復(fù)合材料疲勞試驗(yàn)的改進(jìn)載荷壽命系數(shù)法研究.pdf

1、在過去的30多年，飛機(jī)主要結(jié)構(gòu)上的先進(jìn)復(fù)合材料使用量已顯著增加。隨著先進(jìn)通用航空運(yùn)輸試驗(yàn)計(jì)劃的實(shí)施，美國國家航空航天局（NASA）和美國聯(lián)邦航空管理局（FAA）在1994年新增了通用和商用航空復(fù)合材料的使用。金屬和復(fù)合材料在損傷力學(xué)和耐久性問題上存在很大的區(qū)別，但復(fù)合材料和金屬需要滿足相同要求的結(jié)構(gòu)完整性、安全性和耐用性。雖然復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的優(yōu)點(diǎn)很多，但由于在大型結(jié)構(gòu)、交互失效機(jī)理、溫濕度的敏感性和疲勞分散性等方面缺乏經(jīng)驗(yàn)，使得其相關(guān)試驗(yàn)

2、論證變得十分困難。本文研究的總體目標(biāo)是在保證可靠性的同時(shí)，考慮經(jīng)濟(jì)和試驗(yàn)持續(xù)時(shí)間，采用改進(jìn)載荷壽命系數(shù)法，求得復(fù)合材料的載荷放大系數(shù)（LEF）和試驗(yàn)持續(xù)時(shí)間（N0），并為復(fù)合材料的機(jī)體結(jié)構(gòu)論證提供指導(dǎo)。具體內(nèi)容包括：
　?。?）概述復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性試驗(yàn)，介紹其積木式試驗(yàn)方法以及分散性分析方法，并且詳細(xì)介紹已有復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性疲勞試驗(yàn)方法—壽命系數(shù)法、載荷放大系數(shù)法和極限強(qiáng)度法，重點(diǎn)推導(dǎo)改進(jìn)載荷壽命系數(shù)法，并依此法求得復(fù)

3、合材料的LEF和N0，在保證相同可靠性和置信度的前提下，能夠有效地縮短復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)的全尺寸試驗(yàn)持續(xù)時(shí)間。
　?。?）研究鋪層方式為[45/0/-45/90]s的CCF300/BA9916-II復(fù)合材料層合板拉－拉載荷的疲勞行為和規(guī)律，使用本文研究的改進(jìn)載荷壽命系數(shù)法，得到復(fù)合材料層合板在B基準(zhǔn)上的疲勞壽命和剩余強(qiáng)度的形狀參數(shù)，進(jìn)而求得該復(fù)合材料的LEF和N0。并將試驗(yàn)結(jié)果與已有的復(fù)合材料統(tǒng)計(jì)結(jié)果相較，驗(yàn)證改進(jìn)載荷壽命系數(shù)法的正