复合材料层合板冲击后剩余强度的工程估算方法和有限元模拟分析
复合材料层合板低速冲击后剩余压缩强度研究
（ ） 伤 累积 法 ， 用 动态 有 限元 计 算 层 板 的 冲击 ４损 利 损伤 ， 以其 对应 的退 化后 的刚度 作 为板 的初始 损伤 ， 再 用损 伤 累积法 模 拟 板 的压 缩 破 坏 过 程 ， 计 算剩 并
代 冲击 损伤 ， 之后 用孔 边 断裂韧 性来 判定 板 的破坏 ；
１ 面 内损伤及 失效 准则
复 合 材 料 层 合 板 的 冲 击 及 冲 击 后 压 缩 过 程 中 的
面 内损伤 主要 有纤 维断裂 、 体开 裂 、 体挤 压等 形 基 基 式 。Ｊ ．Ｈ ｕ等 考 虑各 种 应 力 对 不 同失 效 模 式 ．Ｐ ｏ 的影响后 ， 出 了基 于应 力 的包括 基体 开裂 、 体挤 提 基 压 破坏 、 纤维 断裂 等 主要 破 坏 模 式 的冲 击 损 伤失 效 准 则 。文献 ［ ］ ３ 作者 认 为基 于 应 变 的损 伤 准 则更 适 合 用来 预测 复合 材料 冲击损 伤 ， 它们 是 ： 纤 维拉 伸失 效
缩破坏特征及 Ｃ Ｉ Ａ 的计算值与试验结果有 良 好的一致性 ， 表明文中所采用的模型、 算法与损伤处理方
法 是 合 理 的
关
键
词： 复合 材料 ， 算机模 拟 ， 计 分层 ， 限元 法 ， 击 阻抗 ， 击后压 缩 ， 速 冲击 有 冲 冲 低
文献 标识码 ： Ａ 文章 编号 ：０ ０２ ５ （ ０ ２ ０ － １ － １０ －７ ８ ２ １ ）４０ ８０ ５ ６
中图 分类号 ： ２ ４ ８ ３ ７ ３ Ｖ １． ，０ ４ ．
纤 维 增强 复合 材 料 层合 结 构 在 受 低 速 冲击 后 ， 损伤将 严 重削 弱结 构 的压缩 强 度 ， 结 构 安 全 性形 对 成潜 在 的威胁 。所 以研究 复合 材料 层合 板 的低速 冲 击损 伤及 剩余 压缩 强 度 （ Ａ 值 ） 有 重 要 的 意 义 。 ＣＩ 具 目前 计算 Ｃ Ｉ 的 方 法 主 要 有 ４种 … ： １ 软 化 夹 Ａ值 （） 杂法 ， 冲击 损伤 等效成 规则 形状 的 软化夹 杂 ， 后 将 然 用应 力准 则 、 变 准 则 或 其 他 准 则 判 定 板 的 失 效 ； 应 （） ２ 子层 屈 曲法 ， 冲击 损 伤 看 作 大 小 不 同 的多 个 将 规则 形状 的分层 ， 为 压缩 破 坏 过 程 是 各个 子层 不 认 断 发生 屈 曲失效 的过 程 ， 当所有 子层 都屈 曲时 ， 结构 发 生破 坏 ；３ 开 口等 效法 ， 一 个 圆孔 或 椭 圆孔 取 （） 用
聚合物基复合材料老化剩余强度等效预测方法研究[1]
![聚合物基复合材料老化剩余强度等效预测方法研究[1]](https://img.taocdn.com/s3/m/2a39641216fc700abb68fc11.png)
张颖军：男，１９８１年生，博士生，主要研究方向为船用复合材料应用工程Ｅ－ｍａｉｌ：ｚｈａｎｇｙｉ—ｎａｖｙ＠ｑｑ．ｃＱｍ
万方数据
聚合物基复合材料老化剩余强度等效预测方法研究／张颖军等
（１） ５一Ｓ０＋叩（１一一‘）－－ｆｌｌｎ（１＋０ｔ） 式中：ｓ为材料老化时间后的强度，ｓ。为初始强度值，呀为材
ｐｏｓｅｄ ｂｙ Ｇｕｎｙａｅｖ ｒ阮Ｔｈｅ ａｄｖａｎｃｅｄ ａｇｅｉｎｇ ｅｑｕａｔｉｏｎ ｗｈｉｃｈ ｉｓ ａｄｏｐｔｅｄ ｔｏ ｅｓｔｉｍａｔｅ ｔｈｅ ｒｅｓｉｄｕａｌ
ｓｔｒｅｎｇｔｈ
ｉｓ ｆｉｔ ｈｅｒｅ ｂｙ ｄａｔａ ｉｓ
ａｓ ＣＯＤ－
ｌｅａｓｔ ｓｑｕａｒｅｓ ｍｅｔｈｏｄ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ａｇｅｉｎｇ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ ｄａｔａ．Ｔｈｅ ｒｅｓｕｌｔｓ ｉｎｄｉｃａｔｅ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｔｈｅｏｒｅｔｉｃａｌ
材料性能的增强作用，但在材料的实际工作环境中，材料的
商１５
赠１０
５ Ｏ Ｏ １０ ２０ ３０ ４０ ５０
后固化增强过程与服役时间相比可忽略不计，因此可以通过 拟合的方法添加１个材料性能的增强项ＡＳ来替代叼（ｉ— ｅ咄）；②式（１）只采用１个宏观的参数０来表示环境中各种老 化因素对材料性能的影响，但是单一的宏观参数口一方面不
４．０ ３．５
２修正公式的内容
２．１基本假设
影响聚合物基复合材料老化的外界因素很多，如阳光、 温度、酸、碱、盐等。在兼顾材料服役环境各主要影响因素的 情况下，根据以上对中值老化剩余强度公式的分析，提出两 点假设：①相同材料在相同影响因素下老化机理相同，老化 衰减速率只与影响因素强弱有关；②老化过程中各因素对材
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
