复合材料大斜削结构压缩试验和损伤模拟研究
复合材料的疲劳寿命与性能评估
复合材料的疲劳寿命与性能评估在现代工程领域，复合材料因其卓越的性能而备受青睐。
从航空航天到汽车制造，从体育器材到医疗器械，复合材料的应用无处不在。
然而，要确保这些材料在长期使用中的可靠性和安全性，对其疲劳寿命和性能进行准确评估就显得至关重要。
复合材料与传统材料相比，具有独特的性能优势。
它们通常由两种或更多种不同性质的材料组合而成，通过巧妙的设计和制造工艺，实现了单一材料无法达到的性能指标。
例如，碳纤维增强复合材料具有高强度、高刚度和低密度的特点，这使得其在追求轻量化和高性能的应用中具有极大的吸引力。
疲劳寿命是指材料在反复加载和卸载的循环作用下，直至发生失效所经历的循环次数。
对于复合材料而言，其疲劳寿命的评估是一个复杂的过程，受到众多因素的影响。
首先，材料的组成和微观结构起着关键作用。
复合材料中的增强纤维和基体材料的性能、纤维的排列方向和分布、纤维与基体之间的界面结合强度等，都会直接影响疲劳寿命。
以碳纤维增强复合材料为例，如果碳纤维在基体中的分布不均匀或者纤维与基体之间的界面结合不良，那么在循环载荷作用下，容易在这些薄弱部位产生裂纹，并逐渐扩展，从而降低材料的疲劳寿命。
其次，加载条件也是影响复合材料疲劳寿命的重要因素。
加载的频率、幅值、波形以及加载的环境温度和湿度等，都会对疲劳性能产生影响。
例如，高频加载往往会导致材料内部的热量积聚，加速材料的损伤和失效；而在潮湿的环境中，水分可能会渗透到材料内部，削弱纤维与基体之间的结合力，从而降低疲劳寿命。
此外，制造工艺也会对复合材料的疲劳性能产生显著影响。
制造过程中的缺陷，如孔隙、分层、纤维褶皱等，会成为潜在的裂纹源，降低材料的疲劳强度。
因此，优化制造工艺，减少缺陷的产生，对于提高复合材料的疲劳寿命至关重要。
为了评估复合材料的疲劳寿命，研究人员采用了多种实验方法和理论模型。
常见的实验方法包括恒幅疲劳试验、变幅疲劳试验和随机疲劳试验等。
在实验过程中，通过监测材料在不同循环次数下的应力、应变以及损伤的发展情况，来确定材料的疲劳寿命和疲劳性能。
高强玻纤复合材料的Ⅰ型断裂韧性仿真与试验分析
（b）断裂韧性 G=584J/m2
图 6 载荷 - 张开位移曲线
（a）0.25s
（b）0.5s
（c）0.75s
（d）1.0s
图 7 裂纹扩展过程
只有最终稳定区的数值。试验的最大载荷为 57.75N，仿真 的最大载荷为 61.76N，误差为 6.9%，同时通过对比断裂 韧性 G Ⅰ c 为 720J/m2 与 584 J/m2 的试验与仿真的结果（误 差分别为 8% 与 13.8%），试验与仿真吻合较好。
=
Kn
Ks
ε n
ε
s
tt
Kt ε t
（1）
式中，变量 tn、ts、tt 分别为界面法向和面外剪切方向的 名义应力；变量 εn、εs、εt 代表相应的名义应变，Kn、 Ks、Kt 为对应方向的刚度值。
本文层间单元损伤起始判据采用二次名义应力准则判
据，准则判据公式见公式 2。当法向与 2 个面外剪切方向的
◎ 61 万～ 200 万
中国科技信息 2021 年第 14 期·CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jul.2021 DOI：10.3969/j.issn.1001- 8972.2021.14.029
可实现度
可替代度
行业曲线
link
appraisement
应力比的平方和达到 1 时，层间损伤产生：
tn tn0
2
+
ts ts0
2
+
tt tt0
2
= 1
（2）
式中，变量 tn、ts、tt 分别为 1 个界面法向和 2 个面外 剪切方向的瞬时应力；变量 t0n、t0s、t0t 分别为 1 个界面法向和 2 个面外剪切方向的最大名义应力。
