一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法技术

本发明专利技术公开了一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，包括如下步骤：建立复合材料层合板开孔件有限元模型；建立复合材料损伤本构模型；建立复合材料胶层本构模型；基于ABAQUS‑UMAT有限元用户动态子程序模块，使用FORTRAN语言编写用户自定义子程序实现提出的损伤本构模型，求解应力、应变和损伤；对有限元模型进行计算，预测复合材料层合板贴补修复后极限载荷。本发明专利技术利用ABAQUS‑UMAT用户自定义子程序来数值实现所建立的三维损伤本构模型，该模型同时考虑了剪切非线性和损伤累积导致材料性能退化的影响，能准则预测复合材料层合板贴补修复后极限载荷。

【技术实现步骤摘要】
一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法
本专利技术涉及一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，属于复合材料力学性能分析

技术介绍
在航空领域，飞行器上的结构关于复合材料的应用已十分普遍。纤维增强树脂基复合材料具有高比模量和比强度、优良的能量吸收性能，特别是各向刚度与强度可设计性等特点，广泛应用在航空航天、军事、海洋、土木和机械等工程领域。虽然相比于金属材料，复合材料具有种种优点，但同样存在其缺点。在实际应用中发现，由于复合材料的组织特性，受低速冲击后材料的损伤往往隐藏于结构内部，不易被肉眼察觉。由于高度集成与大尺寸的元器件，对于受损部位的更换并不是一个好的解决方案。因此，对于飞机主要结构部分的修复技术(如机身或机翼)相比组件的替换方案来说，需求大大增加。但针对那些不是很严重的损伤，替换结构的成本十分高昂，性价比低，这个方案也并不实用。由此可见，对于开发复合材料组件的修复技术和修复流程的需求十分迫切。航空航天工业领域最常用的复合材料修复方法是贴片贴补修理与贴片挖补修理，这两种修复技术在加工与应用方面各不相同。由于新机本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，其特征在于，包括如下步骤：/n步骤SS1：建立复合材料层合板开孔件有限元模型；/n步骤SS2：建立复合材料损伤本构模型；/n步骤SS3：建立复合材料胶层本构模型；/n步骤SS4：基于ABAQUS-UMAT有限元用户动态子程序模块，使用FORTRAN语言编写用户自定义子程序实现提出的损伤本构模型，求解应力、应变和损伤；/n步骤SS5：对步骤SS1的有限元模型进行计算，预测复合材料层合板贴补修复后极限载荷。/n

【技术特征摘要】
1.一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤SS1：建立复合材料层合板开孔件有限元模型；
步骤SS2：建立复合材料损伤本构模型；
步骤SS3：建立复合材料胶层本构模型；
步骤SS4：基于ABAQUS-UMAT有限元用户动态子程序模块，使用FORTRAN语言编写用户自定义子程序实现提出的损伤本构模型，求解应力、应变和损伤；
步骤SS5：对步骤SS1的有限元模型进行计算，预测复合材料层合板贴补修复后极限载荷。


2.根据权利要求1所述的一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，其特征在于，所述步骤SS1具体包括：
复合材料层合板的铺层角度沿厚度方向中平面对称布置，并且每一层厚度方向只划分一个单元；
网格类型为C3D8R，对孔边周围区域进行网格细化；
建立参考点与自由端面之间加载方向位移一致性约束条件：受拉荷载均采用位移加载方式，左加载面施加固支约束，右端自由端面外设置一个参考点，然后把参考点和端面进行绑定，在Abaqus/CAE模块中，采用creatconstraint方法建立coupling耦合约束方程，此时，将位移荷载施加在参考点上，同时只要输出参考点上的位移和反力即U和RF1，就能够获得加载端面上的位移与反力。


3.根据权利要求1所述的一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，其特征在于，所述步骤SS2具体包括：
步骤SS21：建立含损伤的复合材料层合板本构关系；
步骤SS22：建立三维Hashin强度失效准则来判断纤维和基体损伤，建立Ye分层失效准则来判断分层损伤；
步骤SS23：建立剪切非线性模型；
步骤SS24：建立连续损伤退化模型。


4.根据权利要求3所述的一种复合材料层合板贴补修复后极限载荷确定方法，其特征在于，所述步骤SS21具体包括：
复合材料应力-应变本构方程如下：σ＝C(d):εe，
其中，符号“:”表示对两个张量指标的缩并计算；σ是有效应力张量；是名义应力张量；εe是弹性应变张量；e表示弹性；C(d)是含损伤单向复合材料层合板的四阶刚度张量；C是未损伤单向复合材料层合板的四阶线弹性刚度张量；d是一维向量(d1，d2，d3，d23，d13，d12)，其中d1、d2、d3分别为纤维方向纤维损伤的损伤变量、平面内垂直于纤维方向基体损伤的损伤变量、层间平面外方向分层损伤的损伤变量；d12、d23、d13分别为12、23、13平面内的剪切损伤变量；定义坐标系x1-x2-x3为单向板的自然坐标系，x1-xn-x1为断裂面的局部坐标系，两个坐标系下的x1轴重合；12、23、13平面分别对应坐标系下的x1x2平面、x2x3平面、x1x3平面；
把损伤变量引入刚度矩阵，使刚度随着损伤的发展而逐渐变弱，即：
C(d)＝M-1(d):C:MT，-1(d)；
其中，M-1(d)为M(d)的逆矩阵，MT，-1(d)为M(d)转置矩阵的逆矩阵；M(d)为损伤因子张量，其损伤主轴系下矩阵形式可以表示如下：






复合材料主坐标系中单层板的三维正交各项异性损伤本构模型如下：



所述复合材料主坐标系为单向板的自然坐标系x1-x2-x3；
其中：






























其中，σ1、σ2和σ3分别为纤维方向、垂直于纤维方向、层间平面外方向的名义正应力；τ23、τ12和τ13分别为x1-x2-x3坐标系下x1x2平面、x2x3平面、x1x3平面内的剪应力；ε1、ε2和ε3分别为纤维方向、垂直于纤维方向、层间平面外方向的工程正应变；γ23、γ13和γ12为分别为x1-x2-x3坐标系下x1x2平面、x2x3平面、x1x3平面内的工程剪应变；E1、E2、E3、分别为纤维方向、垂直于纤维方向、层间平面外方向的未损伤单向复合材料单层的弹性模量，G23、G13、G12分别为x1x2平面、x2x3平面、x1x3平面内未损伤单向复合材料单层的剪切模量，v12、v13、v23分别为纤维方向与垂直于纤维方向的、纤维方向与层间平面外方向的、垂直于纤维方向与层间平面外方向的泊松比v21、v31、v32分别为垂直于纤维方向与纤维方向的、层间平面外方向与纤维方向的、层间平面外方向与垂直于纤维方向的泊松比，满足关系式：<...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴志荣，杨鑫，雷航，朱康康，宋迎东，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，中国航空工业集团公司成都飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：江苏;32