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。
复合材料层压板低速冲击损伤的有限元模拟
复合材料层压板低速冲击损伤的有限元模拟杨鹏;刘海涵【摘要】Based on the low velocity impact test, this thesis established a "ply -interface -ply" laminate finite element model to simulate composite laminates under low velocity impact. The con-rnstitutive relations of the composite ply were introduced through VUMAT subroutine method, the stress - based failure criteria of composite was used to determine damage effects, and stiffness reduction method was used to simulate the failure process. The cohesive element method was utilized to simulate the delamination behavior.%基于复合材料层压板的低速冲击试验,建立一套“铺层-界面-铺层”的复合材料层压板在低速冲击载荷作用下的有限元模型.通过VUMAT 子程序建立复合材料铺层的本构关系,采用应力描述的失效判据来判断层内的各种损伤,并结合相应的刚度折减方案对失效单元进行刚度折减.模型中在相邻两铺层间加入cohesive单元,用来模拟层间界面.【期刊名称】《机械与电子》【年(卷),期】2013(000)004【总页数】3页(P78-80)【关键词】复合材料层压板;低速冲击;有限元【作者】杨鹏;刘海涵【作者单位】西北工业大学航天学院,陕西西安710072【正文语种】中文【中图分类】TB3320 引言复合材料层压板在使用中受到外来物体低速冲击后容易在内部产生严重的分层损伤，已有大量的国内外学者［1－6］对复合材料层压板损伤模式开展了研究，取得了不少的研究成果。
复合材料层压板冲击后压缩剩余强度的统计分析与可靠性评估
收稿日期： 2003-10-13 ；修订日期： 2004-02-12 基金项目： 中国博士后科学基金 （ 编号： 2003033039 ） 和江西省材料 中心开放基金 （ 编号： ZX200301006 ） 资助项目
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航
空
学
报
第 25 卷
采用极大似然估计方法计算 Weibull 分布的 形状参数 ! 与比例参数 " 的估计值 ! ^ 和 "。 ^ 通过求解下列一对似然方程， 得到估计值 !
观测显著性水平由下式计算 0 SL = 1 /｛ 1 + exp ［ - 0 . 10 + 1 . 24ln （ A D * ）+ 4 . 48 （ AD* ） ］ ｝ （5） A D * =（ 1 + 0 . 2 / ! n） AD 。 其中： 如果 0 SL s 0 . 05 ， 则样本不是来自 Weibull
［ 2 ~ 4］ 法 。在该方法中， 不仅将工作应变和许用强
^ "n !
^ n - nln" + ^ ! n源自^^ ! "!
^ ^ -1 n
n ^ 2 X! i = 0 i =1
（1）
^
2 lnXi i =1
2 i =1
( ")
Xi
^
^ !
（ lnXi - ln"） = 0
（2 ） 式中：n 为样本大小；X（ …， n ）表示样本 i i = 1， 中第 i 个观测值。 根据上述方法， 由本次冲击后压缩剩余强度 数据 （ 破坏应变） 获得的估计值为 ! ^ = 27. 358 ，" -3 = 3. 676 X 10 。
表4 Table 4
复合材料泡沫夹层结构冲击后压缩数值模拟分析
ˆ ˆ t 纤维拉伸（ 11 0 ） ： F f 11 12 T L X S
2
2
（1）
ˆ 纤维压缩( 11 0 )： F f
c
ˆ 11 C X
2
(2)
2 2
ˆ ˆ ˆ t 基体拉伸（ 22 0 ） ： Fm 22 12 T L Y S
，
采用基于各种破坏准则的点应力或平均应力判据确定板的失效强度；(2)子层屈曲法，将冲击损伤看作大小 不同的多个规则形状的分层，认为压缩破坏过程是各个子层不断发生屈曲失效的过程，当所有子层都屈曲 时，层板发生破坏；(3)开口等效法，用一个圆孔或椭圆孔取代冲击损伤，之后用孔边断裂韧性判据来判断 板的破坏；(4)损伤累积法，利用动态有限元计算层板的冲击损伤的刚度降，作为板的初始损伤，用损伤累 积法模拟板的压缩破坏过程，并计算剩余压缩强度。 由于夹层结构的层间性能和抵抗低速冲击性能较弱，在低速冲击荷载的作用下，会造成面板基体开裂
