变刚度纤维曲线铺放复合材料层合板的有限元建模和拉伸特性分析

复合材料层合结构破坏机理及压溃吸能特性分析

复合材料层合结构破坏机理及压溃吸能特性分析牟浩蕾;张雪晗;宋东方;冯振宇;解江【摘要】针对纤维增强复合材料层合试验样件,对[90]16和[0]16试验样件分别进行拉伸、压缩试验,对[±45]4s试验样件进行剪切试验,分析其破坏模式,通过SEM 扫描电镜观察试验样件断口微观形貌,揭示其细观破坏机理.针对纤维增强复合材料层合薄壁结构,对[±45/0/0/90/0]s圆管、[0/90]3a圆管、[0/90]3s方管和[±45]3s方管进行准静态轴向压溃试验,分析其宏观破坏模式及吸能特性.结果表明:宏观破坏模式是多种细观破坏机理共同作用的结果,包含纤维断裂、基体变形与开裂、层间与层内裂纹扩展等;[±45/0/0/90/0]s圆管为横向剪切破坏模式,比吸能最大;[0/90]3s圆管为层束弯曲失效模式,比吸能次之;[0/90]3s方管为层束弯曲失效模式,比吸能第三大;[±45]3s方管为局部屈曲失效模式,比吸能最小.不同铺层方式复合材料层合薄壁圆管和方管压溃破坏失效模式差异较大,比吸能差距也较大,通过合理设计可以改变复合材料层合薄壁结构破坏模式,改进其吸能特性.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2018(037)022【总页数】8页(P194-200,213)【关键词】复合材料层合结构;断口形貌;细观破坏机理;宏观破坏模式;吸能特性【作者】牟浩蕾;张雪晗;宋东方;冯振宇;解江【作者单位】中国民航大学民航民用航空器适航审定技术重点实验室,天津300300;中国民航大学民航民用航空器适航审定技术重点实验室,天津300300;中国民航大学民航民用航空器适航审定技术重点实验室,天津300300;中国民航大学民航民用航空器适航审定技术重点实验室,天津300300;中国民航大学民航民用航空器适航审定技术重点实验室,天津300300【正文语种】中文【中图分类】TB332相对于金属薄壁结构而言，复合材料层合薄壁结构具有比强度高、比刚度大、比吸能大、可设计性好等优点，已广泛应用于航空航天和交通运输等领域，将其作为缓冲吸能结构能够对乘员起到很好的冲击碰撞安全保护作用[1-3]。

复合材料结构设计分析与力学性能测试

一、复合材料结构设计流程
层合板设计的主要内容选择合适的单层铺设角-铺层方向；确定各铺设角单层的层数百分比-铺层比；确定铺层顺序：直接影响到层合板的刚度、强度、稳定性、振动、工艺性和使用维护性。
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一、复合材料结构设计流程
层合板设计的主要内容铺层结构简化表示
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一、复合材料结构设计流程
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一、复合材料结构设计流程
确定各铺设角单层的层数百分比-铺层比若需设计成准各向同性层合板，采用[0/45/90/-45]s。0:90:±45铺层比0.25：0.25：0.50 准各向同性层合板：[A]为各向同性，与方向无关；各层具有相同的[Q]和相同的厚度；各层之间夹角相等。
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一、复合材料结构设计流程
层合板的设计方法
序
设计方法
方法要点
说明
1
等代设计
采用准各性同性层合板按刚度等代铝板
2
准网格设计
设计中仅考虑纤维承载能力，按应力比确定0、90、45纤维铺层比例
3
刚度设计毯式曲线设计
以面内刚度为主，设计铺层比例与面内强、刚度关系曲线，查出所需铺层比例
层合板初步设计方法
一、复合材料结构设计流程
1、明确设计条件：性能要求、载荷情况、环境条件、形状限制等。2、材料设计：原材料选择、铺层性能确定、层合板设计等。3、结构设计：复合材料层合板设计、结构典型特征的设计、夹芯结构设计、复合材料接头设计等。
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一、复合材料结构设计流程
设计分析制造一体化在材料设计和结构设计中都涉及到应变、应力与变形分析、失效分析，以确保结构的强度和刚度。复合材料结构往往是材料与结构一次成型的，且材料也具有可设计性。

