(完整版)含穿孔损伤复合材料层合板刚度降模型毕业设计论文
复合材料层合板损伤模型的建构方法及其应用
复合材料层合板损伤模型的建构方法及其应用复合材料是一种具有良好性能和广泛应用的材料。
然而，在复合材料的使用过程中，由于不同载荷条件和作业环境的影响，往往会出现各种各样的损伤。
为了研究复合材料损伤的特征和演变规律，构建一个准确可靠的损伤模型显得尤为重要。
在复合材料的层合板结构中，由于材料层的叠加和粘结，导致了一个复杂的结构体系。
损伤的发生和演化是由于层与层之间的应力分布不均匀，导致局部应力过大而引起的。
因此，构建一个层合板的损伤模型，需要考虑到材料层的叠加效应和相互作用。
首先，建构层合板的损伤模型需要选取适当的力学模型。
一般来说，可以采用线性弹性模型或非线性模型进行分析。
线性弹性模型是一种较为简单的模型，但在材料的强度有限和变形较大时，其适用性较差。
非线性模型则可以更准确地描述材料在不同应变和应力水平下的力学性能，但计算复杂度较高。
根据具体研究目的和可行性，选择合适的模型进行建模。
其次，需要确定层合板内部的应力分布情况。
根据层合板的几何形状和受力情况，可以通过结构力学原理和有限元分析等方法计算得到不同位置的应力值。
考虑到复合材料的各向异性特性，需要对应力进行向量描述，同时考虑拉伸、剪切和压缩等各个方向的作用。
然后，在选定力学模型和确定应力分布后，需要考虑层合板中各层之间的力学联系。
层合板的损伤扩展是由于材料层间的界面错位、粘结破坏或层板剥落等原因引起的。
因此，需要在模型中加入合适的界面层，考虑不同层之间的相互作用和分离。
最后，将建构的层合板损伤模型应用于实际问题中。
通过对该模型的分析和计算，可以获得层合板在不同载荷下的应力分布、位移变化和损伤演化情况。
根据模型结果，可以预测层合板的强度、疲劳寿命和失效机制等，为实际应用提供参考依据。
综上所述，构建复合材料层合板的损伤模型是一项复杂而重要的工作。
通过选择合适的力学模型、确定应力分布、考虑层间界面和进行实际应用，可以使模型更准确，并为复合材料的设计和工程应用提供理论支持综合考虑应力水平下的力学性能、应力分布情况、层间力学联系以及实际应用，构建复合材料层合板的损伤模型是一项复杂而重要的工作。
含穿孔损伤复合材料层合板刚度降模型毕业论文
含穿孔损伤复合材料层合板刚度降模型毕业论文目录第1章概述 (1)1.1引言 (1)1.2复合材料疲劳特性研究方法 (4)1.3累积损伤理论回顾 (5)1.3.1 剩余寿命模型 (6)1.3.2 剩余强度模型 (6)1.3.3 剩余刚度模型 (7)1.3.4 耗散能模型 (8)1.3.5 Markov链损伤扩展模型 (8)1.3.6 其他模型 (8)1.4本文研究方法 (9)第2章复合材料层合板疲劳寿命分析模型的建立 (12)2.1刚度降模型简介 (12)2.1.1 理论模型 (12)2.1.2 半经验模型 (14)2.1.3 经验模型 (16)2.2基于分段损伤论的刚度降模型的建立 (19)2.3带孔层合板的疲劳累积损伤模型 (22)2.4本章小结 (24)第3章完整层合板刚度降模型的求解 (25)3.1试验概况 (25)3.2静强度试验结果 (26)3.3疲劳寿命试验结果及分析 (26)3.4疲劳损伤模型的求解 (29)3.4.1 第一阶段刚度降模型的求解 (30)3.4.2 第二阶段刚度降模型的求解 (31)3.5单级载荷下复合材料层合板S-N曲线预测 (33)3.6预测已知最大加载应力试件使用寿命的算例 (35)3.6.1 关于经验刚度断裂准则的拟合 (35)3.6.275%应力水平下的寿命预测算例 (36)3.7本章小结 (36)第4章带孔层合板疲劳及损伤模型研究 (38)4.1不同孔径带孔层合板的静态参数 (38)4.1.1 试件的几何尺寸 (38)4.1.2 带孔板件的静拉伸试验与静强度参数 (39)4.1.3 带孔层合板特征尺寸d的确定 (39)4.2不同孔径带孔层合板的疲劳行为 (40)4.3带孔板疲劳累积损伤寿命模型 (42)4.4带孔板的S—N曲线预测 (44)4.5本章小结 (46)第5章总结与展望 (47)5.1全文总结 (47)5.2展望 (48)后记 (50)参考文献 (51)附录 (55)附录A：程序清单 (55)附录B：外文资料翻译 (58)英文资料原文部分 (58)英文资料翻译部分 (68)第1章概述本章首先简单地介绍了复合材料的基本概念、特点、发展过程以及其在民用飞机上的应用情况。
基于疲劳损伤两段论的复合材料刚度降模型研究
关 键 词 ：复合 材 料 ；剐度 降 ；损 伤 ；ＳＮ 曲线 － 中 图分 类 号 ：Ｔ ３ ２ Ｂ３ 文 献 标 识 码 ：Ａ 文章 编 号 ：１０ ０ ９ （０ ０ ｏ — ０ ６—０ ０ ３— ９ ９ ２ １ ） １ ０ １ ４