式中，M 表示冲击质量，V 表示冲击速度，n 表示赫兹接触参数。根据这表达式可知，冲击接触时间 跟冲击速度是成反比的，但是冲击接触时间 T 最终还是需要通过一系列的估算尝试来得出[13]。通过一系列
c
的估算，在 10J 能量的冲击下其接触时间 T =0.00037s，而在 30J 能量的冲击下其接触时间 T =0.00035s。
图 3 泡沫夹层有限元模型
图 4 冲击模型边界条件
2.2 材料强度准则
泡沫夹层结构的上下面板为复合材料层合板，传统的层合板失效理论都是基于经典层合板理论的，如
3
最大应力准则 最大应变准则等，这些准则具有一定的局限性。本文主要采用基于应变描述的 Hashin 破坏 准则[12]对层合板进行失效分析，该理论包括了纤维拉伸断裂、纤维压缩屈曲、基体在横向拉伸和剪切下的 断裂、基体在横向压缩和剪切下的压溃等失效模式的分析，主要包括以下几种形式：
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。
复合材料层合板冲击后疲劳寿命试验研究与数值模拟
复合材料层合板冲击后疲劳寿命试验研究与数值模拟任鹏;夏峰【摘要】通过对复合材料典型层合板进行落锤冲击试验引入冲击损伤,并对冲击后的复合材料层合板进行不同载荷水平的压-压疲劳试验,得到了不同疲劳载荷作用下层合板损伤扩展规律及疲劳寿命.建立了冲击后层合板疲劳寿命有限元数值计算模型,对层合板进行冲击仿真,并利用有限元软件用户子程序编程,将冲击后计算所得损伤分布结果设置为层合板压—压疲劳寿命计算的起始状态,从而获得层合板在不同疲劳载荷水平下的损伤扩展结果及压—压疲劳寿命数值仿真结果.将试验与有限元数值计算疲劳寿命结果绘制了S-N曲线,通过对比验证了计算结果的准确性,形成一套复合材料层合板冲击后疲劳寿命预测数值计算模型.【期刊名称】《工程与试验》【年(卷),期】2019(059)002【总页数】4页(P7-9,11)【关键词】复合材料层合板;冲击后疲劳寿命;损伤扩展;数值计算【作者】任鹏;夏峰【作者单位】中国飞机强度研究所,全尺寸飞机结构静力 / 疲劳航空科技重点实验室,陕西西安 710065;中国飞机强度研究所,全尺寸飞机结构静力 / 疲劳航空科技重点实验室,陕西西安 710065【正文语种】中文【中图分类】O346.21 引言复合材料与其他金属等材料相比，因为其具有比强度高，比刚度大，可设计性好等诸多优点，广泛地应用于航空、航天、船舶、汽车、建筑、能源、交通等各种领域[1-4]。
目前，复合材料结构在航空领域所使用的范围越来越大。
飞机设计中，复合材料在结构设计中所使用的比例逐渐增大。
由于复合材料相比于其他材料具有重量轻的优点，在飞机结构减重方面具有很大优势。
飞机结构的复合材料在使用过程中，不可避免地受到沙石、冰雹、鸟撞等外界冲击的影响，产生冲击损伤。
上述冲击损伤导致复合材料剩余强度大幅下降，使疲劳寿命及损伤破坏模式发生变化，严重影响飞机使用安全[5]。
复合材料层合板的损伤过程具有一定的复杂性，特别是在疲劳循环载荷作用下。
开孔复合材料层压板剩余强度分析建模abaqus二次开发
ＤＯＩ:１０.３９６９/ｊ.ｉｓｓｎ.２０９５－５０９Ｘ.２０１９.１２.００７开孔复合材料层压板剩余强度分析建模ＡＢＡＱＵＳ二次开发刘湘云ꎬ赵㊀荃(中国商飞上海飞机设计研究院ꎬ上海㊀２０１２１０)摘要:基于ＡＢＡＱＵＳ脚本语言Ｐｙｔｈｏｎ开发了含开孔复合材料层压板剩余强度分析快速建模程序ꎬ通过人机交互实现参数化自动建模ꎮ给出了详细的ＡＢＡＱＵＳ前处理内核脚本开发过程以及插件ＧＵＩ开发方法ꎮ采用Ｐｙｔｈｏｎ语言进行ＡＢＡＱＵＳ前处理二次开发能够减少建模时间㊁提高建模效率并减少人为误差ꎮ关键词:复合材料ꎻ二次开发ꎻ开孔损伤ꎻＡＢＡＱＵＳꎻＰｙｔｈｏｎ中图分类号:Ｖ２１４.８㊀㊀㊀文献标识码:Ａ㊀㊀㊀文章编号:２０９５－５０９Ｘ(２０１９)１２－００２９－０４㊀㊀复合材料具有各向异性及铺层的可设计性ꎬ其结构存在多种损伤模式ꎬ目前普遍认为ꎬ在复合材料层合板失效过程中存在基体开裂㊁纤维断裂和面内及面外分层等基本损伤形式ꎮ随着复合材料结构在飞机上的应用越来越多㊁应用部位越来越关键ꎬ这就要求更快速㊁准确地进行含损伤复合材料结构的剩余强度评估ꎬ促进复合材料结构在民机结构上的成熟应用ꎮ复合材料层压板开孔作为一种典型的含损伤结构形式ꎬ普遍应用于复合材料层压板设计许用值试验和含损伤结构剩余强度评估ꎮ目前对含开孔层压板的性能研究一般采用试验结合有限元仿真分析的方法ꎬ但试验成本高ꎬ有限元分析手动建模工作量大ꎮ本文在ＡＢＡＱＵＳ[１]二次开发的基础上ꎬ采用脚本语言Ｐｙｔｈｏｎ[２－３]编写内核脚本ꎬ建立网格ꎬ赋予材料属性㊁失效准则㊁铺层角度㊁单元属性等ꎬ通过ＲＳＧ(ｒｅａｌｌｙｓｉｍｐｌｅＧＵＩ)编写ＧＵＩ(ｇｒａｐｈｉｃａｌｕｓｅｒｉｎ￣ｔｅｒｆａｃｅ)界面ꎬ最终得到开孔复合材料层压板剩余强度分析有限元建模的参数化建模插件ꎬ能够显著减少试验费用和研究成本ꎮ１ ＡＢＡＱＵＳ内核脚本开发㊀㊀ＡＢＡＱＵＳ模型对象结构如图１所示ꎮ含开孔复合材料层压板建模步骤:１)建立开孔层压板几何模型ꎬ将层压板进行切割ꎬ方便后续网格划分ꎻ２)创建材料并赋予材料弹性模量及强度ꎬ选择材料失效准则ꎬ并创建铺层信息ꎻ３)创建分析步ꎬ设置所需的输出变量ꎻ４)划分单元ꎬ细化孔边单元ꎬ指定单元类型ꎻ５)提交分析ꎮ图１㊀Ｍｄｂ(ｍｏｄｅｌｄａｔａｂａｓｅ)对象结构㊀㊀Ｐｙｔｈｏｎ语言功能强大ꎬ采用Ｐｙｔｈｏｎ语言进行ＡＢＡＱＵＳ有限元建模二次开发ꎬ能够将所有操作步骤都集成在Ｐｙｔｈｏｎ脚本文件中ꎬ形成的脚本文件以ｐｙ作为后缀名[４]ꎮ本文采用Ｐｙｔｈｏｎ语言编写ＡＢＡＱＵＳ各个模块的内核脚本ꎬ并开发ＧＵＩ界面ꎬ形成ＡＢＡＱＵＳ插件[５－６]ꎮ本文所开发的插件能直观地输入建模所需参数ꎬ调用ＡＢＡＱＵＳ的各个模块ꎬ在很短的时间内形成有限元模型并提交分析ꎮ收稿日期:２０１８－０８－０６作者简介:刘湘云(１９９０ )ꎬ女ꎬ工程师ꎬ硕士ꎬ主要研究方向为飞机复合材料结构强度设计ꎬｌｉｕｘｉａｎｇｙｕｎ＠ｃｏｍａｃ.ｃｃ.９２ ２０１９年１２月㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀机械设计与制造工程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｄｅｃ.２０１９第４８卷第１２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ＭａｃｈｉｎｅＤｅｓｉｇｎａｎｄＭａｎｕｆａｃｔｕｒｉｎｇＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀Ｖｏｌ.４８Ｎｏ.１２２㊀ＡＢＡＱＵＳ用户界面开发ＡＢＡＱＵＳ用户界面ＧＵＩ能够提供给用户一个直观的操作界面ꎬ用户输入建模参数后点击提交ꎬ则程序自动执行ＡＢＡＱＵＳ内核脚本ꎬ创建模型ꎮ本文采用ＲＳＧ对话框构造器(ＲＳＧｄｉａｌｏｇｂｕｉｌｄｅｒ)创建ＧＵＩ界面ꎮＲＳＧ对话框构造器是ＡＢＡＱＵＳ内嵌的ＧＵＩ插件开发辅助工具ꎬ可以创建新的对话框ꎬ选择并编辑控件ꎬ关联插件执行的内核文件等ꎬ通过关键词传递变量信息ꎮ３㊀程序介绍二次开发程序流程如图２所示ꎬ首先读取用户输入的参数ꎬ然后执行内核命令ꎬ最后由ＡＢＡＱＵＳ执行内核脚本ꎮ图２㊀程序流程图㊀㊀本文仅列出主要代码ꎬ内核脚本及注解如下[４ꎬ７]ꎮ在调用ＡＢＡＱＵＳ模块前需要导入ＡＢＡＱＵＳ模块以及ＡＢＡＱＵＳＣｏｎｓｔａｎｔｓ模块ꎬ用于调用Ｍｄｂ对象及预定义ＡＢＡＱＵＳ常量ꎮｆｒｏｍａｂａｑｕｓｉｍｐｏｒｔ∗ｆｒｏｍａｂａｑｕｓＣｏｎｓｔａｎｔｓｉｍｐｏｒｔ∗定义函数ꎬ并设定各个参数的关键词ꎮ本文各关键词的含义见表１ꎮ表１㊀关键词含义关键词含义关键词含义ｌｅｎｇｔｈ模型长度ｍｙｓｅｑ铺层顺序ｗｉｄｔｈ模型宽度ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔ载荷位移ｒａｄｉｕｓ开孔半径ｍｏｄｅｌｎａｍｅ模型名称ｔｈｉｃｋｎｅｓｓ单层厚度ｊｏｂｎａｍｅ作业名称ｎｕｍｂｅｒ铺层总数ｔａｂｌｅ１/２材料参数ｄｅｆｐａｎｅｌ１(ｌｅｎｇｔｈꎬｗｉｄｔｈꎬｒａｄｉｕｓꎬｔｈｉｃｋｎｅｓｓꎬｎｕｍｂｅｒꎬｍｙｓｅｑꎬｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔꎬｍｏｄｅｌｎａｍｅꎬｊｏｂｎａｍｅꎬｔａｂｌｅ１ꎬｔａ￣ｂｌｅ２):ｐａｎｅｌｗｉｄｔｈ＝ｗｉｄｔｈｐａｎｅｌｌｅｎｇｔｈ＝ｌｅｎｇｔｈｈｏｌｅｒａｄｉｕｓ＝ｒａｄｉｕｓｔ＝ｔｈｉｃｋｎｅｓｓｌａｙｅｒｓ＝ｎｕｍｂｅｒｍｙｌｏａｄ＝ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｍｙｍｏｄｅｌｎａｍｅ＝ｍｏｄｅｌｎａｍｅｍｙｊｏｂｎａｍｅ＝ｊｏｂｎａｍｅｍｙｓｅｑｕｅｎｃｅ＝ｍａｐ(ｆｌｏａｔꎬｍｙｓｅｑ.ｓｐｌｉｔ(ᶄꎬᶄ))读取用户输入的材料参数ꎬｔａｂｌｅ１为材料弹性参数ꎬｔａｂｌｅ２为材料破坏参数ꎮＥ１＝ｔａｂｌｅ１[０][０]ꎻＥ２＝ｔａｂｌｅ１[０][１]ꎻＮｕ１２＝ｔａ￣ｂｌｅ１[０][２]ꎻＧ１２＝ｔａｂｌｅ１[０][３]ꎻＧ１３＝ｔａｂｌｅ１[０][４]ꎻＧ２３＝ｔａｂｌｅ１[０][５]//材料模量ＸＴ＝ｔａｂｌｅ２[０][０]ꎻＸＣ＝ｔａｂｌｅ２[０][１]ꎻＹＴ＝ｔａ￣ｂｌｅ２[０][２]ꎻＹＣ＝ｔａｂｌｅ２[０][３]ꎻＳ１２＝ｔａｂｌｅ２[０][４]ꎻＳ２３＝ｔａｂｌｅ２[０][５]//材料拉伸㊁压缩㊁剪切强度建立有限元模型ꎬ通过关键词读取用户输入的名称来给模型命名ꎮｍｙＭｏｄｅｌ＝ｍｄｂ.Ｍｏｄｅｌ(ｎａｍｅ＝ｍｙｍｏｄｅｌｎａｍｅ)创建基于特征的草图ꎬ根据用户输入的几何参数绘制矩形ꎬ并开孔ꎮｍｙＳｋｅｔｃｈ.ｒｅｃｔａｎｇｌｅ(ｐｏｉｎｔ１＝(－(ｐａｎｅｌｌｅｎｇｔｈ/２)ꎬ(ｐａｎｅｌｗｉｄｔｈ/２))ꎬｐｏｉｎｔ２＝((ｐａｎｅｌｌｅｎｇｔｈ/２)ꎬ－(ｐａｎｅｌｗｉｄｔｈ/２)))//由对角点确定矩形ｍｙＳｋｅｔｃｈ.ＣｉｒｃｌｅＢｙＣｅｎｔｅｒＰｅｒｉｍｅｔｅｒ(ｃｅｎｔｅｒ＝(０.０ꎬ０.０)ꎬｐｏｉｎｔ１＝(ｈｏｌｅｒａｄｉｕｓꎬ０.