[发明专利]一种全SiC复合材料多钉连接结构失效分析方法

说明书

本发明涉及一种基于渐进损伤模型的全C/SiC复合材料多钉连接结构失效分析方法，包括以下步骤：(1)在C/SiC复合材料力学性能测试的基础上建立材料的双线性本构模型；(2)根据C/SiC复合材料多钉连接结构几何参数，建立复合材料结构三维有限元模型；(3)基于复合材料结构三维有限元模型进行应力分析；(4)应用适用于C/SiC复合材料的失效准则预测复合材料的失效状态；(5)对失效的材料按照退化模型进行材料刚度退化；(6)判断复合材料结构中的损伤是否导致结构发生破坏，若结构未失效刚继续加载直到材料失效。本发明适用于工程应用，可以有效分析和预测全C/SiC复合材料多钉连接结构的失效，能够显著降低试验成本，为工程实践提供参考。

技术领域

本发明涉及全SiC复合材料结构失效分析的技术领域，具体涉及一种基于渐近损伤模型的全SiC复合材料多钉连接结构失效分析方法，适用于高超声速飞行器中使用的全SiC复合材料多钉连接结构。

背景技术

碳纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(carbon fiber reinforced siliconcarbide,C/SiC)具有高强度、高硬度、耐高温、抗烧蚀和低密度等一系列优异性能，已成为航空航天领域极具发展前景的新一代高温热结构。

飞行器中各个部件需要通过连接形成一个整体，C/SiC复合材料由于编织工艺，制造大型复杂的结构件困难而又昂贵，如何实现各个小的零部件的之间的连接成为亟待解决的关键问题。机械连接技术由于其简易性、高载荷传递能力和可靠性、经济性引起了极大的关注。采用C/SiC坚固件的C/SiC复合材料接头广泛应用于航空航天领域。而机械连接接头通常是航空航天结构中的薄弱部位，对于接头的设计和分析对于提高飞行器结构的承载能力有着极为重要的作用。

C/SiC复合材料机械连接不同于传统的机械连接，这种连接形式不是简单的将各个连接部件组装在一起，其成型步骤包括：将陶瓷基复合材料制成的紧固件和复合材料板以紧配合的方法和组装在一起，然后采用化学气相渗透的方法在被连接件和紧固件之间反复沉积SiC，连接结构最终成型。在紧固件的选择上，传统的机械连接通常采用高强度的金属作为紧固件，以避免连接结构在紧固件上发生失效，但是金属紧固件密度高且热膨胀系数较大，在高温等苛刻环境中不能达到工程要求。鉴于C/SiC复合材料具有耐高温、低热膨胀系数等一系列优异的性能，为了满足高温使用要求，C/SiC复合材料机械连接所采用的紧固件材料仍然是C/SiC复合材料。此外，C/SiC复合材料由于材料内部存在大量的孔隙及微裂纹，在受拉伸载荷作用时，应力-应变曲线具有明显的非线性特征，需要对其建立合适的本构模型来描述其非线性特性。

然而，目前针对C/SiC复合材料机械连接结构的分析，大部分还停留在试验手段，采用数值方法预测C/SiC复合材料接头失效的研究并不多见。由于试验研究耗时、耗力并且昂贵，数值仿真对于C/SiC复合材料接头的进一步应用具有非常大的作用。本方法正是在这一背景下，基于渐进损伤模型提出了全C/SiC复合材料多钉连接结构的数值预测方法。

发明内容

本发明要解决的技术问题为：克服现有技术的不足，提供一种基于渐近损伤模型的全SiC复合材料多钉连接结构失效分析方法，适用于工程应用，降低试验成本，同时对全SiC复合材料多钉连接结构的强度和失效损伤模式进行有效的分析和预测，更好地保障结构安全性。

本发明解决上述技术问题采用的技术方案为：一种基于渐近损伤模型的全SiC复合材料多钉连接结构失效分析方法，实现步骤如下：

步骤A，进行C/SiC材料力学性能测试，得到其应力应变曲线，并在此基础上建立C/SiC材料双线性本构模型；

步骤B，根据复合材料结构几何参数，建立C/SiC复合材料多钉连接结构三维有限元模型，施加边界条件和初始载荷；

步骤C，基于C/SiC复合材料结构三维有限元模型进行应力分析，并在第k增量步时，开始调取单元积分点的应力σ^k；