复合材 料层压 板 由于具 有较 高 的 比强度 和 比刚 度 ， 现代航 空航 天 的各 种结 构 上 都 得 到 了广 泛 应 在
板 的抗 疲 劳 性 能 直 接 关 系 到 结 构 的 安 全 性 和 可 靠 性， 因此预测 层合 板 的强 度 与疲 劳 寿 命 具有 重 要 的
工程实 际意 义 。 复合材 料 的损 伤 、 裂 和克 服 了单 一 函数 在疲 劳损 从
到一 个试验 数据 点 ， 比较 两 个试 验件 的损 伤 状态 要
非常困难 。而剩余刚度可以在试验 中连续测量而不 会影 响材 料 的性 能 ， 随着 材 料 内部损 伤 的不 断 积 它 累而单 调下 降 ， 因此 刚 度 是 个 非 常 有潜 力 的宏 观
无 损检 测参 数 ， 余 刚 度模 型也 是 复 合材 料 疲 劳 特 剩
性 研究 最有前 途 的方 向 。已有 诸 多文献 提 出了各 种
，
’
Ｊ
图 １ 复合材料疲劳损伤演化规律
Ｆ ｇ １ Ｔ ｅ ｅ ｏ ｕｉ ｎ ｌｒ ｌ ｆｃ ｍｐ ｓｔ ｔ ｕ ａ ｇ ｉ ． ｈ ｖ ｌ ｔ ａ ｕ ｅ ｏ ｏ ｏ ｉ ｆ ｉ ｅ ｄ ｍａ ｅ ｏ ｅａｇ
用 ， ， ２ 其疲 劳 问题 也 逐 渐 受 到 人 们 的重 视 。层 压 Ｊ
度 的原 因。 本 文 在 刚 度 降 疲 劳 累 积损 伤 理 论 基 础 上， 根据疲 劳损 伤 的两 阶段 理论 ， 将复 合材料 的疲 劳
孔口缝合补强复合材料层合板的刚度退化及失效分析
２＝０．１ ｖ１ ５ ２， ＝０．１ ｖ ３， ５２
第一作者简介 ： 王
彬（ ９７ ， ， １８ 一） 男 西北工 业大学力学与 土木 建筑
Ｇ ２＝０ ２ Ｇｌ ， ． ２ ２ Ｇ ３＝０ ２ Ｇ ３ ． ２ ２。
学院硕士研究生 。研究方向 ： 先进复合 材料及其结 构的力 学行 为分
析 。Ｅ ｉ：ｅｂ ａｇ ＠ １３ ｃｎ。 ｍａ ｋ ｎｗ ｕ ｈ ６ ．ｏ ｌ
（） ２ 当某 层 发 生 纤 维 失 效 时 ， 于纤 维 失 效 是 由
单层板 最终 形式 的失效 ， 时该 层所 有 方 向的 承载 此
科
学
技
术
与
工
程
１ ２卷
能力 都将退 化 ：
Ｅ １＝０ ０ Ｅ１， ２＝０ ０ ２ Ｅｊ ． ７ １Ｅｌ ． ７ Ｅ２， ３＝０ ０ ３ ． ７Ｅ３ ， ２＝０ ０ ｐ２ １ ３＝０ ０ ｖ３ ； ． ７ １， １ ＂ ． ７ １， ３＝０ ０ １３ ． ７． ， ＇ ２
１ 刚度退化理论及 失效准则
１ １ 刚度 退化理 论 ．
通 常在 层合 板 的计 算 过 程 中 ， 以假 定层 合 板 可 中某层 任一单 元 的应 力 水 平 满 足失 效 准 则 时 ， 该 则 单 层将 失 去 部 分 承 载 能 力 。一 般 将 该 单 层 的材 料 参数乘 以一 个 退 化 系 数 来 模 拟 这 种 承 载 能 力 的退
补 强结 构 进 行 了有 限 元 模 拟 计 算 。研 究 了含 孔 复
合材料层合板在轴向拉伸载荷作用下， 通过一种刚
度 退化 准 则 对 材 料 的失 效 及 强 度 进 行 分 析 研 究 。
复合材料层合板冲击损伤剩余强度分析
复合材料层合板冲击损伤剩余强度分析何周理，李旭辉（中国商飞上海飞机设计研究院，上海201210）摘要：民用飞机复合材料结构设计时必须考虑复合材料层合板的冲击损伤。
通过试验测量和数值模拟两种方法分析碳纤维增强复合材料层合板低速冲击损伤后的剩余压缩强度，试验采用标准试验规范进行测量，数值模拟分析采用层内渐进损伤模型和层间Cohsive模型模拟分析层合板冲击损伤以及剩余压缩强度。
数值模拟与试验结果对比表明，该数值模拟分析方法的有效性，为民用飞机复合材料结构设计时预测和计算复合材料层合板的剩余强度提供方法。
关键词：复合材料层合板；冲击损伤；剩余压缩强度；数值模拟中图分类号：TB338；V214.4文献标识码：A文章编号：1007-9915（2021）02-0015-06 Residual Strengti Analysit of Impacl DamaaeU Composite LaminateoHE Zhonli-LU XiiUni(COMAC SSaaaai AircraOt Desina ant Resexrca Institutx,SSaaaai221010)Abstrrcl:The impdct damaae of composite laminateo must be consieerea in the design of civil aircratt composite strecturea.Two methona,test