０))//确定开孔位置及半径根据绘制的草图创建部件ꎮｍｙＰａｎｅｌ＝ｍｙＭｏｄｅｌ.Ｐａｒｔ(ｎａｍｅ＝ᶄｐｌａｎｅᶄ)创建材料ꎬ定义材料属性ꎬ选择失效判据并定义参数[８]ꎮｍｙＣｏｍｐ＝ｍｙＭｏｄｅｌ.Ｍａｔｅｒｉａｌ(ｎａｍｅ＝ᶄＣｏｍｐᶄ)ｍｙＣｏｍｐ.Ｅｌａｓｔｉｃ(ｔｙｐｅ＝ＬＡＭＩＮＡꎬｔａｂｌｅ＝((Ｅ１ꎬＥ２ꎬＮｕ１２ꎬＧ１２ꎬＧ１３ꎬＧ２３)ꎬ))ｍｙＣｏｍｐ.ＨａｓｈｉｎＤａｍａｇｅＩｎｉｔｉａｔｉｏｎ(ｔａｂｌｅ＝((ＸＴꎬＸＣꎬＹＴꎬＹＣꎬＳ１２ꎬＳ２３)ꎬ))ｍｙＣｏｍｐ.ｈａｓｈｉｎＤａｍａｇｅＩｎｉｔｉａｔｉｏｎ.ＤａｍａｇｅＥｖｏｌｕｔｉｏｎ(ｔｙｐｅ＝ＥＮＥＲＧＹꎬｔａｂｌｅ＝((８.０ꎬ８.０ꎬ０.２６７ꎬ０.２６７)ꎬ))创建局部坐标系ꎬ给几何体建立集合ꎬ创建铺层ꎮｉ＝０ｆｏｒｉｉｎｒａｎｇｅ(０ꎬｌａｙｅｒｓ):ｃｏｍｐｏｓｉｔｅＬａｙｕｐ.ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＰｌｙ(ｐｌｙＮａｍｅ＝ᶄＰｌｙ－ᶄ＋ｓｔｒ(ｉ＋１)ꎬｔｈｉｃｋｎｅｓｓ＝ｔ)ｅｌｓｅ:ｐｒｉｎｔᶄ铺层完毕ᶄ创建部件实体ꎮｍｙＩｎｓｔａｎｃｅ＝ｍｙＡｓｓｅｍｂｌｙ.Ｉｎｓｔａｎｃｅ(ｎａｍｅ＝ᶄｐａｎｅｌＩｎ￣ｓｔａｎｃｅᶄ)在初始分析步之后创建一个分析步ꎬ设置输出变量ꎬ包括应力㊁应变㊁位移㊁材料破坏情况等ꎮｍｙＭｏｄｅｌ.ＳｔａｔｉｃＳｔｅｐ(ｎａｍｅ＝ᶄＳｔｅｐ－１ᶄ)０３ ２０１９年第４８卷㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀机械设计与制造工程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀ｍｙＭｏｄｅｌ.ｆｉｅｌｄＯｕｔｐｕｔＲｅｑｕｅｓｔｓ[ᶄＦ－Ｏｕｔｐｕｔ－１ᶄ].ｓｅｔＶａｌｕｅｓ(ｖａｒｉａｂｌｅｓ＝(ᶄＵᶄꎬᶄＲＦᶄꎬᶄＳＴＡＴＵＳᶄ))ｍｙＭｏｄｅｌ.ＦｉｅｌｄＯｕｔｐｕｔＲｅｑｕｅｓｔ(ｎａｍｅ＝ᶄＦ－Ｏｕｔｐｕｔ－２ᶄꎬｃｒｅａｔｅＳｔｅｐＮａｍｅ＝ᶄＳｔｅｐ－１ᶄꎬｖａｒｉａｂｌｅｓ＝(ᶄＳᶄꎬᶄＥᶄꎬᶄＨＳＮＦＴＣＲＴᶄꎬᶄＨＳＮＦＣＣＲＴᶄꎬᶄＨＳＮＭＴＣＲＴᶄꎬᶄＨＳＮＭＣＣＲＴᶄ))根据坐标寻找边ꎬ施加边界条件及载荷ꎮｅｄｇｅｓ１＝ｍｙＡｓｓｅｍｂｌｙ.ｉｎｓｔａｎｃｅｓ[ᶄｐａｎｅｌＩｎｓｔａｎｃｅᶄ].ｅｄｇｅｓ.ｆｉｎｄＡｔ(((－(ｐａｎｅｌｌｅｎｇｔｈ/２)ꎬ０ꎬ０)ꎬ))ｍｙＡｓｓｅｍｂｌｙ.Ｓｅｔ(ｅｄｇｅｓ＝ｅｄｇｅｓ１ꎬｎａｍｅ＝ᶄＳｅｔ－２ᶄ)ｅｄｇｅｓ１＝ｍｙＡｓｓｅｍｂｌｙ.ｉｎｓｔａｎｃｅｓ[ᶄｐａｎｅｌＩｎｓｔａｎｃｅᶄ].ｅｄｇｅｓ.ｆｉｎｄＡｔ((((ｐａｎｅｌｌｅｎｇｔｈ/２)ꎬ０ꎬ０)ꎬ))ｍｙＡｓｓｅｍｂｌｙ.Ｓｅｔ(ｅｄｇｅｓ＝ｅｄｇｅｓ１ꎬｎａｍｅ＝ᶄＳｅｔ－３ᶄ)ｒｅｇｉｏｎ１＝ｍｙＡｓｓｅｍｂｌｙ.ｓｅｔｓ[ᶄＳｅｔ－２ᶄ]ｍｙＭｏｄｅｌ.ＤｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔＢＣ(ｎａｍｅ＝ᶄＢＣ－１ᶄꎬｃｒｅａｔ￣ｅＳｔｅｐＮａｍｅ＝ᶄＩｎｉｔｉａｌᶄꎬｒｅｇｉｏｎ＝ｒｅｇｉｏｎ１ꎬｕ１＝ＳＥＴꎬｕ２＝ＳＥＴꎬｕ３＝ＵＮＳＥＴꎬｕｒ１＝ＵＮＳＥＴꎬｕｒ２＝ＵＮＳＥＴꎬｕｒ３＝ＵＮＳＥＴ)//单边固支ｒｅｇｉｏｎ２＝ｍｙＡｓｓｅｍｂｌｙ.ｓｅｔｓ[ᶄＳｅｔ－３ᶄ]ｍｙＭｏｄｅｌ.ＤｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔＢＣ(ｎａｍｅ＝ᶄＢＣ－２ᶄꎬｃｒｅａｔ￣ｅＳｔｅｐＮａｍｅ＝ᶄＳｔｅｐ－１ᶄꎬｒｅｇｉｏｎ＝ｒｅｇｉｏｎ２ꎬｕ１＝ｍｙ￣ｌｏａｄꎬｕ２＝ＵＮＳＥＴꎬｕ３＝ＵＮＳＥＴꎬｕｒ１＝ＵＮＳＥＴꎬｕｒ２＝ＵＮＳＥＴꎬｕｒ３＝ＵＮＳＥＴ)//单边施加位移载荷为部件实体指定单元类型ꎬ本文采用 ＱＵＡＤ 单元ꎬ整体单元大小为２ꎬ孔边网格细化ꎬ单元大小为１ꎮｍｙＰａｎｅｌ.ｓｅｔＭｅｓｈＣｏｎｔｒｏｌｓ(ｒｅｇｉｏｎｓ＝ｐｉｃｋｅｄＲｅｇｉｏｎｓꎬｅｌｅｍＳｈａｐｅ＝ＱＵＡＤ)ｍｙＰａｎｅｌ.ｓｅｅｄＰａｒｔ(ｓｉｚｅ＝２.０ꎬｄｅｖｉａｔｉｏｎＦａｃｔｏｒ＝０.１ꎬｍｉｎＳｉｚｅＦａｃｔｏｒ＝０.１)ｐｉｃｋｅｄＥｄｇｅｓ＝ｍｙＰａｎｅｌ.ｅｄｇｅｓ.ｇｅｔＳｅｑｕｅｎｃｅＦｒｏｍＭａｓｋ(ｍａｓｋ＝(ᶄ[＃３３８ｆｆ９１]ᶄꎬ)ꎬ)ｍｙＰａｎｅｌ.ｓｅｅｄＥｄｇｅＢｙＳｉｚｅ(ｅｄｇｅｓ＝ｐｉｃｋｅｄＥｄｇｅｓꎬｓｉｚｅ＝１.０ꎬｄｅｖｉａｔｉｏｎＦａｃｔｏｒ＝０.１ꎬｍｉｎＳｉｚｅＦａｃｔｏｒ＝０.１ꎬｃｏｎｓｔｒａｉｎｔ＝ＦＩＮＥＲ)ｍｙＰａｎｅｌ.ｇｅｎｅｒａｔｅＭｅｓｈ()为模型创建并分析作业ꎮｊｏｂＮａｍｅ＝ｍｙｊｏｂｎａｍｅｍｙＪｏｂ＝ｍｄｂ.