复合材料结构设计
2、层合板极限强度
导致层合板中各铺层全部失效时的层合板正则化内力（层合板逐层失效）
层间应力
强度：复合材料层合板抵抗层间应力的能力与基体强度
为同一量级
产生原因：
1、横向载荷 2、自由边界效应
自由边、孔周边等处存在层间应力集中
后果：易导致分层破坏
飞机结构设计的基本要求
➢ 气动性能要求：保证飞机具有合理的气动外形和好的表面质量（否则飞 行性能和品质变差） ➢ 最小重量要求：保证在足够的强度、刚度、疲劳安全寿命、损伤容限等 条件下，结构重量最轻 结构重量系数：飞机结构重量/飞机正常起飞重量 的百分比
2、夹层结构
上下面板（薄层合板）
—— 承受面内载荷（轴向拉压和面 内剪切）
中间芯层 （蜂窝、泡沫、波纹板
和木材等） —— 承受垂直于面板的剪切和压缩 应力，支持面板防止失稳。
优点：
➢ 更符合最小重量原则 比重小、刚度大（芯层支持抗弯好）、强度高（承受多轴向压力载荷）、 抗失稳、耐久性/损伤容限能力强（裂纹扩展和断裂韧性、抗声疲劳） ➢ 无铆缝（故机翼表面外形质量和气动性能较好） ➢ 简化结构（减少零件数目和减少装配工作量）
层合板/层压板的表示法：
图示法（直观）和公式法（简便）
（a）正轴坐标系和应力
（b）偏轴坐标系和应力
单向层合板的基本强度
铺层的基本强度，复合材料在面内正轴向的单轴正应力或纯剪力作用下
的极限应力（5项：单向板纵向和横向拉、压强度；面内剪切强度）。
层合板的强度
1、最先一层失效强度
各单一铺层应力分析→计算各铺层强度比→比较（强度比最小的铺层最 先失效，其对应的正则化内力）（强度比：材料强度极限同结构所受对应应
T300级复合材料冲击容限和拉伸强度
T300级复合材料冲击容限和拉伸强度编辑整理：尊敬的读者朋友们：这里是精品文档编辑中心，本文档内容是由我和我的同事精心编辑整理后发布的，发布之前我们对文中内容进行仔细校对，但是难免会有疏漏的地方，但是任然希望（T300级复合材料冲击容限和拉伸强度）的内容能够给您的工作和学习带来便利。
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T300级复合材料冲击容限和拉伸强度北京航空航天大学附属中学成员：崔容熊天宇张子琪指导教师：魏云波（以上姓名排序皆按照姓氏字母顺序)摘要:采用落锤式冲击台冲击了国产T300复合材料层板，测量冲击高度与冲击凹坑深度的关系。
采用高频疲劳力学试验机对冲击后的复合材料层板进行了压缩强度试验，测定了冲击凹坑深度与压缩剩余强度之间的关系,对复合材料层板的冲击损伤及其强度有深入的了解,验证了前人的猜想，得到了关于冲击凹坑深度、冲击能量、压缩（拉伸）强度的关系，这大大方便了实际中的简便计算.关键词： T300级复合材料冲击损伤容限拉伸强度一、前言1.研究背景:目前冲击损伤是飞机结构强度设计中一个非常重要的问题.飞机在实际飞行中由冰雹，鸟撞或者在维修过程中不经意都会对连接件产生一定程度的冲击损伤，并且在连接件材料的表面留有一定的破坏凹坑或表面拉伸。
而且，现如今，复合材料在飞机上的运用越来越受重视，了解复合材料的冲击性能就尤为显得重要。
本实验探究冲击损伤与凹坑深度之间的内在联系还有材料本身拉伸强度的结构特性.就在不久前，应用了T300级复合材料的我国国产猎鹰06高教机准备投入实现首次装机件试制。
T300复合材料属环氧基碳纤维增强复合材料。
由碳纤维和树脂结合而成的复合材料由于具有比重小、韧性好和强度高、比强度高、比模量高、密度小、耐热、耐低温、优异的热物理性能、化学稳定性以及材料性能可设计等优点，已广泛应用于航天、航空、体育休闲和工业领域。
材料力学性能试验有哪些带你了解材料力学性能试验!
