纤维增强复合材料层压板的疲劳寿命预测方法

针对纤维增强复合材料层压板的疲劳寿命预测问题,提出了一种将理论与仿真、单向板与多向层压板紧密结合预测疲劳寿命的方法.基于几组碳纤维/树脂基T300/QY8911单向板在循环应力加载下的疲劳试验数据,通过灰色系统GM(1, 1)模型,建立单向板的疲劳寿命模型和损伤函数.与传统的最小二乘法拟合相比,该方法提高了预测精度.通过有限元方法对层压板进行应力分析、失效分析和材料性质退化.将失效分析的结果与建立的单向板疲劳寿命模型和损伤函数结合,从而来计算多向层压板的疲劳寿命和损伤.通过与实验数据及其他预测方法的结果对比,该预测方法降低了疲劳寿命预测相对误差,且与实验结果吻合较好.     

基于疲劳模量的复合材料层合板疲劳寿命预测方法

以碳纤维/树脂基T300/QY8911层合结构为研究对象,从唯象的观点出发,以疲劳模量为参量构造损伤函数,基于.几组最典型的单向板疲劳试验数据,采用等寿命曲线和复合型累积损伤建立了单向板在多轴循环应力作用下的疲劳寿命模型.并以此为基础,发展了同种材料体系的任意铺层形式的多向层合板在复杂循环载荷作用下的疲劳寿命预测方法和计算程序,通过整合有限元平面应力分析、失效分析和材料性质退化模块模拟了多向层合板的疲劳失效过程.算例结果表明该方法可行、有效.     

含冲击损伤复合材料层合板疲劳寿命预测

当复合材料层合板受到低速冲击产生不可视的损伤后,会导致层合板的剩余强度和疲劳性能显著下降。为考虑含冲击损伤层合板剩余强度对疲劳寿命的影响,本文修正了应力场强法,并结合无孔层合板的指数函数疲劳模型,建立了含冲击损伤的复合材料疲劳寿命预测模型,简化了计算过程,提高了预测精度。借助T300/5405层合板不同冲击能量后的压-压疲劳试验以及T300/BMP316层合板冲击后的拉-拉疲劳试验数据,验证了本文方法预估模型的可行性和适用性,为工程应用提供了理论数据。     

疲劳寿命预测方法

机械零件破坏的50%￣90%为疲劳破坏,很多机械零部件和结构件的主要破坏方式都是疲劳,因此关于疲劳破坏问题的研究得到了极大的关注。     

船体结构疲劳寿命的评估

船舶事故分析表明，疲劳破坏是其结构破坏的主要形式。由于船体中节点的多样性以及节点荷载的复杂性，使得船体结构的疲劳校核计算也相当复杂，所以工程中提出了一些简化方法。介绍了船体结构疲劳强度校核的基本原理，疲劳载荷和疲劳累积损伤计算方法；编写了船体结构疲劳强度校核程序，并用其评估了大型油轮(VLCC)在典型节点处的疲劳寿命。     

基于疲劳损伤累积假说的滚动轴承疲劳寿命计算

根据疲劳损伤累积假说,对接触疲劳强度的下降导致轴承受损失效的主要原因进行讨论,以定量确定受损伤滚动轴承的剩余寿命和许用当量动负荷。     

大型油轮船体结构的疲劳寿命评估

疲劳破坏是工程结构或构件失效的主要原因之一,疲劳破坏也是船舶结构失效的一种主要形式。近几年,国内外开始重视船舶结构的疲劳问题,并展开了这方面的理论和设计规范的研究工作。由于船体节点的多样性和荷载的复杂性,使得船体结构的疲劳计算也相当复杂。为此,工程中采用了大量的简化方法和经验公式。文中阐述了船体结构疲劳强度校核的基本原理和基于S-N曲线的线性累积损伤方法。针对油轮的特点,确定了疲劳校核方法,参照DNV规范编制了船体结构疲劳强度校核程序,并利用该方法完成了大型油轮（VLCC）典型节点处的疲劳寿命评估。     

