的成分与组织控制、大型锻件热处理过程中的显微组织控制、材料与锻件的制造过程控制、零件的疲劳强化等研究。经过大型铸锭熔炼、大规格棒材和锻坯试制、大厚度锻件试制、结构设计与制造,结果表明:损伤容限钛合金TC4-DT大型铸锭的成分均匀、大型锻坯和大厚度锻件的抗拉强度变异系数降至约2%,激光冲击、喷丸和冷挤压等对该合金的寿命增益效果显著。损伤容限钛合金TC4-DT在新一代战斗机上获得了广泛应用。

关键词：损伤容限钛合金铸锭熔炼热处理片层组织过程控制激光冲击

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基于断口分析的钛合金轮内部缺陷损伤容限

航空动力学报 2020年第2期35卷 358-367页

作者：吴英龙宣海军单晓明郭小军刘宗晖浙江大学航空航天学院杭州310027 浙江大学能源工程学院高速旋转机械工程研究中心杭州310027 中国航空发动机集团有限公司湖南动力机械研究所湖南株洲412002

为进行某轮损伤容限设计,开展了裂纹扩展断口分析和仿真分析研究。由断口分析可知:疲劳源为一处内部自然缺陷;依据疲劳辉纹确定了裂纹扩展速率;在裂纹长度为2 mm附近,裂纹扩展速率明显增大,为第一、第二加载阶段转换区域;裂纹稳定扩展... 详细信息

为进行某轮损伤容限设计,开展了裂纹扩展断口分析和仿真分析研究。由断口分析可知:疲劳源为一处内部自然缺陷;依据疲劳辉纹确定了裂纹扩展速率;在裂纹长度为2 mm附近,裂纹扩展速率明显增大,为第一、第二加载阶段转换区域;裂纹稳定扩展区裂纹长度与裂纹扩展速率呈双对数线性关系;应用列表梯度法和Paris公式法反推了第二加载阶段的疲劳寿命,与该阶段实际循环次数的最大误差是16.3%。裂纹稳定扩展阶段裂纹扩展仿真值与断口反推值吻合;非稳定扩展阶段仿真值与断口反推值的最大误差为-21.5%;基于以上研究,合理确定了某离心轮内部裂纹表面扩展停机检测周期。该类轮非稳定、失稳扩展阶段寿命占内部裂纹表面扩展阶段寿命的比例达24.8%~35.7%,因此准确计算具有重要意义。

关键词：损伤容限内部缺陷钛合金轮断口分析裂纹扩展

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斜胶接CFRP的冲击损伤容限研究

固体火箭技术 2015年第6期38卷 870-876页

作者：刘斌徐绯菊池正纪谢伟西北工业大学航空学院西安710072 东京理科大学机械工学科

首先,提出了复合材料胶接修补结构与胶接装配结构的冲击损伤容限问题,指出该类结构冲击后拉伸承载能力需要关注。然后,选用基于中心差分法的显式有限元和基于D-B模型的内聚力单元法,以二次名义应力准则为胶层损伤起始准则,并采用混合型... 详细信息

首先,提出了复合材料胶接修补结构与胶接装配结构的冲击损伤容限问题,指出该类结构冲击后拉伸承载能力需要关注。然后,选用基于中心差分法的显式有限元和基于D-B模型的内聚力单元法,以二次名义应力准则为胶层损伤起始准则,并采用混合型幂准则形式的能量释放率准则作为胶层破坏准则。对无损斜胶接CFRP的拉伸基准进行了确定,指出破坏位置、破坏形式和破坏载荷。另外,选取5个典型位置进行损伤容限敏感性的位置研究。在敏感性最高的位置,用不同能量级别的冲击进行胶层损伤分析,并将冲击损伤引入拉伸模型,进行冲击后剩余承载能力规律研究。

关键词：胶接 CFRP 内聚力冲击损伤冲击后拉伸损伤容限

微观组织对TA15ELI钛合金损伤容限性能的影响

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中国有色金属学报 2007年第7期17卷 1119-1123页