Ｊｏｂ(ｎａｍｅ＝ｊｏｂＮａｍｅꎬｍｏｄｅｌ＝ｍｙｍｏｄ￣ｅｌｎａｍｅ)４ 实例分析以复合材料许用值试验开孔拉伸试验㊁开孔压缩试验为例ꎬ在进行试验前需要进行有限元建模分析ꎮ试验件几何尺寸如图３所示ꎬ材料及铺层信息见表２ꎮ输入各参数ꎬ点击 ＯＫ ꎬ自动生成模型㊁提交分析ꎬ如图４~图６所示ꎮ有限元分析结果如图７㊁图８所示ꎬ从图中可以看出ꎬ试件的基体㊁纤维均在开孔截面处发生断裂ꎮ试件破坏模式如图９所示ꎮ其有限元分析破坏载荷为５７０ＭＰａꎬ试验结果破坏载荷均值为７００ＭＰａꎬ工程上认为有限元分析结果偏保守ꎬ可接受ꎮ试验结果与有限元分析结果的破坏模式一致ꎬ均为净截面断裂ꎮ图３㊀试验件尺寸表２㊀材料及铺层信息参数数值泊松比ν０.３２材料弹性参数/ＧＰａＥ１１５３.７５Ｅ２８.２９５Ｇ１２４.３７Ｇ１３４.３７Ｇ２３４.３７材料强度参数/ＭＰａＸＴ２７３７ＸＣ１６０２ＹＴ８６.４ＹＣ２１２.８Ｓ１２１１１.９Ｓ１３１１１.９铺层顺序[４５/０/０/－４５/９０/９０/－４５/０/０/４５]ｓ图４㊀输入参数图５㊀网格划分１３２０１９年第１２期㊀㊀㊀㊀㊀㊀刘湘云:开孔复合材料层压板剩余强度分析建模ＡＢＡＱＵＳ二次开发图６㊀边界条件及位移载荷图７㊀基体拉伸断裂图８㊀纤维拉伸断裂图９㊀试验破坏模式５㊀结束语本文对含开孔的复合材料层压板剩余强度ＡＢＡＱＵＳ分析模型前处理进行了二次开发ꎬ采用Ｐｙｔｈｏｎ语言编写内核脚本ꎬ并通过ＲＳＧ建立交互界面ＧＵＩꎬ形成ＡＢＡＱＵＳ直观插件ꎮ将有限元结果与试验结果进行对比分析ꎬ验证了方法的可行性ꎮ本文的工作为类似复合材料结构分析前处理参数化建模提供了参考ꎬ并为其他后续相关项目ꎬ如开孔损伤修理㊁许用值开孔拉伸及压缩项目前期分析等ꎬ提供了有价值的参考ꎮ参考文献:[１]㊀石亦平ꎬ周玉蓉.ＡＢＡＱＵＳ有限元分析实例详解[Ｍ].北京:机械工业出版社ꎬ２００６.[２]㊀ＨｉｂｂｉｔｔꎬＫａｒｌｓｓｏｎａｎｄＳｏｒｅｎｓｅｎＩｎｃ.ＡＢＡＱＵＳＳｃｒｉｐｔｉｎｇＵｓｅｒᶄｓＭａｎｕａｌＶｅｒｓｉｏｎ６.５[Ｍ].ＰａｗＴｕｃｋｅｔꎬＵＳＡ:ＨＫＳꎬ２００４. [３]㊀ＨｉｂｂｉｔｔꎬＫａｒｌｓｓｏｎａｎｄＳｏｒｅｎｓｅｎＩｎｃ.ＡＢＡＱＵＳＳｃｒｉｐｔｉｎｇＣｏｍｍａｎｄＲｅｆｅｒｅｎｃｅＶｅｒｓｉｏｎ６.５[Ｍ].ＰａｗＴｕｃｋｅｔꎬＵＳＡ:ＨＫＳꎬ２００４. [４]㊀石庆华ꎬ曹正华ꎬ丁立民ꎬ基于Ｐｙｔｈｏｎ复合材料多加筋整体构件ＡＢＡＱＵＳ前处理二次开发[Ｊ].航空制造技术ꎬ２００９(增刊１):３６－３９.[５]㊀黄霖.Ａｂａｑｕｓ/ＣＡＥ二次开发功能与应用实例[Ｊ]ꎬ计算机辅助工程ꎬ２０１１ꎬ２０(４):９６－１００.[６]㊀ＬＵＴＺＭꎬＡＳＣＨＥＲＤ.ＬｅａｒｎｉｎｇＰｙｔｈｏｎ[Ｍ].２ｎｄｅｄ.Ｑｕｅｅｎｓｌａｎｄ:ＯᶄＲｅｉｌｌｙꎬ２００３:４－１６.[７]㊀邵培.某多管火箭炮参数化建模及仿真优化[Ｄ].南京:南京理工大学ꎬ２０１５.[８]㊀矫桂琼ꎬ贾普荣.复合材料力学[Ｍ].西安:西北工业大学出版社ꎬ２００８.ＴｈｅｓｅｃｏｎｄａｒｙｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆＡＢＡＱＵＳｆｏｒｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｏｐｅｎ￣ｈｏｌｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓＬｉｕＸｉａｎｇｙｕｎꎬＺｈａｏＱｕａｎ(ＴｈｅＣｏｍｍｅｒｃｉａｌＡｉｒｃｒａｆｔＣｏｒｐｏｒａｔｉｏｎｏｆＣｈｉｎａꎬＳｈａｎｇｈａｉꎬ２０１２１０ꎬＣｈｉｎａ)Ａｂｓｔｒａｃｔ:Ｉｔｄｅｓｉｇｎｓａｐｌｕｇ￣ｉｎｍｏｄｅｌｉｎｇｐｒｏｇｒａｍｆｏｒｏｐｅｎ￣ｈｏｌｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓｂａｓｅｄｏｎＡＢＡＱＵＳｓｃｒｉｐｔｉｎｇＰｙｔｈｏｎａｎｄＧＵＩꎬｒｅａｌｉｚｅｓｔｈｅｐａｒａｍｅｔｒｉｃａｕｔｏｍａｔｉｃｍｏｄｅｌｉｎｇｔｈｒｏｕｇｈｈｕｍａｎ￣ｃｏｍｐｕｔｅｒｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎꎬｓｈｏｗｓｔｈｅｄｅ￣ｔａｉｌｅｄＡＢＡＱＵＳｐｒｅ￣ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇｋｅｒｎｅｌｓｃｒｉｐｔｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｐｒｏｃｅｓｓａｎｄＧＵＩｐｌｕｇ￣ｉｎｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄ.ＢａｓｅｄｏｎＰｙｔｈｏｎｉｔｄｅｖｅｌｏｐｓＡＢＡＱＵＳｐｒｅｔｒｅａｔｍｅｎｔꎬｒｅｄｕｃｅｓｔｈｅｍｏｄｅｌｉｎｇｔｉｍｅꎬｉｍｐｒｏｖｅｓｍｏｄｅｌｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙａｎｄｒｅ￣ｄｕｃｅｈｕｍａｎｅｒｒｏｒ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌꎻｓｅｃｏｎｄａｒｙｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔꎻｏｐｅｎ￣ｈｏｌｅꎻＡＢＡＱＵＳꎻＰｙｔｈｏｎ２３２０１９年第４８卷㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀机械设计与制造工程㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀。
