本发明涉及材料领域，特别涉及复合材料挤压旁路包线通用分析方法。
背景技术：
复合材料在飞机结构上进行应用已有几十年的历史，由于复合材料自身重量较小，且具有比传统结构材料更优异的抗疲劳和耐腐蚀性能，其在飞机结构上的应用有效的减轻了飞机整体结构的重量。目前复合材料以更优越的综合性能，成为航空结构中应用最为广泛的材料，确保了飞机的性能和先进性，可以说当前复合材料的用量已成为航空领域最先进的核心技术，成为各国竞相发展的重要领域。
当前和今后一段较长的时期内，航空航天复合材料的发展将呈现以下特点：
1)需求将持续上升，其中通用航空将成为复合材料的主要市场，以b-787/a-380/a-350xwb为代表的新机种对碳纤维复合材料的需求将大幅增长。在未来的10年间，通用飞机可望增加12400架左右，新飞机的复合材料质量占比最高可达54％，航空复合材料将进入新的发展时期。
2)技术不断进步，新技术不断得到开发利用。以低成本为主导的理念对相关技术的创新将产生巨大推动，包括纤维和基体在内的新材料技术、高效自动化整体构件成型技术(afp和atl)、数字化成型技术等，各种型号、规格的自动化成型设备不断得到研发，大幅提高生产效率和降低成本。
3)为满足高性能航空航天器的发展，新概念的复合材料技术将不断得到研发，如纳米复合材料技术、高功能和多功能、结构/功能一体化、智能化结构等，将成为复合材料的重要研究内容。
4)可持续发展将倍受重视。如碳纤维复合材料的回收和再利用、新型绿色复合材料的开发和应用等，将会加快研究进程，取得实质性进展。
随着复合材料在航空航天飞行器结构中的广泛应用，复合材料结构在飞行器整体结构中占据着越来越重要的地位。而对复合材料结构进行强度分析无论对飞行器结构设计还是强度校核都十分重要。而合材料的失效模式主要包括：静强度破坏，连接强度破坏及疲劳破坏。其中连接强度破坏又包括：挤压/旁路破坏、螺栓破坏、螺栓拉脱破坏及螺栓剪切-拉伸混合作用破坏。在实际结构中出现何种失效模式取决于载荷状态、紧固件的挤压载荷、层压板的面内旁路载荷及面外载荷、连接构型、连接紧固件的类型、连接站位的几何构型(宽径比、端径比、层压板厚度、紧固件直径、垫片构型、拧紧力矩、划窝深度等)及铺层比例。当载荷状态与构型影响因素耦合之后，复合材料机械连接的设计许用值就不能直接用由试样级试验而得的设计许用值，因为试样级设计许用值是由单一载荷作用下的试验而得。工程上通常用半经验的挤压/旁路包线来评估复合材料机械连接强度。挤压/旁路包线是复合材料机械连接在挤压载荷与旁路载荷联合作用的失效包线。目前国内航空业对于复合材料的应用处于探索阶段，现有服役机型ma60,arj21等复合材料使用量均较低。国内各航空设计院所掌握的复合材料的分析方法较为匮乏。
技术实现要素：
为了解决上述问题的一个或多个，本发明提供复合材料挤压旁路包线通用分析方法。
根据本发明的一个方面，提供一种复合材料挤压旁路包线通用分析方法，包括以下步骤：
1)建立构型库：对于给定的复合材料进行建立等效模型，
2)构建挤压旁路包线的确定方法，
3)基于步骤2)进行许用值试验，
4)基于步骤3)的结果得到挤压旁路包线，
5)基于步骤4)的挤压旁路包线预测复合材料的失效载荷及失效模式。
在一些实施方式中，挤压旁路包线的确定方法步骤如下：
1)确定a点，所述a点为充填孔拉伸许用值，由fht试验确定；
2)确定e点，所述e点为连接挤压许用值，由挤压试验确定；
3)确定c点，所述c点由开口分析的解析法和试验确定；
4)确定h点，所述h点为充填孔压缩许用值，由fhc试验确定；
5)确定i点，所述i点为开孔压缩许用值，由ohc试验确定；
根据所述的a、e、c、h、i点绘制挤压旁路包线，由斜线ac和水平直线ce构成拉伸区域，由二次曲线eh和截止线fi构成压缩区域，所述二次曲线由以下公式所得：
