基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法技术

本发明专利技术涉及一种基于AML方法的复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法，其包括第一阶段：通过积木式试验元件级试验阶段获取复合材料冲击后的工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN和冲击后拉伸强度基本值SBASE；第二阶段：通过上述阶段获得的数据计算复合材料冲击后拉伸强度设计许用值STAI‑ALL。通过本发明专利技术的基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法所获得的复合材料冲击后拉伸设计许用值更真实，试验件数量少，试验周期短，试验成本低，获得的复合材料冲击后拉伸强度设计许用值更具工程化，为飞机复合材料结构获取冲击后拉伸强度设计许用值提供了新的可行试验方法。

Test method for tensile strength design of composite materials after impact based on AML method

The invention relates to an impact composite material based on AML method after tensile strength test method for allowable value, including the first stage: the acquisition process batch composite after impact, the impact factor of CBB by modular test component level testing stage of hot and humid environment influence factor of CEN and tensile strength after impact of basic value of SBASE; the second stage: the calculation of composite after impact tensile strength design allowableness STAI ALL obtained by the phase data. By the method of AML composites after impact tensile strength design allowableness test method for obtaining the composite after impact tensile allowable design is based on the real test of the invention, a small number of short test cycle, low test cost, the composite tensile strength after impact was designed with engineering value for Xu, for the composite structure obtained after impact tensile strength design Xu provides a feasible new method for value.

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于飞机复合材料结构试验
，尤其涉及一种基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法。
技术介绍
现有获得复合材料冲击后拉伸强度设计许用值的试验方法大多采用毯式曲线法，毯式曲线法中铺层角度包括0°、-45°、+45°、90°，铺层百分比数不小于10％。通过毯式曲线方法获得复合材料冲击后拉伸强度设计许用值的试验就是要将图1阴影部分按照试验标准和原则尽可能填充充分。AML(AngleMinusLongitudinal)方法被应用在对称、均衡的层合板中，层合板包括0°，90°和±45°角度层，且每一角度层所占百分比不小于10％。AML由角度层(±45°)百分比减去纵向纤维层(0°)得出。当层合板不均衡时，AML由下式表式：所以层合板有低百分比的角度层或高百分比的纵向层，AML都会很低。AML反映的是层合板在缺陷周边或纤维中断后的载荷重新分配能力，亦反映缺陷周遍的应力严重系数，图2表明：角度层百分比越高，冲击后拉伸强度和开孔拉伸强度越高。由于标准和规范要求，在获取材料设计许用值试验时，许用值不允许根据试验结果或试验曲线进行外推，所以毯式曲线法在规划试验件时试验件的铺层百分比就要填充整个如图1所示阴影区域，这样就造成了试验件数量大，试验周期长，而且很多试验数据在飞机实际设计中并没有应用，造成了极大的浪费。且AML方法获得复合材料冲击后压缩强度设计许用值的试验件按规范要求，试验件尺寸为“100mm×250mm”，由于试验件尺寸小，受尺寸效应、边界条件、载荷分配等实际情况影响较大，一般所得试验结果偏差较大。因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法，用于解决上述现有技术中任一缺陷。为达到上述目的，本专利技术采用的技术方案是：1、一种基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法，其特征在于，包括：第一阶段：通过积木式试验元件级试验阶段获取复合材料冲击后的工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN和冲击后拉伸强度基本值SBASE；第二阶段：通过上述阶段获得的数据计算复合材料冲击后拉伸强度设计许用值STAI-ALL，计算公式为STAI-ALL＝SBASE*CBB*CEN。进一步地，第一阶段中，将试验件规划成三种AML值的试验件组，形成第一试验件组、第二试验件组及第三试验件组，第一试验件组的AML值为-28，第二试验件组的AML值为0，第三试验件组的AML值为25，从而获得工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN和冲击后拉伸强度基本值SBASE。进一步地，获取所述工艺批次影响因子CBB的过程为：采用B基准值简化采样试验矩阵形式，分别从第一试验件组抽取18个第一试验件、从第二试验件组抽取18个第二试验件、从第三试验件组抽取18个第三试验件；每组均采用3个批次预浸料、2个固化循环，18个试验件；在湿热环境、几何参数、铺层顺序等条件完全相同情况下，通过如下公式计算所述工艺批次影响因子CBBσB基准值/RTD代表室温干态状态的B基准值；σ平均/RTD代表室温干态状态的平均失效应变。进一步地，所述湿热环境影响因子CEN的获取过程为：获取同一材料批次、同一固化工艺、相同几何参数的第一试验件、第二试验件及第三试验件均18个，并均分成3组，一组试验件进行低温干态CTD试验、另一组试验件进行室温干态RTD试验，最后一组试验件进行高温湿态ETW试验用于得到湿热环境影响因子CEN，所述湿热环境影响因子CEN通过如下公式得：CEN＝Si/SRTDSi——代表高温湿态ETW或低温干态CTD平均失效应变；SRTD——代表室温干态平均失效应变。进一步地，所述冲击后拉伸强度基本值SBASE的获取过程为：自第一试验件组、第二试验件组和第三试验件组中获取同一材料批次、同一固化工艺、相同几何参数的试验件各18件，并均分成3组，每组的试验件均进行室温干态RTD试验用于得到填孔压缩强度基本值SBASE。进一步地，对试验件进行冲击时，冲击能量为产生目视可见损伤的能量或试验项目统计过的截止能量。本专利技术的基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法具有试验件数量更少，试验周期更短，试验经费更少，所获冲击后拉伸设计许用值更接近工程实际的技术特点，为飞机复合材料结构获取冲击后拉伸强度设计许用值提供了新的可行试验方法。附图说明此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本专利技术的实施例，并与说明书一起用于解释本专利技术的原理。图1为现有技术中结构设计中的典型毯式曲线示意图。图2为现有技术中典型的AML曲线示意图(碳纤维)。图3为本专利技术一实施例的工艺批次影响因子曲线示意图。图4为本专利技术一实施例的湿热环境影响因子曲线示意图。图5为本专利技术一实施例的冲击后拉伸强度基本值示意图。图6为本专利技术一实施例的元件级试验件尺寸示意图。图7为本专利技术的流程示意图具体实施方式为使本专利技术实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术保护范围的限制。本专利技术的基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法，其适用于飞机复合材料结构获取冲击后拉伸强度设计许用值试验，其主要包括两个阶段(如图7所示)：第一阶段：通过积木式试验元件级试验阶段获取对复合材料冲击后拉伸强度设计许用值具有显著影响的工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN和冲击后拉伸强度基本值SBASE，试验夹具和试验矩阵按ASTM7136/D7136进行，且规划3种AML值的试验件，AML值分别为-28、0和25，试验件尺寸为“100mm×250mm”(见图6)。每种AML值均需要做下述试验：1)工艺批次影响因子试验具体为：采取B基准值简化采样(B18)试验矩阵形式，分别从第一试验件组抽取18个第一试验件、从第二试验件组抽取18个第二试验件、从第三试验件组抽取18个第三试验件；试验件共采用3个批次预浸料、2个固化循环，共18个试验件。在湿热环境(采用室温干态条件试验)、几何参数、铺层顺序等条件完全相同情况下，通过如下公式得出工艺批次影响因子CBB：σB基准值/RTD代表室温干态状态3个批次，2个固化工艺的B基准值；σ平均/RTD代表室温干态状态的平均失效应变。本实施例中的工艺本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法，其特征在于，包括：第一阶段：通过积木式试验元件级试验阶段获取复合材料冲击后的工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN和冲击后拉伸强度基本值SBASE；第二阶段：通过上述阶段获得的数据计算复合材料冲击后拉伸强度设计许用值STAI‑ALL，计算公式为STAI‑ALL＝SBASE*CBB*CEN。