变刚度多稳态复合材料结构设计与稳态特性分析

变刚度多稳态复合材料结构设计与稳态特性分析发布时间：2021-11-18T08:16:48.882Z 来源：《工程建设标准化》2021年18期作者：朱金龙叶国方陈立峰曾瑞安姚子佳[导读] 变刚度多稳态复合材料在制造业等多个领域均有广泛应用。

若能针对材料结构实施有限元分析，可增加材料特性的了解。

朱金龙叶国方陈立峰曾瑞安姚子佳精功（绍兴）复合材料技术研发有限公司浙江绍兴 312072摘要：变刚度多稳态复合材料在制造业等多个领域均有广泛应用。

若能针对材料结构实施有限元分析，可增加材料特性的了解。

在此之上，本文简要分析了此种材料中结构设计的影响因素，并通过综合分析有限元结果，联合对比实验，促进复合材料性能的优化，使其发挥出显著效用。

关键词：变刚度多稳态复合材料；结构设计；稳态特性前言：变刚度是以刚度矩阵为基础形成的材料特性。

而多稳态是以不同稳定状态形成的复合材料。

在层合板结构分布中，相关人员若能针对材料结构实施优化设计，既能深度知晓结构特性，为材料的有效运用指引方向，又能为材料的多领域推广给予助力，借此满足新时代复合材料的大规模利用需求。

1、变刚度多稳态复合材料结构设计的影响因素1.1铺设角度变刚度多稳态复合材料结构多具备非线性特征。

故而需对其进行有限元分析，借助有限元软件掌握其特性特征。

而在实际研究中，可发现影响其结构设计效果的因素包含铺设角度。

在此材料中多以正交组合方式进行铺设。

关于铺设角度的影响程度，可先行构件对应的试件，而后通过对比材料结构的载荷位移差异，判定铺设角度的影响情况。

对于构件尺寸的设计，可以100mm（正-反-正）与70mm（反-正-反）进行比对。

随着稳态趋势的变化，其中载荷量呈现下降趋势。

直到载荷下降为0，材料构件处于第二稳态状态。

由于铺设角度会对构件材料中的刚度产生影响。

所以，以反-正-反型分布的构件载荷位移量偏大。

随着位移量的增加，两个构件的载荷峰值分别为12N、15N，位移量则在20mm、30mm。

T∕CSTM 00280-2020 纤维增强聚合物基复合材料层合板拉伸性能试验方法

ICS 83.120Q 23团体标准T/CSTM 00280-2020纤维增强聚合物基复合材料层合板拉伸性能试验方法Test method for tensile properties of fiber reinforcedpolymer matrix composite laminates2020-06-19 发布2020-09-19 实施中关村材料试验技术联盟发布前言本标准按照 GB/T 1.1—2009 给出的规则起草。

请注意本文件的某些内容有可能涉及专利。

本文件的发布机构不承担识别这些专利的责任。

本标准由中国材料与试验团体标准委员会航空材料领域委员会（CSTM/FC53）提出。

本标准由中国材料与试验团体标准委员会航空材料领域委员会（CSTM/FC53）归口。

I纤维增强聚合物基复合材料层合板拉伸性能试验方法1范围本标准规定了纤维增强聚合物基复合材料层合板拉伸试验的试样、试验设备、试验条件、试验步骤、结果计算和试验报告。

