疲勞指數(shù)背景

隨著航天航空科技的快速發(fā)展，先進(jìn)復(fù)合材料以其比重小、比強(qiáng)度比模量高、耐高溫性能好、耐疲勞性能優(yōu)越等獨(dú)特優(yōu)點(diǎn)在現(xiàn)代航空飛行器結(jié)構(gòu)中獲得廣泛應(yīng)用，較好地滿足了航空業(yè)對(duì)高性能低成本制備工藝技術(shù)和減重方面的高要求。然而復(fù)合材料層合板在制造和使用中受到低速?zèng)_擊時(shí)，內(nèi)部會(huì)出現(xiàn)大面積的不可視損傷，尤其是受到交變循環(huán)載荷作用時(shí)，損傷會(huì)快速擴(kuò)展，使得層板結(jié)構(gòu)的承載能力和疲勞性能都大大降低，甚至?xí)蝗黄茐模斐砂踩[患。因此開展復(fù)合材料層合板沖擊后的疲勞壽命研究，對(duì)于提高復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)的利用率和降低飛行器使用維修成本具有重要的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值 。

復(fù)合材料壽命分散性大，而且一般僅有條件疲勞極限，同時(shí)復(fù)合材料疲勞性能和其靜強(qiáng)度性能一樣，易受環(huán)境、沖擊載荷的影響，尤其是在疲勞壓縮載荷作用下。疲勞方面復(fù)合材料和金屬不同，金屬材料對(duì)拉伸控制的疲勞載荷是敏感的，而復(fù)合材料對(duì)拉伸疲勞一般呈現(xiàn)出很好的抗力，可是復(fù)合材料對(duì)局部損傷是敏感的，局部損傷在壓縮載荷作用下將要擴(kuò)展，導(dǎo)致其性能嚴(yán)重下降。

低速?zèng)_擊后的復(fù)合材料層合板內(nèi)部損傷形式復(fù)雜，在交變疲勞載荷作用下迅速擴(kuò)展，使得含沖擊損傷復(fù)合材料層合板的疲勞壽命大大低于無損層板。由于損傷演化和破壞機(jī)理復(fù)雜多變，大部分學(xué)者都采用宏觀模型對(duì)復(fù)合材料層合板的疲勞壽命進(jìn)行理論分析。理論分析處理材料疲勞壽命問題，一般采用 S--N曲線經(jīng)驗(yàn)法、等壽命曲線法以及以剩余強(qiáng)度模型、剩余剛度模型和耗散能模型為基礎(chǔ)的疲勞累積損傷理論方法進(jìn)行研究。

S--N曲線經(jīng)驗(yàn)法

S--N曲線經(jīng)驗(yàn)法仍然是處理復(fù)合材料疲勞壽命問題最普遍的方法，基于在特定載荷特征作用下和鋪層方式試件的疲勞損傷擴(kuò)展規(guī)律，預(yù)測(cè)相同載荷特征作用下和鋪層方式層板結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。通過擬合試驗(yàn)曲線得到最大加載應(yīng)力與疲勞載荷循環(huán)次數(shù) N之間的函數(shù)關(guān)系表達(dá)式，其中最簡(jiǎn)單的公式化方程為

a=c-b*logN，

式中a為最大加載應(yīng)力，c為復(fù)合材料的靜強(qiáng)度，b為由試驗(yàn)確定的常數(shù)， N為加載次數(shù)，這種靜強(qiáng)度與疲勞壽命相關(guān)性方法，要求模型中的疲勞載荷為單一應(yīng)力水平。

壽命曲線法

通過建立試件受到典型應(yīng)力比疲勞載荷作用下的壽命估算公式，來估算試件受到非典型應(yīng)力比疲勞載荷作用下的疲勞壽命，這種把非典型應(yīng)力比的循環(huán)載荷等效為典型應(yīng)力比的循環(huán)載荷來計(jì)算疲勞壽命的方法稱為等壽命曲線法。

剩余剛度（彈性模量）模型

剩余剛度（彈性模量）模型—復(fù)合材料在交變疲勞載荷作用下，隨著疲勞壽命的增加，材料耐疲勞性能逐漸下降，通過應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系曲線表明材料的剛度（彈性模量）也隨之降低，因此可建立剩余剛度模型來預(yù)測(cè)復(fù)合材料的疲勞壽命。2100433B