[发明专利]纤维金属层板复杂载荷下的疲劳寿命预测方法

说明书

本发明提供一种纤维金属层板复杂载荷下的疲劳寿命预测方法。首先对纤维金属层板施加循环应力的应力比为0.06、‑1、10的疲劳寿命试验，并进行纤维金属层板静力拉伸测试及静力压缩测试，然后基于分段线性差值法计算出复杂载荷谱中每种循环应力下的恒幅疲劳寿命值，最后计算复杂载荷谱对所述纤维金属层板的累计损伤率，可得到纤维金属层板在任意复杂载荷下疲劳寿命；本发明提出了适用于纤维金属层板的平均应力修正模型，可以准确求解任意应力比下的疲劳寿命值，再者考虑非规则载荷谱特点，基于Hashin假设并结合Miner损伤累计理论，对考虑剩余强度的损伤累积模型进行了修正，使得本发明预测出的疲劳寿命更有效且实施过程更加简便。

技术领域

本发明涉及航空结构材料疲劳性能研究技术领域，具体涉及一种纤维金属层板复杂载荷下的疲劳寿命预测方法。

背景技术

自20世纪中期，为了满足航空航天工业快速发展的需求，不断提高结构材料的各方面性能已成为大势所趋。许多国家越来越迫切地对新型材料进行研发与应用，并将材料的研发及应用放在科研工作的首位。至今为止，受到越来越多关注的新型材料是复合材料，各种先进复合材料在新型材料中占据相当大的比例。这些复合材料不但可以满足结构设计的减重需求，而且相比金属材料具有一些独特的优势，如比强度、比刚度方面以及优异的抗疲劳性能和耐腐蚀性能。复合材料结构由于其优良的综合性能已广泛应用于航天领域。

纤维增强金属层板(Fiber Reinforced Metal Laminates，简称FRMLs，又称纤维金属层板，简称FMLs)作为一种新型复合材料，同时具有金属层的高耐冲击性及复合纤维层的高断裂韧性，是航空航天材料的最佳选择。作为重要的航空疲劳结构部件，其疲劳性能尤显重要。目前，很多学者对纤维金属层板的疲劳裂纹扩展机制做了大量的工作并提出了各自的模型，但还没有一种模型能够完善地表述层板的疲劳裂纹扩展过程；一些学者对纤维金属层板的恒幅下疲劳裂纹萌生寿命进行了相关研究并提出了相应的模型，但也没有一种通用模型能准确地预测层板不同应力比下的裂纹萌生寿命；而对于层板疲劳总寿命(包括裂纹萌生寿命与裂纹扩展寿命)的研究，主要是以试验为主，目前还处于初级阶段。

对于纤维金属层板材料，目前疲劳寿命的研究方法主要是分别针对疲劳裂纹萌生寿命及疲劳裂纹扩展寿命的研究，并寻找一个根据经验规定的裂纹萌生与裂纹扩展临界裂纹长度，根据该临界裂纹长度对疲劳裂纹萌生寿命及疲劳裂纹扩展寿命进行求和。这种基于损伤机理的方法涉及纤维和基体材料性能以及层合结构界面性能等，由于纤维金属层板材料结构的复杂性及变幅载荷疲劳过程中现象的复杂性，使得劳裂纹萌生寿命及疲劳裂纹扩展寿命精度不能保证的同时裂纹萌生与裂纹扩展临界裂纹长度也不能准确确定，从而导致该方法不但有一个复杂分析计算过程而且带来较低的预测精度。目前基于损伤机制的复合材料疲劳寿命预测研究受到限制。因此，现象学方法对于纤维金属层板材料变幅载荷下疲劳寿命预测更加必要，其中一种基于复合材料宏观力学性能的半经验现象学方法，避免了独立假设单元的构建，并通过数据曲线拟合获得模型的参数。目前，适用于纤维金属层板变幅载荷下疲劳寿命预测的现象学方法未见报道。

作为一种新型复合材料，纤维金属层板结构更加复杂，疲劳损伤机理也更加复杂。故适用于传统复合材料寿命预测的技术方法将不再适用于纤维金属层板。最近研究表明，对于平均应力修正模型和损伤失效准则，不同模型对复合材料层板在谱载下的疲劳寿命预测准确有很大影响。针对现有技术中纤维金属层板寿命预测方法存在的上述不足，需要采用现象学方法，研究一种适用于纤维金属层板材料的平均应力修正模型，结合非规则载荷谱特点及层板疲劳损伤失效规律，实现纤维金属层板下疲劳寿命的预测。

发明内容

针对现有技术的不足，本发明提出一种纤维金属层板复杂载荷下的疲劳寿命预测方法，包括如下步骤：

步骤1：分别在恒幅循环应力比为0.06、-1、10的情况下，对纤维金属层板进行疲劳寿命试验，并获得应力比分别为0.06、-1、10下的疲劳寿命S-N曲线；