多级加载下混凝土疲劳剩余寿命预测新方法

运用非线性动力学观点，对二级加载下混凝土疲劳剩余寿命进行分析，发现了分岔现象，从而验证了在多级加载下混凝土疲劳损伤累积与加载顺序有关，并呈非线性，在考虑加载历史对疲劳寿命的影响下，基于非线性累积损伤模型提出了预测混凝土疲劳剩余寿命的新方法，实例计算证明该方法概念明确，便于工程应用。     

S45C钢轴向-扭转两阶段载荷下的疲劳寿命预测

针对S45C钢进行了一系列拉压载荷与扭转载荷不同加载顺序疲劳试验,用以考察载荷的改变对损伤和寿命的影响.试验结果表明,先拉压后扭转载荷下失效时的损伤值大于1,先扭转后拉压载荷下失效时的损伤值多数小于1,载荷模式和应力水平共同影响着失效时的损伤值.采用线性损伤律、双线性损伤律、损伤曲线方法和Morrow的非线性损伤律进行了寿命预测.从预测结果的比较看,各模型均具有过于安全的预测趋向.     

塑料和复合材料滚动轴承的疲劳寿命比较

本文对塑料滚动轴承及复合材料滚动轴承的疲劳寿命实验结果用数理统计的方法进行处理，显示出复合材料滚动轴承比塑料滚动轴承的负载能力与疲劳寿命有较大的提高。     

复合材料层板损伤失效分析

基于连续损伤理论,利用多标量损伤模型,考虑单层板失效前由微裂纹损伤所造成的刚度下降,将Hoffman准则作为复合材料单层板在复杂应力状态下的极限损伤条件,应用该准则对含圆孔复合材料层合板在单向拉伸载荷下的损伤破坏过程进行了数值分析,并与常规(无损伤)失效准则的结果进行了比较.计算表明:损伤引起单层刚度下降,使应力重新分布,加速应力向未损伤层和周围单元转移,从而使应力集中得到缓解,层板的单层破坏载荷明显提高,从而提高层板的极限载荷,提高程度受铺层方式的影响.可见,由损伤引起的刚度下降应在层板失效分析中加以考虑.     

缝纫对复合材料层合板分层屈曲的影响

基于包含若干分层的缝纫复合材料层合板在面内压缩载荷作用下发生屈曲破坏的机理,即厚度方向上的缝纫线被拉断,把缝纫线的极限伸长率作为层合板屈曲破坏的控制参数,采用能量的方法建立了用于预测缝纫复合材料层合板屈曲强度的理论模型.采用最小势能原理计算了缝纫及未缝纫复合材料层合板的屈曲强度.在此基础上,定义一个缝纫增强比,用一个算例证明了缝纫复合材料层合板较未缝纫复合材料层合板有更高的屈曲强度.研究了缝纫参数(包括缝纫线直径,缝纫针距和行距)对缝纫复合材料层合板屈曲强度的影响.     

Progressive Failure Simulation for Damaged Composite Laminates Using Nonlinear Finite Element Method

ＩｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎＴｈｅｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌｔｅｎｓｉｌｅｐｒｏｐｅｒｔｙｏｆｕｎｉｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐｌａｔｅｉｓｍａｉｎｌｙｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄｂｙｔｈｅｆｉｂｅｒ．Ｔｈｅｓｔｒｅｓｓｓｔｒａｉｎｒｅｌａｔｉｏｎｉｓｌｉｎｅａｒｆｏｒａｗｉｄｅｓｔｒａｉｎｒａｎｇｅ，ｂｕｔｔｈｅｓｔｒｅｓｓｓｔｒａｉｎｒｅｌａｔｉｏｎｉｎｔｒａｎｓｖｅｒｓｅｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｎｄｉｎｓｈｅａｒｉｓｇｅｎｅｒａｌｌｙｎｏｎｌｉｎｅａｒ．ＨａｈｎａｎｄＴｓａｉ［１］ｉｎｖｅ…     