材料力学性能试验有哪些带你了解材料力学性能试验！材料力学性能又称机械性能，任何材料受力后都要产生变形，变形到一定程度即发生断裂。
这种在外载作用下材料所表现的变形与断裂的行为叫力学行为，它是由材料内部的物质结构决定的，是材料固有的属性。
检测可靠性实验室可材料力学性能试验服务。
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材料力学性能试验：拉伸试验拉伸试验是其中一种最常用的试验方法，用于测定试样在受到轴向拉伸载荷后的行为。
这些试验类型可在室温或受控（加热或制冷）条件下进行，以确定材料的拉伸性能。
适用材料：金属、塑料、弹性体、纸张、复合材料、橡胶、纺织品、粘合剂、薄膜等。
常见的拉伸试验结果：最大载荷、最大载荷下的挠度、最大载荷做功、刚度、断裂载荷、断裂时的形变、断裂做功、弦斜率、应力、应变、杨氏模量试验仪器：万能试验机，高速试验机等测试标准GB/T 6397-1986《金属拉伸试验试样》ASTM D3039-76用于测定高模量纤维增强聚合物复合材料面内拉伸性能ASTM D638用于测定试件的拉伸强度和拉伸模量材料力学性能试验：压缩试验压缩试验是一种常用于测定材料的压缩负载或抗压性的试验方法，同时也用于测定材料在受到一个特定的压缩负载并保持一段设定时间后的恢复能力。
压缩试验用于测定材料在加载下的行为。
此外也可测定一段时间内材料在（恒定或递增）载荷下可承受的最大应力。
适用材料金属、塑料、弹性体、纸张、复合材料、橡胶、纺织品、粘合剂、薄膜等。
试验仪器：万能试验机，高速试验机、压缩试验机等注意事项：（1）压缩试验主要适用于脆性材料，如铸铁、轴承合金和建筑材料等；（2）对于塑性材料，无法测出压缩强度极限，但可以测量出弹性模量、比例极限和屈服强度等。
测试标准GB/T7314-2023《金属压缩实验试样》ASTM D3410-75（剪切荷载法测定带无支撑标准截面的聚合体母体复合材料压缩特性的试验方法）GB/T7314-2023《金属材料室温压缩试验方法》材料力学性能试验：弯曲试验材料机械性能试验的基本方法之一，测定材料承受弯曲载荷时的力学特性的试验。
中文版 ISO 604-2002
ISO 604-2002塑料——压缩性能的测定1 范围本标准规定了在标准条件下测定塑料压缩性能的方法。
规定了标准试样，但其长度可以调整，以防止其压缩翘曲而影响试验结果，以及试验速度的范围。
本标准用于研究试样的压缩行为并用来测定在标准条件下压缩应力-应变与压缩强度、压缩模量及其他特性的关系。
本标准适用于下述材料：——硬质和半硬质热塑性模塑和挤塑材料，包括用短纤维、小条、小片或颗粒填充的增强复合材料，以及未填充的复合材料或半硬质的热塑性片材；——硬质和半硬质热固性模塑材料，包括填充或增强的复合材料，应知或半硬质的热固性片材；——热致液晶聚合物。
按照ISO 10350-1和ISO 10350-2，本标准适用于加工前纤维长度≤7.5 mm的纤维增强复合材料。
本方法一般不适用于纺织纤维增强材料（见文献[2]和[5]），纤维增强塑料复合物和层压材料（见[5]），硬质泡沫材料（见[3]），含有泡沫材料或橡胶的夹层结构材料（见[4]）。
本标准采用的试样可以是选定尺寸的模塑试样，也可以是由标准多用途试样中部机加工而成的试样（见ISO 3167），或由如模塑、挤塑或铸塑成板材的成品或半成品上机加工而成。
本标准规定了优选的试样尺寸。
用不同的试样或用不同条件下制备的试样所进行的试验，其结果是不可比较的。
其他因素，如试验速度和状态调节情况，也能影响试验结果。
因此，当需要对试验数据进行比较时，应严格地控制这些因素并把它们记录下来。
2 规范性引用文件下列文件中的条款通过本标准的引用而成为本标准的条款。
凡是注日期的引用文件，其随后所有的修改单或修订版均不适用于本标准。
