[发明专利]一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法

说明书

一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，包括合理的试验矩阵设计方法以及一种修正的威布尔统计方法，用来处理疲劳验证过程中的载荷放大及截除。基于此方法的试验在实施过程中更加灵活，且所花费的时间更短，试验成本更低，且容易得到的能够证明满足1倍寿命并具有B‑基准可靠性的试验参数和疲劳谱的应力删除水平，按照合适的参数对真实的疲劳载荷谱进行处理并在结构上进行加载验证。该方法在试验实施层面更加灵活，提出了简单的数据统计处理方法，能够可靠的推导出疲劳门槛值和应力删除水平，以用于试验结构疲劳谱的载荷删除处理，形成一套科学、完整、便于实施的复合材料结构疲劳验证中的载荷处理方法。

技术领域

本发明涉及大型民用运输机复合材料结构疲劳和损伤容限验证方法，属于复合材料机体结构疲劳符合性认证方法。

背景技术

复合材料结构的耐久性分析，主要是指结构在设计的载荷谱以及化学/湿热环境条件下的寿命预测。复合材料结构的破坏机理与金属不同，因此在飞机结构设计中金属结构所使用的耐久性分析方法和程序基本上不能用于复合材料结构，目前还没有一种分析方法能够可靠的预测复合材料结构的寿命。因此飞机复合材料结构疲劳和损伤容限符合性认证方法的主要手段仍然是以试验为主，且在目前而言，试验验证手段仍然是唯一被适航当局认可的。由于碳纤维增强树脂基复合材料的与金属材料相比，其疲劳分散性远大于后者。因此，与金属结构相比，以分散性为基础的复合材料结构验证方法需要大量的试验件和/或更长的试验时间，基于民用飞机经济性考虑，必须采用特定的处理方法降低试验规模或者试验时间。国外基于大量复合材料的试验数据进行研究后，给出了保证结构满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数，见表1。由于对国外试验参数确定方法和过程未知，并且复合材料疲劳性能的分散性与材料体系、成型工艺、铺层顺序、试验件类型、加载形式、破坏模式和试验环境等诸多因素有关，即使了解国外试验参数的确定方法，也不能直接应用于飞机复合材料结构设计。基于以上实际情况和原因，需要研发符合实际情况的载荷放大方法。

表1保证结构满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数

此外，与金属材料相反，复合材料结构对于高载敏感，而对低载不敏感，因此在试验验证中，为了缩短试验周期，往往需要对疲劳载荷谱中的低载进行删除。在民用复合材料结构的疲劳试验验证领域处于起步阶段，国产大飞机的复材结构疲劳验证方法也在摸索当中，亟需研究一种适合工艺水平的疲劳载荷截除方法。

发明内容

针对以上问题，本发明创造提出了一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，包括合理的试验矩阵设计方法以及一种修正的威布尔统计方法，用来处理疲劳验证过程中的载荷放大及截除。基于此方法的试验在实施过程中更加灵活，且所花费的时间更短，试验成本更低，且容易得到的满足1倍寿命并具有B-基准可靠性的试验参数和疲劳谱的应力删除水平，按照合适的参数对真实的疲劳载荷谱进行处理并在结构上进行加载验证。通过此方法可得到的满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数。该方法在试验实施层面更加灵活，提出了简单的数据统计处理方法，能够推导出疲劳门槛值和应力删除水平，以用于试验结构疲劳谱的载荷删除处理，填补了这方面的不足，最终形成一套科学、完整、便于实施的复合材料结构疲劳验证中的载荷处理方法。

为了实现上述目的，本发明创造采用的技术方案为：一种基于修正的威布尔统计分析的民用飞机复合材料结构疲劳验证过程中载荷处理方法，其特征在于，其步骤为：

1)等谱疲劳试验矩阵：确定待验证的复合材料结构的铺层和危险破坏模式，设计等谱疲劳试验矩阵，相同铺层，相同试验环境相同加载方式的疲劳试验为一组，要求至少包含6组疲劳试验，每组疲劳试验件数量不少于18件且试验件至少包含3个材料批次和2个固化炉次；

2)进行试验：依次进行静力试验和疲劳试验，并记录试验结果；

3)根据步骤2)中的试验结果，按下列方法确定满足1倍寿命且具有B-基准可靠性的试验参数：