本标准适用于连续或不连续纤维增强聚合物基复合材料层合板拉伸性能的测定。

2规范性引用文件下列文件对于本文件的应用是必不可少的。

凡是注日期的引用文件，仅所注日期的版本适用于本文件。

凡是不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。

GB/T 1446 纤维增强塑料性能试验方法总则JJG 762 引伸计检定规程3试样3.1试样形状和尺寸试样的形状见图1。

推荐的试样几何尺寸见表1。

a)0°和多向层合板试样b)90°层合板试样和随机不连续试样图1 拉伸试样示意图1T/CSTM 00280—20202 表1 推荐的拉伸试样几何尺寸3.2试样制备试样制备按GB/T 1446规定进行。

推荐使用水润滑的砂轮切割、铣切或磨削，得到试样最终尺寸，应避免由于不适当的加工方法而引起损伤。

在200℃以上环境下测试0°单向复合材料性能时，推荐采用0°铺层的本体材料制备加强片，同时，推荐采用共固化工艺粘贴加强片。

复合材料层合板低速冲击损伤的有限元模拟_朱炜垚

有限元动态显示算法中, 单元损伤前后应力变化比
较剧烈, 而应变变化则比较平缓, 故基于一维情况
下的应力应变表达式, 将前人基于应力描述的失效准则转换为基于应变描述的失效准则:
Rxx = E11 Exx , Ryy = E 22 Eyy
Rz z = E33 Ez z , Rxy = G12 Exy
( 1)
强度; ET22 、EC22 分别是单向板横向对应于拉伸、压缩强度的应变强度; Cij ( i X j ) 为单向板对应于剪切强度的剪切应变强度。通过式( 1) 、式( 2) 便可以推导
出基于应变描述的失效准则。模型所使用的单层板
失效准则包含基体开裂、基体挤裂、纤维断裂、纤
维挤压 4 种失效形式, 其表达式如下:
采用超声 C 扫描对损伤前后的试件进行观察。实验前, 目视检查并抽样对试件进行 C 扫描无损检测, 以确保实验件没有初始的内在损伤。冲击后, 先通过目视检测各典型试件的正反面凹坑、基体开裂、纤维断裂等外观损伤, 发现在该实验系列所有能量等级下, 冲击点表面均出现了表面凹坑, 冲击背部表面则出现了沿着纤维方向的基体开裂和少量的纤维断裂损伤。然后对每个试件都进行了 C 扫描, 结果显示, 试件内部均产生了不同程度的分层损伤, 损伤投影的形状大致成圆形或椭圆形, 损伤的面积与冲击能量相关, 冲击能量越大, 损伤面积越大。不同能量冲击下层板损伤 C 扫描的一些结果如图 1 所示。
由于冲击过程的复杂性和冲击损伤形式的多样性, 许多学者[ 1-7] 使用有限元这一技术来研究这个问题。Choi[ 1-2] 等认为低速冲击过程中最先产生的
损伤形式是基体裂纹, 然后基体裂纹导致了层间分层的产生, 由此提出了一个判断冲击损伤起始以及分层扩展的准则, 但是该准则中的一些参数需要由实验来确定, 因而使用受到一定限制。H ou[ 3] 等使用显式有限元算法, 考虑了层板面外剪切力的影响, 改进了 chang- chang 失效准则, 采用实体单元进行了低速冲击过程模拟和损伤分析, 其研究中对多种损伤形式都加以考虑, 由于以应力退化作为材料参数退化方式, 并不能反映出材料自身性能的变化, 且所预测的分层损伤大小和形状与实验结果不是很吻合。M oura[ 4] 等提出了一个改进的层间分层准则, 预测的分层形状和面积与实验

FRP材料简介

FRP 材料的特点纤维增强复合材料(Fiber Reinforced Polymer/Plastic,简称FRP)也称纤维增强塑料，是由短切纤维或者连续纤维及其织物与热固性或热塑性基体经过一定的工艺复合而成的一种新型材料。