然而，鼓励根据本标准达成协议的各方研究是否可使用这些文件的最新版本。
凡是不注日期的引用文件，其最新版本适用于本标准。
ISO 291：1997，塑料——状态调节和试验的标准环境ISO 293：1986，塑料——热塑性材料的压塑试样ISO 294-1：1996，塑料——热塑性材料试样的注塑制备——第1部分：一般原理，多用途试样和长条试样的制备ISO 295：——1），塑料——热固性材料的压塑试样ISO 2602：1980，试验结果的统计分析——平均值的估算——置信区间ISO 2818：1994，塑料——用机械加工方法制备试样ISO 3167：——2），塑料——多用途试样ISO 5893：——3），橡胶和塑料试验设备——拉伸、弯曲和压缩型（恒速驱动）——描述ISO 10724-1：1998，塑料——热固性粉状模塑料（PMCs）试样的注塑——第1部分：一般原理和多用途试样的模塑3 术语和定义下列术语和定义适用于本标准（另见图1）。
《复合材料》PPT课件
复合材料能够抵抗循环载荷作用下的疲劳破坏，具有较长的疲劳寿命， 适用于承受交变应力的结构件。
03
良好的减震性能
复合材料具有较好的阻尼性能，能够吸收和分散振动能量，降低结构的
振动和噪音水平。
物理性能
耐高低温性能
复合材料能够在极端温度环境下保持稳定的性能，适用于高温或低 温工作条件。
良好的电绝缘性能
模压成型
缠绕成型
将预浸料或预混料放入模具中，在加热和加 压的条件下使其固化成型。
将浸渍过树脂的连续纤维或布带按照一定规 律缠绕到芯模上，然后固化脱模。
后处理与加工技术
热处理
通过加热或冷却的方式改善复合 材料的性能，如消除内应力、提
高强度等。
表面处理
对复合材料表面进行打磨、喷涂 等处理，以提高其外观质量和耐 腐蚀性。
原材料的预处理
对增强材料和基体材料进行清洗、干燥、筛分等 预处理，以确保原材料的质量和性能。
成型工艺方法
手糊成型
喷射成型
在模具上涂刷脱模剂，然后铺贴一层基体材 料，再涂刷一层树脂，如此反复直至达到所 需厚度，最后固化脱模。
将树脂和增强材料分别通过喷嘴喷射到模具 上，通过调整喷射参数控制复合材料的厚度 和性能。
大多数复合材料具有优异的电绝缘性能，可用于电气设备和电子器 件的绝缘材料。
多样化的热性能
通过调整复合材料的组分和结构设计，可以实现不同的热性能要求， 如耐热性、隔热性或导热性等。
化学性能
耐腐蚀性
复合材料能够抵抗多种化学物质 的侵蚀，包括酸、碱、盐等，适 用于腐蚀性环境下的应用。
耐候性
复合材料能够抵抗紫外线、氧化、 潮湿等自然环境因素的影响，长 期保持稳定的性能。
复合材料的断裂和韧性
工程应用
复合材料的断裂和韧性研究对于指导 工程实践具有重要意义。例如，在航 空航天领域，需要确保复合材料在极 端环境下的安全性和可靠性；在汽车 领域，需要提高复合材料的抗冲击性 能和耐久性。通过深入研究复合材料 的断裂和韧性，可以为这些工程应用 提供有力的理论支持和实践指导。
02 复合材料断裂行为
多功能复合材料探索
未来复合材料将不仅局限于力学性能的提升，还将探索多功能性，如自修复、自适应、智能响应等。
绿色环保复合材料发展
面对日益严峻的环境问题，未来复合材料的发展将更加注重环保性，致力于开发低污染、可回收、生 物降解的复合材料。
对行业影响及建议
推动产业升级
复合材料的断裂和韧性研究将推动相关产业 升级，提高产品质量和性能，降低成本，增 强市场竞争力。
基于复合材料微观结构，建立描述断 裂过程中纤维、基体和界面行为的力 学模型。
利用有限元方法模拟复合材料在不同 加载条件下的断裂过程，预测裂纹扩 展路径和韧性。
断裂力学理论
应用线弹性断裂力学（LEFM）和非 线性断裂力学（NLFM）理论，分析 裂纹扩展和断裂韧性。
实验验证与数据分析
材料制备与测试