【技术特征摘要】
2016.11.29 CN 20161107096871.一种基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法，其特征在于，包括：第一阶段：通过积木式试验元件级试验阶段获取复合材料冲击后的工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN和冲击后拉伸强度基本值SBASE；第二阶段：通过上述阶段获得的数据计算复合材料冲击后拉伸强度设计许用值STAI-ALL，计算公式为STAI-ALL＝SBASE*CBB*CEN。2.根据权利要求1所述的基于AML方法的复合材料开孔拉伸强度设计许用值试验方法，其特征在于，第一阶段中，将试验件规划成三种AML值的试验件组，形成第一试验件组、第二试验件组及第三试验件组，第一试验件组的AML值为-28，第二试验件组的AML值为0，第三试验件组的AML值为25，从而获得工艺批次影响因子CBB、湿热环境影响因子CEN和冲击后拉伸强度基本值SBASE。3.根据权利要求2所述的基于AML方法复合材料冲击后拉伸强度设计许用值试验方法，其特征在于，获取所述工艺批次影响因子CBB的过程为：采用B基准值简化采样试验矩阵形式，分别从第一试验件组抽取18个第一试验件、从第二试验件组抽取18个第二试验件、从第三试验件组抽取18个第三试验件；每组均采用3个批次预浸料、2个固化循环，18个试验件；在湿热环境、几何参数、铺层顺序...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄金昌，朱天文，王成波，王海龙，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21