作者：李士凯惠松骁叶文君于洋熊柏青北京有色金属研究总院有色金属材料制备加工国家重点实验室北京100088

研究了TA15 ELI钛合金43 mm厚板的等轴组织、双态组织和片层组织的室温拉伸性能、断裂韧性(KIC)以及疲劳裂纹扩展速率(da/dN)等损伤容限性能,通过金相显微镜观测了疲劳裂纹在各类组织中的扩展规律,讨论显微组织对该合金损伤容限性能的... 详细信息

研究了TA15 ELI钛合金43 mm厚板的等轴组织、双态组织和片层组织的室温拉伸性能、断裂韧性(KIC)以及疲劳裂纹扩展速率(da/dN)等损伤容限性能,通过金相显微镜观测了疲劳裂纹在各类组织中的扩展规律,讨论显微组织对该合金损伤容限性能的影响。结果表明:该合金等轴组织和双态组织的室温力学性能和疲劳裂纹扩展阻抗差别不大;相对等轴组织和双态组织而言,该合金片层组织在损失强度较小的前提下(Rm=992 MPa),合金断裂韧性提高,达到111 MPa.m1/2,同时该合金的疲劳裂纹扩展速率也大幅降低,其Paris公式拟合参数为:c=1.08×10-8,n=3.23,具有更好的损伤容限性能。

关键词： TA15ELI钛合金疲劳裂纹扩展速率断裂韧性损伤容限

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航空发动机机匣损伤容限评估及剩余寿命预测

北京航空航天大学学报 2011年第7期37卷 895-900页

作者：秦丽晔吴素君赵海涛刘颖北京航空航天大学材料科学与工程学院北京100191 北京航空制造工程研究所北京100024

使用有限元的方法,建立了某航空发动机机匣安装座处局部模型,计算得到了不同尺寸裂纹的应力强度因子的形状因子Y.基于BS7910评定方法,利用失效评估图(FAD,Failure Assessment Diagram)确定了机匣安装座结构在工作应力下的可接受裂纹尺寸... 详细信息

使用有限元的方法,建立了某航空发动机机匣安装座处局部模型,计算得到了不同尺寸裂纹的应力强度因子的形状因子Y.基于BS7910评定方法,利用失效评估图(FAD,Failure Assessment Diagram)确定了机匣安装座结构在工作应力下的可接受裂纹尺寸为84.8 mm,结构的剩余强度随裂纹尺寸的增加而显著降低,焊缝较母材具有更低的损伤容限和剩余强度.使用缩小宽度模拟验证件模拟工作状态载荷进行了验证试验,当裂纹尺寸与试样宽度比值较小时,与模拟验证件的评估结果基本吻合.根据Paris公式,构件在工作应力下的剩余寿命为74238周次.

关键词：损伤容限焊接接头疲劳裂纹扩展

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复合材料损伤阻抗和损伤容限的性能表征

复合材料学报 2004年第5期21卷 140-145页

作者：沈真张子龙王进杨胜春叶林中国飞机强度研究所西安710065 北京航空材料研究院北京100095 沈阳飞机设计研究所沈阳110035 Centre for Advanced Materials Technology

复合材料结构的设计要求和使用经验提出了复合材料体系损伤阻抗和损伤容限性能表征的需求。在试验研究的基础上 ,本文作者指出长期以来一直使用的CAI (冲击后压缩强度 )的物理意义比较含混 ,有时可能误导材料研究和设计选材 ,同时提出... 详细信息

复合材料结构的设计要求和使用经验提出了复合材料体系损伤阻抗和损伤容限性能表征的需求。在试验研究的基础上 ,本文作者指出长期以来一直使用的CAI (冲击后压缩强度 )的物理意义比较含混 ,有时可能误导材料研究和设计选材 ,同时提出应分别用典型层压板静压痕力凹坑深度曲线的最大压痕力Fmax来表征损伤阻抗性能 ,用凹坑深度压缩破坏应变曲线门槛值CAIT (CompressionfailurestrainAfterImpactThreshold)来表征损伤容限性能。

关键词：复合材料性能表征损伤容限损伤阻抗 Fmax CAIT