利用先进的成型工艺，纤维增强复合材料可以整体成型做成各种复杂的形状，整体性较强，减少了装配的成本。

与钢材以及合金等金属材料相比，复合材料能够同时达到轻质、高强、刚度高等特点，近年来表明，先进复合材料在飞机制造业的应用迅速扩大。

复合材料及其发展由两种或两种以上不同物质经材料设计、人工组合而得到的具有新的优越性能的多相固体材料。

按此定义，通常可将结构用复合材料（Composite materials）的基本组分划分为基体材料（Matrix）和增强材料（Reinforcement）。

其中基体材料大都为连续相，主要起粘结或连接的作用；增强材料多为分散相，主要用来承受载荷，亦称增强体。

复合材料常见的分类方法有：按材料的作用，可分为主要使用其力学性能的结构复合材料和主要发挥其功能特性的功能复合材料；按基体材料，可分为树脂基、金属基、陶瓷基复合材料等；按增强体的种类和形态，可分为长纤维增强复合材料、短纤维或晶须增强复合材料、颗粒增强复合材料、层状增强复合材料及填充骨架型复合材料等。

目前研究最多、应用前景最广的是上世纪60 年代以来发展起来的所谓先进复合材料，包括以高强碳纤维、硼纤维、芳纶纤维、陶瓷颗粒等高性能增强体增强的耐高温高聚物或金属、增韧的陶瓷，以及功能复合材料。

复合材料最显著的特性，是其性能（主要指力学性能、物理性能和工艺性能）在一定范围内具有可设计性，同时还具有材料与结构同一性、发挥复合效应优越性及性能对工艺依赖性等特点。

与传统材料相比，复合材料在性能上具有优势，比如比强度、比模量大，耐疲劳性能好，阻尼减震性好，破损安全性高等。

因此，复合材料已成为材料研究领域的热点，并已在航空、航天、能源、电子、海洋、汽车，乃至生物工程等方面得到了广泛应用。

纤维曲线铺放的变刚度复合材料层合板的失效分析

层合板有效提高了失效性能。关键词纤维曲线铺放，变刚度复合材料，１／Ｒ，失效载荷
ＦａｉｌｕｒｅＡｎａｌｙｓｉｓｏｆＶａｒｉａｂｌｅ — ＳｔｉｆｆｎｅｓｓＣｏｍｐｏｓｉｔｅＬａｍｉｎａｔｅｓ
（２ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＴｉａｎｊｉｎＰｏｌｙｔｅｃｈｎｉｃＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｔｉａｎｊｉｎ３００３８７）
ＡｂｓｔｒａｃｔＴｈｉｓｐａｐｅｒｐｒｅｓｅｎｔｓｔｈｅｖａｒｉａｂｌｅ — ｓｔｉｆｆｎｅｓｓｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓｗｉｔｈｃｕｒｖｉｌｉｎｅａｒｉｂｆｅｒｐｌａｃｅｍｅｎｔｉｎｆｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌｉｎｇｍｅｔｈｏｄ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｃｕｒｖｉｌｉｎｅａｒｐｌａｃｅｍｅｎｔｒｕｌｅｄｅｉｎｆｉｔｉｏｎｏｆｅｖｅｒｙｕｎｉｔｏｆｔｈｅｒｅａｌｃｏｎｓｔａｎｔ．ｔｈｅｖａｒｉａｂｌｅ — ｓｔｉｆｆｎｅｓｓｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓｗｉｔｈｃｕｒｖｉｌｉｎｅａｒｉｂｆｅｒｐｌａｃｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌｉｎｇｗａｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ｂｅｎｄｉｎｇａｎｄｃｏｍｐｒｅｓ — ｓｉｏｎｆａｉｌｕｒｅｏｆｔｗｏｋｉｎｄｓｏｆｄｉｆｆｅｒｅｎｔｂｏｕｎｄａｒｙｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｗａｓｄｉｓｃｕｓｓｅｄ，ｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅＴｓａｉ．Ｗｕｆａｉｌｕｒｅｃｉｔｒｅｉｏｒｎ，ｔｈｅｍａｘｉｍｕｍｉｎｖｅｒｓｅｓｔｒｅｎｇｔｈｒａｄｉｏｉｎｄｅｘ１／Ｒｗａｓｃａｌｃｕｌａｔｅｄ．Ｔａｋｉｎｇ１／Ｒ＝１ａｓｔｈｅｃｒｉｔｉｃａｌｌｏａｄｏｆｆａｉｌｕｒｅ．ｂｅｎｄｉｎｇｃｏｎ —