强化中心孔试样谱载疲劳寿命预测与试验验证

针对传统疲劳累积损伤理论难以准确预测强化材料谱载疲劳寿命的问题,利用强化钛合金和铝合金谱载试验下,某一级应力水平的疲劳寿命,通过迭代方法反推出对应材料的改进Manson准则参数α值和Dolan准则参数d值,进一步用于预测其他应力水平的谱载疲劳寿命。迭代α值和d值弥补了传统参数未考虑材料强化的不足,与Miner准则、传统Manson准则和传统Dolan准则预测结果对比,迭代预测模型准确性大幅提高,预测值与试验值的比值在0.5~2倍之间,表明预测方法可行和有效。     

复合材料层合厚板的冲击响应及分层损伤研究

复合材料层合结构是飞机的主要受力构件,研究其冲击响应及分层损伤非常重要。针对5 mm厚40层铺层的层合板分别进行15 J、30 J、45 J的落锤实验,研究低能量冲击的动力响应。然后进行超声C扫描检测获得各界面的分层损伤情况,以分析分层损伤在面内及厚度方向上的分布特性,并在此基础上研究损伤的形成机理,对分层的分布特性进行解释。据此,可对层合板界面分层损伤进行预测,使其得以在实际工程中评估剩余强度以保证构件安全,同时也将有助于层合板的结构优化设计。     

基于准三维有限元模型的复合材料层合板强度预测

构建能够求解三维应力的准三维有限元模型,进行基于渐进损伤的复合材料层合板强度预测。此方法能够合理地反映铺层次序和层间应力对最终失效强度的影响,形象地展现面内损伤以及层间损伤的产生及其扩展过程。用此方法模拟了多种铺层的无缺口层合板和带孔层合板在面内拉伸载荷作用下的损伤过程,并进行强度预测。计算结果表明,拉伸强度的预测值和实测值吻合较好。     

某型飞机前起后接头连接区疲劳寿命分析

某型飞机前起落架后接头连接区为疲劳危险部位,必须准确地估计疲劳寿命。在对该连接件的有限元细节应力分析的基础上,计算应力集中系数Kt,用应力严重系数(SSF)法筛选该部件上的危险部位并且计算SSF。然后分别应用Miner损伤累积法则、修正Miner损伤累积法则计算出该部件的寿命。采用SSF和修正Miner损伤累积法则组合进行估算寿命精度较高。估算结果与试验结果吻合较好,为该型飞机的定寿提供了依据。     

Prediction of Final Velocity of Aramid Fabric-Resin Composite Laminates Subjected to Ballistic Impact

The strain rate effects of aramid fiber material, quasi-static and ballistic impact perforation of composite laminates made of aramid fabric and phenolic resin/PVB are investigated respectively by means of MTS, split Hopkinson tension bars and ballistic impact apparatus. The tensile impact experiments on aramid fiber material are performed in strain rate range from 0.01/s to 1000/s. Experimental results show that the mechanical properties of aramid fiber material are insensitive to strain rate in the range from 0. 01/s to 1 000/s. An energy model to predict final velocity of composite laminates subjected to ballistic impact is proposed on the basis of experimental data of quasi-static perforation through the targets. The predicted final velocities show good agreement with the experimental final velocity.     

CFL增强RC梁疲劳寿命的试验推定

在对5组23根碳纤维薄板(CFL)增强RC梁(1 850mm×100mm×200mm)进行常幅弯曲疲劳试验的基础上,探讨了增强梁的跨中挠度、载荷循环次数、载荷等级以及疲劳寿命等变量之间的关系,得到了一组相应的线性关系式.据此提出了一种预测CFL增强RC梁疲劳寿命的新方法:在指定的疲劳载荷水平下,只需对CFL增强RC梁实施一些非破坏性的少量循环载荷试验(载荷循环次数推荐值为10~1 000),就能够较好地预测该载荷条件下CFL增强RC梁的疲劳寿命.