飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分層損傷研究.pdf

1、先進(jìn)復(fù)合材料由于高比強(qiáng)度、比剛度，耐疲勞等優(yōu)點(diǎn)在航空航天領(lǐng)域中得到廣泛應(yīng)用，但復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在加工和使用中不可避免產(chǎn)生缺陷，其中分層損傷是復(fù)合材料的主要失效之一。本文對(duì)飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分層損傷進(jìn)行研究。
　　本文基于裂紋閉合技術(shù)和裂紋尖端單元分析方法，分別建立3D和雙板有限元模型計(jì)算作為復(fù)合材料分層擴(kuò)展判據(jù)的應(yīng)變能量釋放率，比較其預(yù)測(cè)精確度，在此基礎(chǔ)上分析了層壓板的鋪層順序?qū)?yīng)變能量釋放率的影響。
　　介紹基于內(nèi)聚力模型的界面

2、元復(fù)合材料分層形成及擴(kuò)展分析方法，利用界面元對(duì)混合型彎曲分層擴(kuò)展試驗(yàn)進(jìn)行模擬并與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，預(yù)測(cè)層合板的層間性能及裂紋尖端網(wǎng)格密度對(duì)層壓板混合模態(tài)下分層擴(kuò)展的極限載荷影響。
　　本文研究了層壓板的極限強(qiáng)度和破壞失效模式，采用基于細(xì)觀力學(xué)的失效準(zhǔn)則，逐個(gè)單剛度退化，從而對(duì)層壓板進(jìn)行漸進(jìn)失效分析?；贖ashin準(zhǔn)則和LaRC03準(zhǔn)則以及Chang的材料參數(shù)退化模型，利用漸進(jìn)失效模型對(duì)四種鋪層含圓孔的層合板的拉伸破壞進(jìn)行了失效擴(kuò)展過

3、程的數(shù)值仿真分析，預(yù)測(cè)其破壞模式、損傷起始、損傷擴(kuò)展以及拉伸極限載荷，并通過4種碳纖維復(fù)合材料開孔層合板拉伸強(qiáng)度試驗(yàn)對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證。
　　基于界面元，運(yùn)用分層起始和分層擴(kuò)展準(zhǔn)則，對(duì)蜂窩夾層內(nèi)嵌件結(jié)構(gòu)進(jìn)行脫膠分析，同時(shí)基于復(fù)合材料漸進(jìn)失效對(duì)蜂窩夾層面板進(jìn)行失效分析。利用Abaqus軟件，通過fortran用戶子程序?qū)瑑?nèi)嵌件的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行整體失效分析，并通過試驗(yàn)驗(yàn)證，證明整體失效分析模型能較好預(yù)測(cè)含內(nèi)嵌件蜂窩夾層結(jié)構(gòu)拉脫極限