应变硬化纤维增强水泥基复合材料的有限元模拟研究

摘要应变硬化纤维增强水泥基复合材料是一种具有超高韧性的纤维增强水泥基复合材料，而ECC（Engineered cementitious composites）作为其中典型的高韧性代表，通过一定的材料配比和设计方法，该材料的极限抗拉应变3%以上。

国内对ECC的研究起步较晚但发展很快，目前大多数的研究主要集中于试验研究力和物力。

因此本文旨在从数值模拟的角度提出一种新的ECC材料的建模方法，利用有限元模型研究其各项力学性能并进行参数分析。

鉴于此，本文主要利用ABAQUS有限元软件，建立三维两相的细观有限元模型，考虑纤维和基体的界面相互作用，实现了对ECC材料有效的模拟，并研究主要参数对其力学性能的影响。

具体工作如下：(1)利用蒙特卡洛方法建立了纤维的随机投放过程，并用MATLAB编程语言研究了相应算法，实现了纤维横截面在二维空间中的随机投放、纤维纵截面在二维空间中的随机投放、三维实体纤维在三维空间中的随机分布、三维线性纤维在三维空间中随机投放，为建立有限元模型奠定基础。

(2)运用ABAQUS有限元模拟软件，纤维选用桁架单元，基体选用C3D8R 单元。

对于本构关系模型，基体采用塑性损伤模型，纤维本构采用基于纤维单丝拉拔荷载位移曲线提出的纤维-基体联合本构关系模型，并将纤维嵌入基体中，建立纤维和基体三维两相的有限元模型。

(3)利用建立的纤维基体两相三维有限元模型，模拟ECC材料的单轴压缩试验以及四点弯曲试验，通过与文献中试验进行对比，确认模型的有效性。

并改变纤维体积分数、基体开裂强度、初始滑动摩擦应力等参数进行参数分析。

对于抗压试验，ECC的抗压强度和纤维体积分数的关系不大，峰值应变变化并不明显，但ECC的受压破坏之后的韧性改善十分明显；对于四点弯曲试验，2%纤维体积掺量是理想的应变硬化现象产生的临界值，且随着纤维体积分数的不断增加，ECC的韧性会显著增加；降低基体开裂强度有助于ECC应变硬化能力τ与弯曲极限荷载呈正的提高，但会降低试件的峰值荷载；初始滑动摩擦应力比例关系，且对ECC弯曲韧性的影响并不是简单的线性关系，对于一定的纤维τ使得ECC的弯曲韧性最大。

基于Patran的复合材料层合板有限元建模分析研究

基于Patran的复合材料层合板有限元建模分析研究摘要：本文针对采用Patran进行复合材料有限元建模计算分析时出现的问题，通过简化及对比研究方法，找出原因并提出改进建议。

关键词: 复合材料; Patran；有限元建模;简化及对比研究1 引言复合材料特别是纤维增强材料以其比重小、比强度和比模量大的特点在航空航天结构上广泛应用。

某型机在结构初步方案设计时大量采用了复合材料层合板，由于之前未系统地进行过相关复合材料的有限元计算分析，缺乏相关研究经验，因此借鉴了相关文献资料，对复合材料层合板采用Patran进行有限元建模计算分析，针对该过程中发现的问题，分析具体原因并提出相应建议。