mesuemeat ant namericyl aimulation,are usc V lo analyae the residual compressive strenath of cyreon00x0reinforcee composite laminatesaaee low velocito impac-damaae.The test it stant-p0experiment,ant the namericol simulation analysis m corrieV ont by usinf the prooressive damaae monel in lami-aaesiaadynhsinesmndsibsewssaiamnaaesi4Thsynmpaeninabsewssaesieesiuieiaadaumsenyaiinmuiaennaihnwi that the namericol simulation methon is effective；whicO provides a methon On preVictina ant colcolatina the residu-aiiieeaeihntynmpninieiamnaaieinaynenianeyeatiynmpninieiieuyiueedeinea4Key words:composite laminates；impad damaae；residualcompressive strenfth；numericol simulation度、重量轻、可设计性等特点，目前已在航空、0前言航天等领域得到了广泛的应用［°0然而在飞机复合材料构件的生产和使用中，各类工具的掉落、纤维增强复合材料由于其高比强度、高比刚跑道上的杂物、冰雹等形成的冲击以及其他各种作者简介：何周理（1993—）男，汉，硕士，高级工程师，主要从事民用飞机复合材料结构设计、研究工作，电子邮箱：hezhoUi@ comae,ccH年高科技纤维与应用11第2期意外撞击都可能造成复合材料构件内部损伤，导致复合材料构件的承载能力大幅下降，对结构的安全性造成潜在的威胁2。
含分层缺陷复合材料层合板压缩强度试验研究
含分层缺陷复合材料层合板压缩强度试验研究许洪明;温卫东;刘芳【摘要】复合材料层合结构在生产和使用过程中经常会出现分层损伤,为研究分层损伤对复合材料层合结构压缩强度的影响,对含预制分层缺陷的复合材料层合板进行了静强度压缩试验研究,主要研究了沿层合板厚度方向2种不同位置的分层缺陷对复合材料层合板压缩强度的影响.试验结果表明:2类试验件断裂位置均主要集中在预制分层缺陷的边缘,断裂部位呈现不同程度的分层扩展；2类试验件的压缩强度较无初始缺陷的试验件分别降低9.04％和8.60％,说明分层缺陷的位置对复合材料层合板压缩强度的影响程度略有不同,分层缺陷位于层合板厚度方向中间位置时对压缩强度影响较大.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2013(039)003【总页数】4页(P73-76)【关键词】复合材料;分层;压缩强度;试验【作者】许洪明;温卫东;刘芳【作者单位】中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015;南京航空航天大学能源与动力工程学院,南京210016;中航工业沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文复合材料层合结构在制作和使用过程中经常出现各种各样的损伤或缺陷[1-2]，其中分层损伤或缺陷为较常见的1种损伤形式。
随着复合材料层合结构在中国航空航天领域的广泛应用，研究含分层损伤或缺陷复合材料结构的强度问题具有十分重要的意义。
复合材料层合结构在内部出现损伤后，其刚度与静强度会有一定程度降低[3]，但这种降低的程度与损伤的大小、位置及损伤形式有很大关系，目前很多学者[4-8]都对含分层损伤或缺陷的复合材料结构进行了理论和试验分析，主要研究了含有圆形或椭圆形分层损伤的复合材料层合板的静强度、疲劳和屈曲等问题，其中文献[4]中还特别研究了含分层缺陷弧形板的压缩强度。
本文主要对含初始预制分层缺陷的复合材料层合板结构进行了静强度压缩试验研究，分析了沿厚度方向不同位置的分层缺陷对层合板压缩强度的影响规律。
复合材料层合板损伤失效模拟分析
复合材料层合板损伤失效模拟分析随着科技的不断发展，复合材料在现代社会中的应用越来越广泛。
其中，层合板作为一种具有优异性能的材料，被广泛应用于航空、航天、汽车等领域。
然而，层合板在服役过程中也存在着损伤失效的问题，对于其损伤失效的模拟分析方法进行研究具有重要意义。
