【技术实现步骤摘要】
本申请涉及航空复合材料结构疲劳损伤容限分析，特别是涉及一种航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法、设备及介质。
技术介绍
1、近年来，复合材料结构在飞机上的应用不断增加，应用部位也逐步从作为次承力结构发展到作为主承力结构。多层结构是飞机上应用最广泛的复合材料结构，多层结构是指由复合材料制成的具有多层的结构，比如纤维增强复合材料层合板，但针对多层结构的疲劳损伤预测，特别是涉及层内和层间损伤模式的耦合问题，仍然具有挑战性，因此，多层结构的损伤容限设计受到限制，多层结构的承载能力没有得到充分发挥。
2、基体断裂、纤维破坏和分层损伤是多层结构的三种主要损伤模式，三种主要损伤模式之间的相互作用导致层板内部复杂裂纹的生长。目前，航空复合材料损伤模拟的数值方法大致可分为两类：连续损伤建模方法和离散损伤建模方法。在有限元法（finiteelement method，fem）中，通常采用连续疲劳损伤模型（continuum damage mechanics，cdm）来模拟单层或多层结构的层内疲劳损伤（如纤维破坏和基体断裂），采用疲劳粘聚区模型（cohesive zone model，czm）来模拟多层结构的层间脱层疲劳扩展。尽管上述现有数值方法已被证明能够准确高效预测航空复合材料的单一疲劳损伤模式，但是多层结构的疲劳破坏过程非常复杂，涉及层内和层间多种损伤模式的耦合，故需要一种能够预测层内和层间多种损伤模式的耦合的数值方法。
3、况且，在cdm中，损伤是通过降低单元的刚度来近似计算的，这并不能明确地描述裂缝以及层内和层间裂缝
4、因此，研究适用于航空复合材料结构疲劳破坏过程分析（即疲劳损伤演化分析）技术，对于航空复合材料结构的设计和强度适航符合性的验证均具有重要意义。
技术实现思路
1、本申请的目的是提供一种航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法、设备及介质，能够预测层内和层间多种损伤模式的耦合，可提高航空复合材料结构疲劳破坏过程分析的精度和效率。
2、为实现上述目的，本申请提供了如下方案。
3、第一方面，本申请提供了一种航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，所述航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法包括：
4、采用newton-raphson迭代法对界面疲劳损伤模型进行计算，得到航空复合材料结构在当前时间步的节点位移向量，根据节点位移向量计算得到航空复合材料结构在当前时间步的节点应力向量，根据节点应力向量计算得到航空复合材料结构在当前时间步的界面参数；航空复合材料结构为多层结构；界面参数包括未损伤数值通量和未损伤数值通量的热力学共轭量；
5、根据未损伤数值通量和疲劳循环次数，计算得到航空复合材料结构在当前时间步的疲劳损伤阈值和疲劳断裂阈值；疲劳循环次数为航空复合材料结构在当前时间步的疲劳循环次数；
6、根据未损伤数值通量的热力学共轭量、疲劳损伤阈值和疲劳断裂阈值，确定航空复合材料结构在当前时间步的疲劳损伤状态和疲劳损伤度；
7、根据疲劳损伤状态和疲劳损伤度对界面疲劳损伤模型的模型参数进行迭代更新，得到更新后模型；
8、判断当前时间步是否为终止时间步；
9、若是，则结束计算；
10、若否，则以更新后模型作为下一时间步的界面疲劳损伤模型，返回“采用newton-raphson迭代法对界面疲劳损伤模型进行计算，得到航空复合材料结构在当前时间步的节点位移向量”的步骤。
11、第二方面，本申请提供了一种计算机设备，包括：存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序以实现上述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法。
12、第三方面，本申请提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法。
13、根据本申请提供的具体实施例，本申请具有以下技术效果：
14、本申请提供了一种航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法、设备及介质，采用newton-raphson迭代法对界面疲劳损伤模型进行计算，得到航空复合材料结构在当前时间步的界面参数，界面参数包括未损伤数值通量和未损伤数值通量的热力学共轭量，根据未损伤数值通量和疲劳循环次数，计算得到航空复合材料结构在当前时间步的疲劳损伤阈值和疲劳断裂阈值，根据未损伤数值通量的热力学共轭量、疲劳损伤阈值和疲劳断裂阈值，确定航空复合材料结构在当前时间步的疲劳损伤状态和疲劳损伤度，根据疲劳损伤状态和疲劳损伤度对界面疲劳损伤模型的模型参数进行迭代更新，得到更新后模型，不断迭代，直至当前时间步为终止时间步，本申请将疲劳损伤状态和疲劳损伤度引入界面疲劳损伤模型，以对界面疲劳损伤模型进行更新，利用界面疲劳损伤模型来计算航空复合材料结构在多个时间步的节点应变向量和节点应力向量，能够利用一种模型来同时对航空复合材料结构的层内和层间疲劳损伤进行模拟，且不需要插入大量内聚单元和人工柔度，能够降低模型复杂度，避免人工影响，从而能够预测层内和层间多种损伤模式的耦合，可提高航空复合材料结构疲劳破坏过程分析的精度和效率。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，所述航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法包括：
2.根据权利要求1所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，未损伤数值通量的计算公式为：
3.根据权利要求1所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，疲劳损伤阈值的计算公式为：
4.根据权利要求1所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，根据未损伤数值通量的热力学共轭量、疲劳损伤阈值和疲劳断裂阈值，确定航空复合材料结构在当前时间步的疲劳损伤状态和疲劳损伤度，具体包括：
5.根据权利要求1所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，界面疲劳损伤模型的模型参数包括内界面局部切线刚度和形函数，根据疲劳损伤状态和疲劳损伤度对界面疲劳损伤模型的模型参数进行迭代更新，得到更新后模型，具体包括：
6.根据权利要求5所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，第一更新公式为：
7.根据权利要求5所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，形函数
8.根据权利要求5所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，准静态损伤度的计算公式为：
9.一种计算机设备，包括：存储器、处理器以及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序以实现权利要求1-8中任一项所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，该计算机程序被处理器执行时实现权利要求1-8中任一项所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法。
...【技术特征摘要】
1.一种航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，所述航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法包括：
2.根据权利要求1所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，未损伤数值通量的计算公式为：
3.根据权利要求1所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，疲劳损伤阈值的计算公式为：
4.根据权利要求1所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，根据未损伤数值通量的热力学共轭量、疲劳损伤阈值和疲劳断裂阈值，确定航空复合材料结构在当前时间步的疲劳损伤状态和疲劳损伤度，具体包括：
5.根据权利要求1所述的航空复合材料结构疲劳破坏过程分析方法，其特征在于，界面疲劳损伤模型的模型参数包括内界面局部切线刚度和形函数，根据疲劳损伤状态和疲劳损伤度对界面疲劳损伤模型的模型参数...
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。