2建模使用软件及建模方法2.1 MSC/PATRAN简介MSC/PATRAN是工业领域最著名的有限元前、后处理器，是一个开放式、多功能的三维MCAE软件，具有集工程设计、工程分析和结果评估功能于一体的、交互图形界面的CAE集成环境。

2.2 全机有限元建模步骤1）根据结构左右对称特点，先依据结构特性建立左侧半边有限元模型；2）在单侧模型建立完成后，对其进行镜像完成全机有限元模型建立，并对中间镜像面的节点进行融合。

3 建模完成后计算分析结果及问题1）在载荷左右对称，模型材料属性左右对称的情况下，左右机翼最大位移相差达十几毫米。

2）左右机翼板元应力云图明显不对称；3）局部位移有奇异点（位移明显大于其周围节点）。

4 问题产生原因分析4.1 分析方法针对第3节发现的问题，通过简化及对比研究，剖析复合材料建模及分析每个步骤，分析可能产生问题的每个因素，找出解决办法并在全机模型建模分析中予以修正。

4.2 分析过程4.2.1 模型简化利用PATRAN软件，建立一个长度为300mm，宽度为100mm的平板，厚度为1mm,材料为复合材料，其属性如下：2D orthotropic;E11，180000MPa;E22,9000MPa; 12泊松比，0.33；12 剪切模量，3700MPa;材料铺层为5层，0度与90度交替铺层，每层厚度0.2mm;划分网格，约束长度方向的一端，另一端每个节点加沿长度方向10N的载荷。

复合材料成型工艺方法及优缺点分析

复合材料成型工艺方法及优缺点分析摘要：先进复合材料具有轻质高强、性能可设计、材料与构件一体等优异特性，广泛应用于航空航天装备领域。

复合材料的最终性能与使用效能，取决于原材料和成型制备技术。

为满足高纤维体积分数、高性能均匀性和高稳定性的“三高”要求，热压罐成型工艺已成为航空航天复合材料制备的首选技术。

但是，热压罐成型工艺也存在诸如生产效率低、成本较大、环境污染等缺点。

因此，对热压罐成型工艺的研究，应着重放在优化固化工艺路线，使其向着能源节约型、环境友好型、效率最大化方向发展。

关键词：复合材料；热压罐成型；方法在复合材料制件制造过程中由于环境、原材料缺陷、工艺规范和结构设计不合理等因素会产生各种缺陷，制造缺陷的存在严重影响了复合材料的性能和使用寿命，甚至还会导致复合材料制件的报废，造成重大经济损失。

因此，制造缺陷的控制技术是目前先进树脂基复合材料成型工艺领域的重要研究内容。

复合材料在航空航天领域的应用日趋广泛，热压罐成型工艺已成为航空航天领域复合材料主承力和次承力结构件成型的首选工艺之一。

影响复合材料构件热压罐固化成型质量的主要因素有由热压罐和工装系统构成的成型制造外部温度场、压力场及其作用时间，由构件复杂结构及材料相变特性构成分析了复合材料热压罐固化成形工艺。

一、复合材料成型工艺1、拉挤成型工艺。

复合材料拉挤成型工艺的研究开始于上世纪五十年代，到了六十年代中期，在实际生产中逐渐运用了拉挤成型工艺。

经过将近十年的发展，拉挤技术又取得了重大研究进展，树脂胶液连续纤维束在湿润化状态下，通过牵引结构拉力，在成型模中成型，最后在固化设备中进行固化，常用的固化设备有固化模和固化炉。

拉挤成型工艺的制品质量十分稳定，制造成本也很低；生产效率也很高能够进行批量化的生产。

2、模压成型工艺。

模压成型工艺是一种较为老旧的工艺，但是又充满不断创新的可能，具有良好的未来发展潜力。

该种成型工艺主要是在金属模内加入预混料，再对金属模进行加热，同时对金属模进行加压，从而使金属模内的混合料成型。