a ∼N曲线疲劳裂纹扩展控制参量a∼N 曲线的斜率, 就是裂纹扩展速率da/dN。a (mm)a0NCCTCT>1∆ σ2∆ σ3∆ σ>R=0∆K∝∆σ, a 故∆K↑, da/dN↑标准试样预制疲劳裂纹恒幅疲劳实验记录a , N7.3.2复合材料疲劳寿命的预测 疲劳裂纹扩展速率FCGRFatigue Crack Growth RateR=0 时的da/dN-∆K 曲线,是基本曲线。实验a=a0R=0 ∆σ=consta (mm)a0N∆ σR=0iadadNa∼N曲线ai , (da/dN)i∆σ, ai , ∆Kida/dN-∆K曲线lg da/dN10-5 -610-9lg( K)∆~ lg da/dN1 2 310-5 -610-9lg( K)∆~1. da/dN-∆K曲线低、 中、 高速率三个区域:cK=(1-R)∆K=(1-R)Kmaxth∆ K低速率区:有下限或门槛值∆Kth∆K<∆Kth, 裂纹不扩展。高速率区: 有上限Kmax=Kc,扩展快, 寿命可不计。 lg da/dN1 2 310-5 -610-9lg( K)∆~th∆ K微解理为主微孔聚合为主条纹为主三种破坏形式:微解理型低速率条纹型稳定扩展微孔聚合型高速率 Paris公式:da/dN=C(∆K)m2. 裂纹扩展速率公式∆K是疲劳裂纹扩展的主要控制参量;疲劳裂纹扩展性能参数C、 m由实验确定。3. 扩展速率参数C,m的确定实验a=a0R=0 ∆σ记录ai、 Ni(∆K)i=f (∆σ, ai,)(da/dN)i=(ai+1-ai)/(Ni+1-Ni) ai=(ai+1-ai)/2lg(da/dN)=lgC+mlg (∆K)最小二乘法C, m? 累积损伤理论•Miner从数学上定义, 材料在应力水平σ下的疲劳寿命为N, 当在此应力水平σ下受载n周时,材料的损伤为D =n / N。 显然D=1时材料破坏。 3.剩余强度(Residual材料损伤随疲劳周数增加而发展, 材料是由于内在缺陷的发生与发展而破坏的, 而这些缺陷的发生与发展, 取决于载荷、 环境等外在因素。 就材料整体而言, 缺陷可以采用累积损伤D来表征。 在另一方面, 使材料破坏的临界载荷随裂纹长度的增加而降低。 从累积损伤的观点来看, 材料的强度是随着累积损伤D的增大而降低的。 剩余强度定义含裂纹结构在使用期中任一时刻所能达到的静强度值称为结构的剩余强度。 最小剩余强度要求结构剩余强度最小要求是结构类型和可检度的函数:完整结构的最低剩余强度至少是设计极限载荷;对于场站或基地级检查的结构, 最低剩余强度不低于设计极限载荷;当检查周期或未修使用周期缩短, 飞机在检修周期内遇到高载荷的概率减小, 其剩余强度要求将低于设计极限载荷。数据来确定。剩余强度可根据特定飞机任务中所得到的载荷谱 剩余强度的最低要求由内部元件载荷Psyu确定,Psyu表示飞机在规定检查间隔内可能遇到的最大载荷, 其值根据载荷谱确定,飞机载荷谱制定是以代表飞机平均使用情况的基本载荷系数的超越数为基础,采用放大检查周期的做法考虑个体飞机的差异。最小剩余强度要求的确定 最小剩余强度要求的确定 Pshy可检查度典型检查间隔 放大倍数PFE飞行明显可检一次飞行100PGE地面明显可检两次飞行100PWV巡回目检十次飞行100PSV特殊目检一年50PDM 场地或基地级可检1/4寿命20PLT不可检一倍寿命20 7.4结论与讨论在纤维增强复合材料中, 纤维会破断成不连续的若干段纤维, 致使复合材料中存在着纤维端部区域和纤维端部效应。 纤维端部区域很高的切应力会导致:界面的剪切脱粘; 基体内聚破坏; 纤维内聚破坏; 基体剪切屈服等。 因而, 纤维端部效应, 使得纤维增强效果随着纤维平均长度的减小而下降。 这样, 纤维的长度必须大于其临界长度时, 纤维才具有增强效果。