在一些实施方式中，步骤1)中的a点由下列公式计算所得：
式中：
[ε]fht——充填孔拉伸设计许用应变(με)；
在一些实施方式中，步骤2)中的e点由下列公式计算所得：
式中：
[σ]br——挤压许用应力(mpa)；
在一些实施方式中，步骤3)中的c点由下列公式计算所得：
式中：
e——层合板纤维方向等效弹性模量(mpa)；
weff——层合板有效宽度(mm)；
d——紧固件直径(mm)。
在一些实施方式中，步骤4)中的h点由下列公式计算所得：
式中：
[ε]fhc——充填孔压缩设计许用应变(με)；
在一些实施方式中，步骤5)中的i点由下列公式计算所得：
式中：
本发明与现有技术相比的优点在于:
本发明基于结构中最典型的层压板作为基准，试验件构型为基准构型，通过基准实验得到材料批次和工艺变化及测试环境对力学性能的影响，同时结合参数修正实验可以得出较为清楚和保险的挤压旁路包线图，即使用本发明的许用值确定方法、系数修正模块及批量数据处理模块能够快速安全地对同一复合材料的连接强度进行分析，以保证应用了复合材料结构的安全性。
附图说明
图1为本发明一实施方式所得的包线示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细的说明。
本发明提供一种复合材料挤压旁路包线通用分析方法，包括以下步骤：
1、建立构型库：选取结构中最典型的层压板作为基准来建立等效模型，
2、构建挤压旁路包线的确定方法：将步骤1中层压板复合材料进行载荷试验，并按以下方法确定关键点：
1)确定a点，所述a点为充填孔拉伸许用值，由fht试验确定；
2)确定e点，所述e点为连接挤压许用值，由挤压试验确定；
3)确定c点，所述c点由开口分析的解析法和试验确定；
4)确定h点，所述h点为充填孔压缩许用值，由fhc试验确定；
5)确定i点，所述i点为开孔压缩许用值，由ohc试验确定；
3、基于步骤2进行许用值试验：具体包括基准试验和参数修正试验。
具体地：基准试验考虑ctd，rtd，rtw，et1w和et2w五种不同的测试环境，其中的ctd为低温干态环境，rtd为室温干态环境，rtw为室温湿态环境，et1w位高温湿态环境，et2w位高温湿态环境。
试验环境条件如下表：
参数修正试验的类别及试验标准如下，测试环境均为rtd环境。
4、基于步骤3的结果绘制挤压旁路包线，如图1所示：
5、基于步骤4的挤压旁路包线预测复合材料的失效载荷及失效模式：
其中，a、e、c、h、i点绘制挤压旁路包线，由斜线ac和水平直线ce构成拉伸区域，由二次曲线eh和截止线fi构成压缩区域，所述二次曲线eh由以下公式所得：
步骤1)中的a点由下列公式计算所得：
式中：
[ε]fht——充填孔拉伸设计许用应变(με)；
步骤2)中的e点由下列公式计算所得：
式中：
[σ]br——挤压许用应力(mpa)；
式中：
e——层合板纤维方向等效弹性模量(mpa)；
weff——层合板有效宽度(mm)；
d——紧固件直径(mm)。
步骤4)中的h点由下列公式计算所得：
式中：
[ε]fhc——充填孔压缩设计许用应变(με)；
在一些实施方式中，步骤5)中的i点由下列公式计算所得：
式中：
本法的分析方法包含复合材料的许用值处理，修正系数拟合，连接强度分析，挤压/旁路包线绘制等模块的复合材料挤压旁路包线分析方法，结合计算机程序，本发明可批量处理单向受载及双向受载结构的连接强度校核问题，为国内航空界针对复材攻关项目，复材宽体项目提供了分析依据，有力的支持了国产大飞机项目，填补了业内的空白。
以上所述的仅是本发明的一些实施方式。对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。