基于裂纹扩展路径的连续纤维增强复合材料补片优化方法

技术领域

本发明属于飞行器维修技术领域。

背景技术

随着航空航天产业的高速发展，对飞行器维修技术的升级换代提出了挑战。目前，飞行器金属结构件的维修仍以金属补片为主，但该工艺极大的增加了飞行器的重量，影响了载重、推重比以及经济成本。因此，采用复合材料代替金属补片已成为趋势。但目前，用于维修的复材补片仍选用层合板结构。该方案未充分发挥复合材料的力学特性，且缺乏针对裂纹扩展路径以及主承力方向的定制化设计。

发明内容

发明目的：为了解决上述现有技术存在的问题，本发明提供了一种基于裂纹扩展路径的连续纤维增强复合材料补片优化方法。

技术方案：本发明提供了一种基于裂纹扩展路径的连续纤维增强复合材料补片优化方法，其特征在于，具体包括如下方法：

步骤1：沿裂纹扩展路径，提取复合材料修补结构的应力张量；

步骤2：根据步骤1的应力张量，计算复合材料补片的主应力值，并沿裂纹扩展路径建立主应力分布曲线f(x,y)；

步骤3：计算主应力分布曲线的均值，并在均值中引入系数a，得到函数ave；建立三维直角坐标系，x-y平面为裂纹所在平面，z轴用于表示主应力值，将主应力分布曲线投影到y-z平面，并在y-z平面绘制函数ave；基于与y-z平面上的主应力分布曲线与y-z平面的函数ave的交点设置复合材料补片中纤维的调控区间，在每个调控区间中均匀的布置纤维；

提取y-z平面中主应力分布曲线与第i个调控区间构成的图形的形心横坐标；并记作y

步骤4：计算复合材料补片的主应力方向，优化纤维布局，使纤维沿复合材料补片的主应力迹线平行排布；

步骤5：优化复合材料补片的中折角处的纤维布局，使折角处的纤维平滑过渡；

步骤6：采用3D打印工艺制备出复合材料补片。

进一步的，所述步骤1具体为：首先提取裂纹面的离散坐标点(x,y)，然后根据位置信息，在复合材料补片上生成连续曲线，并采用后处理的方法，提取出整条曲线上的应力张量。

进一步的，所述步骤2中主应力分布曲线f(x,y)如下所示：

式中，(x,y)为裂纹面的离散坐标点，

进一步的，函数ave的表达式如下所示：

其中，k表示裂纹面离散点坐标的总个数。

进一步的，所述调控区间的设置方法具体为：将函数ave与y-z平面的主应力分布曲线投影之间的所有交点投影到y轴上，得到z轴为0的若干个投影点，将两个投影点构成的区间作为调控区间，得到若干个调控区间。

进一步的，所述第i个调控区间的第j根纤维的位移方程mov

其中，b

进一步的，所述步骤4中复合材料补片的主应力方向如下所示；

其中，(x,y)是裂纹坐标，

进一步的，所述步骤6中：在3D打印成型后，使用真空泵抽真空，并采用热压罐外固化的方式，对复合材料补片进行固化处理。

有益效果：本发明根据补片在飞行器裂纹处的应力特征，设计出基于裂纹扩展路径的连续纤维增强复合材料补片；通过调节纤维分布密度和排布方向实现复合材料补片高强度设计；并采用增材制造技术进行制备，减少了制备的复杂性，简化了制备流程。本发明提高了飞行器维修后的力学性能，本发明所公开的方法，适用于飞行器、汽车、船舶等零部件的维修。

附图说明

图1为本发明流程图。

图2为主应力值分布曲线图。

图3为纤维分布区间调控图。

图4为纤维分布优化调控图。

图5为纤维排布方向优化设计图。

图6为折角优化图。

具体实施方式

构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

如图1所示，本发明提供基于裂纹扩展路径的连续纤维增强复合材料补片优化方法，该方法包括如下步骤：

步骤1：补片强度对飞行器维修后的力学性能起决定性作用，通过对构成复材补片的连续纤维进行优化设计，可以改善补片力学性能，极大恢复飞行器维修后的承载能力。鉴于此，本发明采用仿真方法，模拟维修后的飞行器零部件使用工况；计算并提取出补片在裂纹扩展路径处的应力张量。

首先提取裂纹面的离散坐标点(x,y)，然后根据位置信息，在补片上生成连续曲线，并采用后处理的方法，提取出整条曲线上的应力张量。

步骤2：根据提取的应力张量，计算补片在裂纹扩展路径区域的主应力值，建立主应力分布曲线，该曲线图如图2所示，

主应力分布曲线f(x,y)如下所示：

式中，(x,y)为裂纹面的离散坐标点，

步骤3：根据主应力分布曲线，优化纤维分布密度，在主应力值较大的区域填充更多的连续纤维。

计算主应力分布曲线的均值，并在均值中引入系数a，得到函数ave：

其中，k表示裂纹面离散点坐标的总个数。

建立三维直角坐标系，x-y平面为裂纹所在平面，z轴用于表示主应力值，将主应力分布曲线投影到y-z平面(垂直于纤维方向的平面)，并在y-z平面绘制函数ave；得到y-z平面上的主应力分布曲线与y-z平面的函数ave的交点，如图3所示，将所有交点投影到y轴上，得到z轴为0的若干个投影点，将两个投影点构成的区间作为调控区间，得到若干个调控区间。

提取y-z平面中主应力分布曲线与第i个调控区间构成的图形的形心横坐标；并记作y

所述第i个调控区间的第j根纤维的位移方程mov

其中，b

步骤4：如图5所示，计算主应力方向，优化纤维布局，使其沿主应力迹线平行排布。

复合材料补片的主应力方向如下所示；

其中，(x,y)是裂纹坐标，

步骤5：如图6所示，优化折角处的纤维布局方法，使其平滑过渡；提高工艺稳定性，并防止应力集中。

步骤6：选用本发明所设计的方法，设计飞行器修补结构；而后结合3D打印工艺，打印出高强度补片，使用真空泵抽真空，并采用热压罐外固化的方式，对复合材料补片进行固化处理。

另外需要说明的是，在上述具体实施方式中所描述的各个具体技术特征，在不矛盾的情况下，可以通过任何合适的方式进行组合。为了避免不必要的重复，本发明对各种可能的组合方式不再另行说明。