制备具有不同纤维含量、类型和 排列方式的复合材料试样，进行 拉伸、弯曲和冲击等力学性能测
弯曲试验
通过三点或四点弯曲试验评估 复合材料的弯曲性能和韧性。
断口形貌分析
利用扫描电子显微镜（SEM） 等手段观察断口形貌，分析断 裂机制和影响因素。
拉伸试验
通过拉伸试验测定复合材料的 强度、延伸率等力学性能指标。
压缩试验
通过压缩试验了解复合材料在 压缩载荷下的性能表现。
界面性能表征
采用界面剪切强度测试、剥离 试验等方法评估复合材料的界 面性能。
复合材料典型结构层压板加筋板蜂窝结构修理
10、层压板内部分层
➢ 用甲基丁酮或丙酮清除分层区周围污物 ➢ 标出注射孔位置，用钻头钻孔（达到分层处） ➢ 选用正确的修理树脂，调制后装入干净注射器中 ➢ 将混合树脂注入一个钻孔，直到树脂从另外一个钻孔溢出 ➢ 把分离膜等放在修理区上，用加压钳或重物加压 ➢ 固化 ➢ 移去加压钳、分离膜等 ➢ 用砂纸磨去多余树脂并打磨平整 ➢ 检查气穴
蒸汽脱脂：主要用于清除表面油脂。
底部加热，顶部绕有水冷容器，对多脂物有较高溶解性的清洁液蒸发，蒸汽在冷蜂窝 芯上凝结形成带有污染物的溶液并滴落，而后为更纯的凝结溶液代替。一直进行到蜂 窝过热不再凝结蒸汽为止。
2）冷修理较高的蜂窝芯时，可将几块蜂窝叠起来 ➢ 切两块一样的蜂窝 ➢ 剪一块略大的纤维织布 ➢ 刮布使胶粘剂浸渍纤维织布 ➢ 用纤维织布把两块蜂窝连起
6、封装
铺放顺序
芯塞修理区外周 均放3个热电偶
注意事项：
➢ 封装材料的铺放顺序 ➢ 芯塞厚 0.5in：只外面电热毯，外面修理区至少2个热电偶 ➢ 芯塞厚 > 0.5in：
o 可两面接近时，两面都铺电热毯，外面修理区2个热电偶， 内部修理中心1个热电偶 o 仅外面接近，外面电热毯，至少2个热电偶在孔中
➢ 超声波探伤仪检查损伤区 ➢ 确定并标识脱粘区 ➢ 根据脱粘区大小，确定紧固孔位置 ➢ 钻紧固孔 ➢ 清洁修理区 ➢ 安装连接件，用胶粘剂/密封剂密封 ➢ 喷漆
蜂窝结构修理 上下面板通过胶膜/胶粘剂与蜂窝相连
常见损伤：
o 面板分层（冲击、粘接失效） o 板芯脱粘（声振、高温、潮湿） o 面板损伤（蒙皮裂纹是蜂窝内部出现积水的根本原因） o 凹坑（压缩强度不够、弯矩过大导致压缩损伤、外来物冲击）
➢ 热固化：中温固化（120oC）、高温固化（ 180oC及以上 ）
大塑性变形技术的研究与发展现状
研究方法
大塑性变形技术的研究方法主要包括实验设计、数据采集和理论分析。实验 设计是对材料的成分、制备工艺、塑性变形条件等进行研究和优化，以获得最佳 的实验效果。数据采集则是对实验过程中材料的各种性能指标进行实时监测和数 据记录，如力学性能、微观结构等。理论分析是对实验数据进行分析和建模，探 讨材料的变形机制和性能演变规律，为优化实验方案提供理论支持。
总之，混凝土损伤与塑性变形计算是土木工程和材料科学领域的重要研究内 容，对于建筑、道路桥梁、水工结构等领域的混凝土结构的可靠性、安全性和耐 久性有着重要的影响。在未来的研究中，需要进一步深入探讨混凝土损伤与塑性 变形的内在机制和相互作用关系，不断完善相关的计算理论和模型，提高计算精 度和效率，以更好地服务于工程实践。
3、未来变形监测技术在其他领 域的应用探索
未来变形监测技术不仅在传统的工程建设和地质灾害防治等领域有广泛应用， 还可以拓展到其他领域。如城市管理领域，通过变形监测技术可以实现对城市建 筑、桥梁等基础设施的实时监测和预警，为城市管理提供科学依据；在环境保护 领域，变形监测技术可以对环境污染、生态变化等进行监测和评估，为环境保护 提供技术支持。
结论
现代变形监测技术在工程建设、地质灾害防治等领域中发挥着越来越重要的 作用。本次演示介绍了现代变形监测技术的现状和未来发展趋势，探讨了未来变 形监测技术的研究方向和重点，并分享了未来变形监测技术在其他领域的应用探 索。随着科技的不断发展，相信未来的变形监测技术将会更加成熟、高效、可靠， 为人类的生产生活提供更加优质的服务。
