航空航天复合材料正交切削过程双向热力耦合分析方法

本发明提供了一种航空航天复合材料正交切削过程双向热力耦合分析方法，在不同试验温度下对热塑性复合材料进行准静态拉伸试验，得到热塑性树脂在不同试验温度下的力学参数，对热塑性复合材料的介观加工升温过程双向热力耦合仿真展开了研究，构建了介观正交切削过程温度场模型，依据考虑温度影响的本构模型，建立了介观正交切削热力耦合模型，运用Fortran语言编写了VUMAT子程序，利用仿真软件建立介观热塑性复合材料双向热力耦合正交切削模型。本发明的方法考虑了热学与力学因素，实现了热力双向耦合分析的方法，对于理解加工损伤，提高加工质量、延长刀具使用寿命等具有重要意义。