关键词：复合材料、层合板、损伤失效、模拟分析复合材料层合板具有高强度、高刚度、耐腐蚀等优点，因此在各个领域得到了广泛的应用。
然而，其在服役过程中会受到各种载荷的作用，如应力、温度、化学环境等，容易导致损伤失效的问题。
在有些情况下，损伤失效可能引发重大安全事故，因此对复合材料层合板损伤失效的模拟分析方法进行研究，对于提高其服役性能和安全性具有重要意义。
内在因素：主要包括材料的制备工艺、微观结构和组成成分等。
这些因素会影响材料的力学性能和耐久性，如强度、刚度、韧性和耐腐蚀性等。
外部因素：主要包括服役过程中的各种载荷作用、环境条件和服役时间等。
这些因素会影响材料的应力状态和环境适应性，如拉伸、压缩、弯曲和耐高温性能等。
基于力学模型的模拟方法：根据材料的力学性能和外部载荷的作用，建立力学模型，如有限元模型、应力-应变模型等，对材料的损伤失效进行模拟和分析。
基于物理模型的模拟方法：根据材料的微观结构和组成成分，建立物理模型，如分子动力学模型、晶格动力学模型等，对材料的损伤失效进行模拟和分析。
基于经验模型的模拟方法：根据大量的实验数据和经验公式，建立经验模型，如响应面模型、神经网络模型等，对材料的损伤失效进行模拟和分析。
本文介绍了复合材料层合板损伤失效模拟分析的相关内容。
复合材料层合板在服役过程中会受到各种载荷的作用和环境条件的影响，容易导致损伤失效的问题。
为了有效预测和控制其损伤失效，需要建立合适的模拟分析方法。
目前，基于力学模型、物理模型和经验模型的模拟方法已被广泛应用于复合材料层合板的损伤失效模拟和分析中。
这些方法可用来研究材料的内在因素和外部因素对损伤失效的影响，从而为提高材料的服役性能和安全性提供指导。
复合材料层合板弹性参数和失效强度多尺度预测和损伤演化过程分析
(12)
其中，
。如图3(f)，层合板模型由于铺层角度差异和单元属性为横观异性材料，通常表现为各向异性材料特征（在特定铺层角度下会表现为面内准各向同性特征），每层单元的材料本构模型如式（13）所示。
在固定翼飞机上，空客A380客机的复合材料用量达到结构重量的25%（复合材料为22%，GLARE为3%）；波音787客机的主机翼和全机身使用全复合材料，该机复合材料用量占到机体结构重量的50%；而与波音787竞争的空客A350XWB客机的复合材料用量更是高达53%。
在旋翼机上，RAH-66武装直升机上复合材料用量达结构重量的50%以上；V-22倾转旋翼机上复合材料用量到达了结构重量50%；欧洲最新研制的虎式（Tiger）直升机，其复合材料用量高达80%。
图3 复合材料层合板多尺度几何结构模型
四、多尺度弹性本构模型复合材料多尺度几何模型（如图3所示）分别对应的材料模型如下：纤维和树脂基体均假定弹性脆性材料，纤维和基体界面粘结完好并组成细观模型，界面开裂归因于纤维或树脂失效所致（如图3(d)）；中观模型（如图3(e)），中间区域的材料属性来自图3(d)中模型的均质化属性；在层合板模型中(如图3(f))，每层材料属性来自图3(e)模型中的均质化材料属性。上述材料模型及其损伤与失效模型具体如：1、多尺度本构关系模型复合材料层合板的试验测试行为表现为脆性断裂特征，如图3(d)所示纤维和树脂采用各向同性弹性模型，二者的本构关系如式（11）所示。
(4)在有限元分析中, 如果上述单胞采用相对面节点等同分割则上式（3）可进一步简化为：顶点节点对，边界节点对和面内节点对。(a) 顶点节点对：对顶点节点 C, D’, B’, C’，式（3）则可表示为：
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
中国民航大学本科生毕业论文含穿孔损伤复合材料层合板刚度降模型院系：航空工程学院专业：飞行器动力工程班级：040141 D 姓名：李伟学号：指导教师：卢翔二零零八年六月基于疲劳损伤两段论的复合材料层合板刚度降模型李伟摘要：复合材料在静态和动态载荷作用下的损伤是十分复杂的，对损伤的精确建模是关系到复合材料力学行为描述的关键问题。
精确的模型能更深刻地认识复合材料的损伤机理。
本文从实际工程背景出发，利用疲劳累积损伤模型，结合疲劳损伤两段理论，对复合材料层合板的寿命问题开展了较为系统深入的研究。
主要内容包括：（1）在刚度降模型的基础上，根据疲劳损伤的两阶段理论，将复合材料的疲劳损伤划分为两个阶段。
并且用两种不同的函数分段描述疲劳损伤的过程，建立了疲劳损伤演化两阶段模型。
通过查阅相应的试验数据，运用多元函数的最小二乘法，得到了模型中的各个拟合参数。
最后以75%的强度极限应力水平为例，对模型进行了验证。
（2）在无孔层合板疲劳累积损伤模型的基础上，运用“点应力准则”概念，提出了带圆孔复合材料层合板的疲劳累积损伤模型，定义了应力修正因子。