参考内容
混凝土损伤与塑性变形计算是土木工程和材料科学领域的重要研究方向。在 建筑工程、道路桥梁、水工结构等领域，混凝土作为一种主要的建筑材料，其损 伤与塑性变形对于结构的可靠性、安全性和耐久性有着重要的影响。因此，开展 混凝土损伤与塑性变形计算的相关研究具有重要的实际意义和理论价值。
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第27卷 第5期2007年10月 航 空 材 料 学 报JOURNALOFAERONAUTICALMATERIALSVol127,No15 October 2007
复合材料大斜削结构压缩试验和损伤模拟研究邵小军1, 岳珠峰1, 王 毅1, 张庆茂2(1.西北工业大学力学与土木建筑学院,西安710072;2.成都飞机设计研究所,成都610041)摘要:对复合材料斜削结构进行了压缩试验和相应的有限元模拟分析,编制了损伤子程序模拟结构内部的损伤。通过对试验数据和数值模拟结果的对比,发现数值模拟结果和试验数据吻合较好。试验和模拟结果显示,由于削层的存在,使得结构更复杂,尤其在过渡段内,各截面的性能互不相同。通过损伤模拟,预测了三种损伤形式的萌生位置和扩展方向,发现结构同时发生基体开裂损伤和纤维-基体剪切损伤,然后再发生纤维屈曲损伤。基体开裂损伤和纤维-基体剪切损伤的发生对结构的承载能力有严重影响,是灾难性的。而随后发生的纤维屈曲损伤加剧了这种影响,此时结构完全失去承载能力。关键词:斜削;损伤;过渡段中图分类号:TB332 文献标识码:A 文章编号:1005-5053(2007)05-0095-06
收稿日期:2005-12-20;修订日期:2007-06-05基金项目:国家自然科学基金(50375124,10472094)和航空科学基金(02C53011)作者简介:邵小军(1973)),男,博士研究生,讲师,主要从事先进材料的力学性能研究,(E-mail)shaoxiaojun@nwpu1edu1cn。
复合材料在飞行器主要结构上的应用,可以很大程度地节约成本和提高性能。相比金属材料它的使用可以减少30%-40%的重量和10-30%的成本。一般的复合材料结构由单层板铺成,具有相同的厚度。然而,很多结构中需要应用变厚度(斜削)的层合板(一般它是由在内部不同的位置中断一层或几层形成的)。例如在机翼蒙皮,直升机的螺旋桨等结构中,由于使用这种结构使得厚度变化,根部厚而尖部薄。相反一层或几层也可以添加进结构以增加孔周围、连接端的强度[1]。这样的结构不仅节约了材料,而且减轻飞行器的自重,增加有效载荷,更重要的是斜削结构设计是刚度裁剪(变刚度)设计的有效途径。 然而,削层也导致结构内部的不连续,引起应力集中,从而引起结构分层、基体开裂等失效形式,使结构在远未达到极限载荷的情况下发生破坏[2]。针对这种结构的研究国外已经有很多成果,Varugh-ese[3]开发了一种削层单元,这种单元能包含削层,允许削层不在单元的边界,使得削层和划分单元互相独立,用很少的单元即可达到一定精度,即使在削层很密的情况下,这为计算削层结构提供一种简便的方法。Vidyashankar[4]利用一种特殊分层三维有限元方法对斜削结构的应力分布进行了精确分析,并且研究削层角度,削层数以及纤维方向的影响。Cui[5]提出了一种基于实验和分析的宽度方向斜削的中间层常厚度试件的变化断裂能模型,可以给出满意的削层结构的静强度。He[6]采用改善的剪滞模型计算了削层结构的层间应力。 国内对这种结构的研究较少,尤其是大尺寸、大