复合材料层合板的弹性特性及有限元模拟
复合材料层合板的弹性特性及有限元模拟摘要]当前随着国民经济的高速发展，结构材料的应用越来越广泛，但材料特别是层状结构由于层与层之间的材料往往不同，在受力或其他条件下，往往会产生不同的变形，其中较为严重的一类应该就是软化扩散了。
层状结构的应用已经十分广泛，特别是在路面方向的应用，对于高等级的公路路面，其路面层数往往超过三层，有的路面层数达到七层之多。
因此对于材料软化的研究，由于材料软化在临界条件下的破坏，是我们改进材料提高材料整体性能的关键。
[关键词]层状结构软化扩散临界材料整体性能复合材料层合板的弹性特性及有限元模拟层合板是由两层或两层以上单层叠合在一起的层合形式的结构。
各单层可以是纤维方向不同而材质相同，也可以是材质不同，因此层合板沿厚度方向具有弹性性能的非均匀性。
不同纤维方向的单层叠合成的层合板称为多向层合板，多向层合板在航空航天器结构中被大量使用。
本章主要是基于单层的应力—应变关系，根据经典层合理论，得出多向层合板的弹性特性，另外还讨论了一些典型多向层合板的弹性特性。
1、层合板的基本假设这里研究的层合板是弹性薄板，其厚度远小于板的面内尺寸，板的所有唯一都小于板厚，各单层之间黏结牢固，没有相对滑移。
据此对层合板作如下假设：1. 直线法假设假设层合板受力弯曲变形后，原垂直于中面的法线仍保持直线并垂直于变形后的中面，因此层合板横截面上的剪应变为零，即3、建模分析采用Abaqus 软件建立三层板结构软化模型，设第二层是软化层本模型通过对第二层材料软化面积的逐步扩大来寻找第一层板发生破坏的临界应力。
设层合板各层的厚度一致，其各层厚度均为20mm，其长与宽分别为,400mm，层合板上部受均布压强。
通过软件模拟来观察分析层合板在作用力下各层的应力—应变的变化与区别。
采用Abaqus 软件建立三层板结构软化模型进行边界条件和约束作用1. 在工具栏的模块列表中单击Load，进入load（载荷）模块2. 单击工具区中的Create Load（创建荷载）按钮，弹出编辑荷载的对话框，类别中选择力学，然后选择压强，然后单击继续按钮。
低速冲击下复合材料刚度退化方案仿真研究12_15
复合材料层压板低速冲击刚度退化方案仿真研究伊鹏跃，于哲峰，汪海（上海交通大学航空航天学院，上海200240 ）摘要：针对复合材料层压板低速冲击仿真，根据应力更新、材料弹性参数折减和基于应变渐进失效的不同刚度退化思路，改进传统损伤刚度折减方法，通过ABAQUS分别编写了三种刚度退化方案的VUMAT子程序，引入粘滞规律克服刚度退化的数值计算收敛困难，结合实验进行有限元仿真，研究比较了不同刚度退化方案下冲击响应的异同，结果表明：改进的三种刚度退化方案都可较准确地描述低速冲击下复合材料失效过程；应力更新方案，思路简单清晰，但失效过程应力变化剧烈，增量步数多，计算效率低；弹性参数折减方案中，根据失效模式调整折减系数，结合粘滞规律，响应平稳；前两种方案对冲击损伤形式只能定性，无法定量表征；而渐进失效方案引入合理的损伤变量，不但冲击响应连续而且能较好地表征材料损伤形式与程度。
关键词：复合材料低速冲击刚度退化VUMAT 有限元Stiffness degradation simulation methods for composite laminate subjected to low-velocity impactYI Pengyue, YU Zhefeng, WANG Hai(School of Aeronautics and Astronautics, Shanghai Jiao T ong University, Shanghai200240,China)Abstract: To study simulation of composite laminate under low-velocity impact, stiffness reduction strategies based on stress updating , degradation of elastic constant and progressive damage have been modified and implemented in the user material subroutine (VUAMT) in ABAQUS. The difficulty of convergence in numerical calculationis overcome by viscous