通过查阅相关的试验数据，获得了特征点应力修正因子，并建立了该带孔板疲劳累积损伤模型。
用该模型对孔径为5mm层合板的S-N(应力-寿命,S-N)曲线进行了疲劳寿命预测与验证。
关键词：复合材料刚度降疲劳损伤寿命预测S-N曲线Stiffness reduction analysis for composite laminates with circular of laminated composite. In this paper, starting from a practical engineering background, using the fatigue accumulation damage theory, together with the two-stage theory for fatigue damage, a in-depth study for the fatigue life ofcomposite laminates are carried on. The research work in this paper is included following:1、On the basis of the stiffness reduction model, According to thetwo-stage fatigue damage theory, a damage process is divided into two stage。
In order to express the fatigue damage accurately, the two-stage model for fatigue accumulation damage is presented. Through accessing to the corresponding test data, using of the least squares method for multi-function, the parameters in the model are finally got.In the end, the fatigue tests of the composite materials under 75% ultimate strength are investigated experimentally.Based on the stiffness reduction model of imperforate composite laminates, using the concept of “characteristic dimension”stress, a fatigue model is presented for the fatigue of notched laminates, and the concept of thecorrect factor is also defined. The fatigue test of notched laminates withdifferent diameters is refered to abtain the correct factor and the model ofnotched laminates. T; fatigue damage; life prediction; S-N curve目录第1章概述 ...........................................................1.1引言..............................................................1.2复合材料疲劳特性研究方法...........................................1.3累积损伤理论回顾...................................................1.3.1 剩余寿命模型..................................................1.3.2 剩余强度模型..................................................1.3.3 剩余刚度模型..................................................1.3.4 耗散能模型....................................................1.3.5 Markov链损伤扩展模型..........................................1.3.6 其他模型......................................................1.4本文研究方法.......................................................