厚度、多削层结构。本工作对长600mm,宽80mm,厚端11mm,薄端8125mm,有22层削层的斜削结构进行压缩试验并利用有限元进行模拟,给出载荷-应变曲线及强度,并对这种结构的损伤萌生及扩展进行了预测。
1 结构及试验 所用试件材料为5429/T700碳纤维树脂基复合材料,纤维体积含量为63?3%,材料参数列于表1。铺层方式,厚端(88层):[45/0/-45/0/45/90/0/-45/0/45/-45/45/0/-45/0/45/90/0/-45/0/45/-45]2s;薄端(66层):[45/0/-45/0/45/90/0/-45/0/
45/0/-45/45/90/0/-45/0-]2s,削层方式为在距厚端150mm处开始每隔20mm分别中断对称的两层。试件尺寸及应变片(花)的位置示于图1,削层方式及试件的纵剖面示于图2,试件两端分别用铝板粘结加强,试件两侧分别安装一个立柱通过螺栓和夹头固定,以防止试件过早失稳。试验在INSTRO-N100T试验机上进行,应变和载荷同时采集,航 空 材 料 学 报第27卷表1 材料参数Table1MaterialpropertiesE11/MPaE22/MPaL12G12,G13/MPaG23/MPaXT/MPaXC/MPaYT/MPaYC/MPaSC/MPa12900091000131567035002507120161181868418图1 试件尺寸及应变片(花)位置(P:应变片,H:应变花)Fig11 Specimendimensionandthelocationofstraingauges(P:straingaugeslice;H:straingaugerosette)图2 削层及纵剖面图(数字为中断的层号)Fig12 Theillustrationofpliesdrop-offandlongitudinalsectionofspecimen(Numbersindicateterminatedplies)加载步长为5kN/步,进行到试件失稳为止。2 理论模型 复合材料结构中有四种基本的损伤模式:1、基体开裂,2、纤维-基体剪切,3、纤维屈曲(或断裂),4、分层,由于本文所用的模型为平面模型,只能考虑前三种损伤形式。采用有限元软件ABAQUS中的厚壳单元S4R,采用大变形分析NLGEOM来模拟试验中的大形变。利用ABAQUS中的USDFLD[7]模块,对复合材料层合板的损伤过程进行数值模拟。 失效判据采用Hashin失效准则: (1)基体压缩失效(R2<0): e2m=R22YCYC2SC232-1R222SC232+S12SC122+ S13SC132+S23SC232(1) (2)纤维-基体剪切失效(R1E0): e2fm=S12SC122+S13SC132(2) 纤维-基体剪切失效(R1<0): e2fm=R11XC2+S12SC122+S13SC132(3) (3)纤维屈曲失效(R1<0): ef=-R11Xc(4) 为了模拟以上失效模式,定义了材料参数所依赖的三个场变量FV1;FV2;FV3[8],FV1代表基体失效;FV2代表纤维-基体剪切失效;FV3代表纤维失效。在初始状态(未发生损伤)三个变量均设为0,当损伤因子达到1(即发生相应损伤时),相应场变量立即变为1(以后不变,表示材料无修复功能)。在计算过程中,当材料积分点的应力满足上述失效准则之一,根据刚度降法则就降低此积分点相应的刚度,比如当R2E0,e2mE1时,则E22→0,M12→0,E11,G12,G13,G23不变,相应的刚度降方法如表2示,降阶模式采用ChangandLessard[8]降阶模式。