Cf-BMI復(fù)合材料分層損傷層合板準(zhǔn)靜態(tài)壓痕及其剩余壓縮性能研究.pdf

1、碳纖維/雙馬復(fù)合材料層合板具有良好的力學(xué)性能和耐溫性能，目前已廣泛應(yīng)用于機(jī)翼蒙皮、機(jī)艙壁板等部位。但是，層合板結(jié)構(gòu)對(duì)沖擊載荷非常敏感，十分容易產(chǎn)生層間分層、基體裂紋、纖維斷裂等各種損傷，這些損傷的存在會(huì)導(dǎo)致層合板的承載能力大幅下降，給飛機(jī)的飛行安全造成嚴(yán)重的安全隱患。為了避免災(zāi)難性后果的發(fā)生，必須對(duì)飛機(jī)用復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行損傷評(píng)估。然而，目前針對(duì)特定飛機(jī)用復(fù)合材料的損傷評(píng)估十分匱乏?；趯雍习逶诜圻^程中四邊鉚接的實(shí)際情況，本文開展了四邊

2、固支條件下碳纖維/雙馬復(fù)合材料層合板準(zhǔn)靜態(tài)壓痕損傷及其剩余壓縮性能研究來等效評(píng)估其低速?zèng)_擊損傷；同時(shí)，通過預(yù)埋聚四氟乙烯薄膜的方式，制備了含有預(yù)制分層損傷的試樣，以研究分層損傷對(duì)層合板準(zhǔn)靜態(tài)壓痕損傷及其剩余壓縮性能的影響規(guī)律。主要工作和結(jié)論如下：
　　首先，考察了單次加載和逐級(jí)加載方對(duì)特征接觸力及特征凹坑深度的影響，結(jié)果表明，通過逐級(jí)加載的方式來研究準(zhǔn)靜態(tài)壓痕損傷具有可行性；同時(shí)，對(duì)比了四邊簡支和四邊固支條件下準(zhǔn)靜態(tài)壓痕損傷的區(qū)別

3、，結(jié)果表明，兩種邊界條件下，復(fù)合材料層合板的分層擴(kuò)展模式、特征接觸力、凹坑深度變化以及損傷寬度變化均存在著明顯的區(qū)別，故不能通過四邊簡支條件來研究實(shí)際服役條件下（四邊固支）的準(zhǔn)靜態(tài)壓痕損傷。
　　接著，本文通過預(yù)制分層損傷的方式研究了單一分層的深度及大小對(duì)四邊固支條件下準(zhǔn)靜態(tài)壓痕損傷的影響。結(jié)果表明：在中面之前，特征接觸力和特征凹坑深度隨著預(yù)制分層損傷深度的降低，均呈現(xiàn)出規(guī)律性的下降趨勢；相對(duì)于損傷深度和損傷寬度隨分層損傷的變化，

4、特征接觸力和特征凹坑深度能更好地反映分層損傷對(duì)層合板損傷阻抗的影響程度。因此，特征接觸力和特征凹坑深度可作為復(fù)合材料層合板在準(zhǔn)靜態(tài)壓痕力作用下?lián)p傷阻抗的表征參數(shù)。
　　最后，本文分別研究了分層損傷對(duì)復(fù)合材料層合板剩余壓縮強(qiáng)度、有效壓縮模量以及最大壓縮應(yīng)變的影響。結(jié)果表明：相對(duì)于有效壓縮模量和最大壓縮應(yīng)變，剩余壓縮強(qiáng)度值隨分層損傷的變化規(guī)律最為明顯，即隨著預(yù)制分層損傷趨近于中面，剩余壓縮強(qiáng)度的下降幅度逐漸減小；無論是否含有預(yù)制分層損