第2章复合材料层合板疲劳寿命分析模型的建立. (1)2.1刚度降模型简介 (1)2.1.1 理论模型 (1)2.1.2 半经验模型 (1)2.1.3 经验模型 (1)2.2基于分段损伤论的刚度降模型的建立 (1)2.3带孔层合板的疲劳累积损伤模型 (2)2.4本章小结 (2)第3章完整层合板刚度降模型的求解 (2)3.1试验概况 (2)3.2静强度试验结果 (2)3.3疲劳寿命试验结果及分析 (2)3.4疲劳损伤模型的求解 (2)3.4.1 第一阶段刚度降模型的求解 (3)3.4.2 第二阶段刚度降模型的求解 (3)3.5单级载荷下复合材料层合板S-N曲线预测 (3)3.6预测已知最大加载应力试件使用寿命的算例 (3)3.6.1 关于经验刚度断裂准则的拟合 (3)3.6.275%应力水平下的寿命预测算例 (3)3.7本章小结 (3)第4章带孔层合板疲劳及损伤模型研究 (3)4.1不同孔径带孔层合板的静态参数 (3)4.1.1 试件的几何尺寸 (3)4.1.2 带孔板件的静拉伸试验与静强度参数 (3)4.1.3 带孔层合板特征尺寸的确定 (3)4.2不同孔径带孔层合板的疲劳行为 (4)4.3带孔板疲劳累积损伤寿命模型 (4)4.4带孔板的S—N曲线预测 (4)4.5本章小结 (4)第5章总结与展望 (4)5.1全文总结 (4)5.2展望 (4)后记 (5)参考文献 (5)附录 (5)附录A：程序清单 (5)附录B：外文资料翻译 (5)英文资料原文部分 (5)英文资料翻译部分 (6)第1章概述本章首先简单地介绍了复合材料的基本概念、特点、发展过程以及其在民用飞机上的应用情况。
然后简单的介绍了复合材料损伤的类型和特点。
最后系统的总结了几种复合材料的疲劳累积损伤模型，并按照损伤的不同定义将现有的累积损伤理论分为：剩余寿命模型、剩余强度模型、剩余刚度模型、耗散能模型、Markov链模型。
1.1引言复合材料是由两种或两种以上不同性质的单一材料用物理和化学方法在宏观尺度上人工复合而成的具有新性能的固体材料。
在微观上它是一种不均匀材料，具有明显的界面，在界面上存在着力的相互作用。
它保留了组分材料的主要优点，改善了组分材料的的刚度、强度、热学等性能，克服或减少了组分材料的许多缺点，还会产生一些组分材料所没有的优异性能和弱点。
通常复合材料是由高强度、高模量、脆性的增强材料和低强度、低模量、韧性的基体材料经一定的成型加工方法制成。
复合材料可综合发挥各种组成材料的优点，使一种材料具有多种性能。
可按对性能的需要进行材料的设计和制造。
可制成所需的任意形状的产品，避免多次加工。
不仅如此，它还有比强度和比模量高、抗疲劳性能好、减震性能好、高温性能好和破损安全性好等普通金属无法比拟的特点。
但是它也具有脆性材料特性的不足之处。
复合材料的发展大致可以分为三个阶段。
从1940年到1960年是玻璃纤维增强塑料时代，同时还出现了硼纤维和碳纤维增强塑料，这个时期可以看着复合材料发展的第一阶段。
从1960年到1980年的20年里是先进复合材料相继出现的时代，它们是Kevlar纤维增强塑料、碳化硅纤维增强塑料、氧化铝金属纤维增强塑料、各种金属基、陶瓷基、碳基纤维增强塑料等，该时期可以看着发展的第二段。
从1980年至今是复合材料发展的第三阶段，先进复合材料在此时期得到充分的发展，复合材料不仅在宇航及航空材料中得到应用，而且在所有的工业领域中都得到广泛的应用。
同时在此阶段纤维增强塑料FRP（Fiber Reinforced Plastic，FRP）和纤维增强金属FRM (Fiber Reinforced Metal- FRM)都得到了实用化。
复合材料可以在很大程度上改善和提高了单一常规材料的力学性能、物理性能和化学性能。
并且可以解决在工程结构上采用常规材料无法解决的关键性问题。
因此，不仅飞机、火箭、导弹、舰艇、坦克和人造卫星这些军工产品离不开它，甚至连运输工具、建筑材料、机器零件、化工容器和管道、电子材料、原子能工程结构材料、医疗器械、体育用品以及食品包装等产品也离不开它。
由此可见，复合材料在国民经济中的作用十分重要，要使工业和国防现代化，没有新型的复合材料的开发和应用是不可能的。
纤维增强复合材料在飞机的主要结构中的应用始于70年代初，随着复合材料在飞机主结构上的大量应用，以及其设计许用应变的提高，复合材料结构的疲劳成为飞机设计师迫切关心的问题之一，因而受到广泛重视。