表2 依赖于场变量的材料刚度系数Table2 ThestiffnessdegradationrulesbasedonthefailurestateOriginal(nodamage)MatrixcrackFiber-matrixshearingFiberbucklingE11E11E11E11→0E22E22→0E22E22→0M12M12→0M12→0M12→0G12G12G12→0G12→0G13G13G13→0G13→0G23G23G23G23→0FV1=0FV1=1FV1=0FV1=0FV2=0FV2=0FV2=1FV2=0FV3=0FV3=0FV3=0FV3=1 计算中随着位移载荷的增大,结构发生损伤和扩展,部分单元不断扭曲变形,当载荷足够大时,计算程序自动中止,通过观察载荷-位移曲线,载荷已经下降,说明损伤已经发生,材料的刚度降低,不能96第5期复合材料大斜削结构压缩试验和损伤模拟研究继续承载。3 试验与数值模拟比较 对压缩试验进行数值模拟,利用ABAQUS有限元软件中的S4R壳元进行模拟,模型共分为1365个单元。边界条件为左端固定,右端位移加载。 图3~8给出各点试验数值与数值模拟的对比。由试验数值可以看出,同一点的载荷-应变曲线随着载荷的增加表现一定的非线性特性,说明随着载荷的增加,结构内发生一定程度上的损伤,材料性能有了变化。由于在进行数值模拟时加入的损伤模型不能完全考虑结构本身存在损伤形式(例如分层损伤),刚度降模式和实际存在差异。另外由于结构本身的几何的不对称性造成了结构产生弯曲变形(应变片和应变花均贴在平面的一侧,及附加压缩面上,尤其在载荷较大时,结构发生屈曲或局部屈曲时附加弯矩产生的应变占很大比例),当用壳元进行模拟时不能体现这种弯曲变形。以上这两种原因导致模拟应变数值小于试验值。97航 空 材 料 学 报第27卷图9 H1-6载荷-应变实验曲线Fig19 Experimentalload-straincurves,H1-6 (a)p-Ey;(b)p-C-xy 图9为通过试验数值计算得到H1-6的横向应变和剪应变-载荷曲线。通过观察可以看出应变花1-6所在各点曲线斜率不同,这是由于削层的存在使得结构性能产生变化而在各点产生差异。通过观察载荷-剪应变曲线还可以得到结构还表现出一定程度的剪切非线性特性。结构的载荷位移曲线如图11所示,结构的载荷-位移曲线在达到最大载荷前呈线性关系。当载荷达到290kN时,载荷急剧下降,说明结构已发生破坏,不能继续承载。图10 试件的载荷-位移曲线(图中所标为损伤形式的萌生载荷)Fig110 Load-displacementcurvesofspecimen(Theloadsthatcorrespondingdamageinitiatesaredisplayedoncurve)4 损伤模拟 随着载荷的增加,结构同时发生基体开裂(FV1)和纤维-基体剪切(FV2)损伤,两种损伤在结构中的扩展以及所对应的载荷示于图11~12。由损伤扩展图可以看出,基体开裂损伤和纤维-基体剪切损伤首先在薄端的角部产生,随着载荷的增加沿45b方向(即剪应力最大方向)向结构内部扩展,到达结构边界时再逐步向周围扩展。基体开裂和纤维-基体剪切损伤的发生都是在结构达到最大载荷290KN后发生的。由图可以看出随着两种损伤的萌生和扩展,结构的承载能力急剧下降,说明这两种损伤形式对结构来说是非常危险的。 纤维屈曲损伤的分布及扩展如图13所示。损伤首先发生在薄端的角部以及薄段与过渡段连接处产生,然后沿45b方向向内部扩展,向内部扩展的同时沿纵向扩展。纤维屈曲损伤的发生在载荷127KN,随着损伤的扩展,结构的承载能力更低,它的发生说明结构已完全失去承载能力。通过分析可以看出,在结构发生纤维-基体剪切损伤后才发生纤维屈曲损伤,因为基体和纤维界面的存在对纤维的承载有很大影响。当界面剪切开裂后,由于没有界图11 基体开裂在结构中的扩展(薄端)Fig111 Theinitiationanddevelopmentofmatrixcracking(thinend)(a)243kN;(b)127kN;(c)20147kN98