regularization. Differences between the three methods have been studied according to the finite element analysis and experimental data. Conclusions drawn from the comparison are that, the analytical results are ideal compared to test results. The three stiffness degradation process can describe the process of material damage exactly. Solution based on stress updating is simple and clear，but the number of increment and iteration is large due to stress varying greatly during material damage and computer calculation is inefficient. Elastic constant degradation is able to adjust the degraded coefficient based on damage mode. The impact response combining viscous regularization is ideal. Material damage mode is predicted but damage degree is unknown in this two ways. Progressive damage degradation is based on material progressive damage model and the response is continuous. Material damage mode and its degree can be well simulated.Key words:Composite; low-velocity impact; Stiffness degradation; VUMAT; Finite element analysis.引言复合材料由于具有高的比刚度和比强度、疲劳性能好等优点，在航空航天领域和其他现代工业中得到越来越广泛地应用。
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中图分类号 ： ３２ ＴＢ ３
文献 标识 码 ： Ａ
文 章 编 号 ：０ ５２ １ （ ００ ０ —３ ５０ １ ０ —６ ５ ２ １ ） ３０ ３ ５
第４ ２卷 第 ３ 期
２１ ０ ０年 ６月
南
京
航
空
航 天 大 学 学 报
Ｖ ｏ１ ４２ Ｎ ｏ ． ．３
Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＮａ ｊ ｇ Ｕｎｖ ｒ ｉ ｒ ｎａ ｉｓ ＆ Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ ｏ ｒ ａ ｎｉ ｉｅ ｓｔ ｏｆＡｅ ｏ ｕｔｃ ｏ ｎ ｙ ｔｏ ａ ｔ ｃ
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摘要 ： 为研 究 复 合 材 料 层 舍 板 冲 击 后 剩余 强 度 （ ＡＩ 的计 算 ， 文 给 出 了 两种 方 法 ： 程 估 算 和 有 限 元 预 测 。 工 Ｃ ） 本 工 程 估 算是 将 受 冲 击 损 伤 的 复 合 材 料 层 合 板 简 化 为 正 交各 向 异 性 带 孔 板 ， 照 Ｎｕｓ ｒＷ ｈｔｅ 按 ｉ ｍｅ— ｉ ｙ平 均 应 力 准 则 ， ｎ 计 算 正 交各 向 异性 带 圆孔 板 的 破 坏 强 度 ， 为层 舍 板 冲 击 后 剩余 强 度 的 估 算 值 。有 限 元 方 法 则 是 采 用 Ｈａｈｎ失 作 ｓｉ 效 准 则 和 Ｔ ｎ的 刚 度 降 准 则 ， ＡＢ ａ 在 ＡＱＵＳ软 件 中 自编 ＵＭＡＴ 材 料 损 伤 子 程 序 ， 行 带 孔 层 合 板 的损 伤 强 度 预 进 估 分 析 。 果 表 明 ， 程 估 算 方 法 和 有 限元 方 法 的 计 算 结 果 均 与 试 验 结 果 相 差 不 大 ， 结 工 两种 方 法 均 可 作 为 工程 中估
Ｊ ｎ ００ ｕ ．２ １
复 合 材 料 层 合 板 冲 击 后 剩 余 强 度 的
工 程 估 算 方 法和 有 限 元模 拟 分 析
贾 建 东ｈ 丁运 亮 刘 晓 明。
（． 京航 空 航 天 大 学 航 空宇 航 学 院 ， 京 ，１ ０ ６ ２ 成 都 飞 机 工 业 （ 团 ） 司 技 术 中心 ， 都 ， １０ ２ １南 南 ２０１ ； ． 集 公 成 ６０９）