胶接碳纤维复合材料层合板拉伸性能及有限元模拟
基于Ls-Dyna软件2种材料模型的碳纤维复合材料层合板面内剪切有限元仿真
2020年12月第44卷第12期Vol.J4No.12Dec.202() MATERIALS FOR MECHANICAL ENGINEERINGDOI：10.11973/jxgccl202012016基于Ls-Dyna软件2种材料模型的碳纤维复合材料层合板面内剪切有限元仿真孟宪明'，钟正S程从前2,曹铁山S赵杰2,黄亚烽-吴瑶2(1.中国汽车技术研究中心有限公司，天津300300；2.大连理工大学材料科学与工程学院，大连116024)摘要：通过准静态单轴拉伸试验和面内剪切试验获取力学性能参数，采用Ls-Dyna软件中的纤维增强复合材料渐进损伤模型和复合材料层合板连续损伤模型模拟碳纤维复合材料层合板在面内剪切载荷作用下的力学响应和破坏模式，对比了2种模型的适用性。
结果表明：在面内剪切过程中的初始线弹性阶段,2种模型都能较好地模拟出碳纤维复合材料层合板的力学特性。
随着载荷的持续增大，渐进损伤模型的载荷-位移仿真曲线依旧呈线性上升，到达载荷峰值后迅速下降，与试验曲线存在很大偏差；连续损伤模型由于引入了损伤参数，当材料出现损伤后.其载荷-位移仿真曲线呈非线性，与试验曲线吻合良好。
关键词：碳纤维复合材料；连续损伤模型；渐进损伤模型；损伤参数中图分类号：TB332文献标志码：A文章编号：1000-3738(2020)12-0085-06Finite Element Simulation of In-plane Shear of Carbon Fiber ReinforcedPlastic Laminates with Two Material Models of LS-DYNA SoftwareMENG Xianming1.ZHONG Zheng2.CHENG Congqian2,CAO Tieshan2.ZHAO Jie2,HUANG Yafeng*,WU Yao2(1.China Automotive Technology&Research Center Co.,Ltd.,Tianjin300300,China；2.School of Materials Science and Engineering,Dalian University of Technology»Dalian116024,China)Abstract:The progressive failure model of fiber reinforced plastics and the continuous damage model of composite laminate of the Ls-Dyna software were applied to simulate the mechanical response and damage modes of carbon fiber reinforced plastic laminates under in-plane shear loads,with the mechanical parameters obtained by quasi-static uniaxial tensile and in-plane shear tests.The applicability of the two models was compared.The results show that in the initial linear elastic stage during in-plane shearing,the two models could simulate the mechanical characteristics of the carbon fiber r&nforced plastic laminates.As the load continued to increase,the loaddisplacement simulation curve obtained by the progressive failure model still rose linearly,and dropped rapidly after reaching the load peak；the simulation curve had a large deviation from the test curve.When the material was damaged,because of the introduction of damage parameters,the load-displacement simulation curve obtained by the continuous damage model was nonlinear,which was in good agreement with the test curve.Key words:carbon fiber reinforced plastic；continuous damage model；progressive failure model；damage parameter收稿日期：2020-08-05；修订日期：2020-11-27基金项目：国家重点研发计划“新能源汽车”重点专项项目（2O16YFBO1O16O2）作者简介:孟宪明（1980—）,男，山东济南人，高级工程师•博士通信作者:赵杰教授0引言碳纤维复合材料（CFRP）作为一种比强度高、比刚度高、耐腐蚀性能较强的轻量化材料，广泛应用于汽车、航空航天、军工武器、高速动车等方面口切。
碳纤维增强复合材料及其应用研究
目前，生产和销售的产品结构采用玻璃钢（复合材料， 主要成分是树脂和玻璃纤维）箱体，其导热系数为 0.4W/（nk）， 密度为 2.3g/cm，且具备较高的拉伸强度，是一种综合性能 优异的复合材料。随着材料技术的不断更新发展，市场对于 轻量化需求日益突出，然而，在现有玻璃钢材料基础上，其 结构形式已无法实现更高的减重目标。碳纤维复合材料具有 质轻、比强度高、比刚度大、抗疲劳好、减震性好等特点， 本文将对不同铺层结构的碳纤维复合材料进行分析，结合产 品进行轻量化设计应用研究。 1 碳纤维增强复合材料
7.8
1.08
210
制造技术成熟，耐蚀性性好，成本低
机械性能较弱，强度偏低
1.5 ～ 2
2.0 ～ 7.0 200 ～ 700
力学性能优异，轻量化程度高
成本高，加工工艺复杂烦琐
1.4 ～ 2.5
1.5
42
优秀低绝缘、高低温及抗腐蚀能力，价格较低
性脆，耐磨性较差
保各部分的建设情况能够严格按照施工设计要求落实。 5 结语
（2）采用足够多的铺层，并使其纤维轴线与内力拉压 方向一致时，可以最大强度利用复合材料的高强度特性；
（3）避免相同纤维取向的铺层叠置； （4）对于较厚的层合板，相邻铺层纤维角度比一般不 超过 6°； （5）铺层中以 0°、±45°、90°的四种铺层角度， 每种占比应不少于 10%，以避免任何方向的基体直接受载； （6）载荷 0°方向时，避免采用 90°的层组，应该用
为了得到最优铺层方案，保证碳纤维复合材料满足刚 度需求，在初始设计过程中，根据铺层原理，选用环氧树 脂为基体，选用厚度为 0.3mm 的碳纤维板层，按照（0°、 45°、90°、-45°、0°）的铺层角度进行复合层板的设计， 本文以下所述碳纤维样片、碳纤维产品材料，均采用该铺层 方案进行设计和加工。 3 有限元分析及实验验证 3.1 有限元分析
采用ABAQUS的粘胶机织物拉伸力学性能仿真
采用ABAQUS的粘胶机织物拉伸力学性能仿真刘倩楠;刘新金【摘要】为预测织物拉伸性能,采用有限元方法对织物拉伸力学性能进行数值模拟分析.在实测织物几何结构参数的基础上,借助纺织建模软件Texgen建立了织物模型;利用有限元软件ABAQUS模拟织物拉伸环境,设置材料属性、相互作用和边界条件,得到织物拉伸变形后应力分布云图以及拉伸时应力应变曲线图等数值模拟结果;最后通过织物拉伸强力测试实验对数值模拟结果进行了验证.结果显示:模拟所得应力应变曲线和实验所得拉力伸长曲线上升趋势大致相同;模拟所得最大拉伸应力与实验所得拉伸应力平均误差为3.03％,证明采用ABAQUS有限元软件模拟粘胶织物拉伸力学性能是可行的.【期刊名称】《纺织学报》【年(卷),期】2018(039)009【总页数】5页(P39-43)【关键词】粘胶平纹织物;拉伸力学性能;几何模型;有限元模拟【作者】刘倩楠;刘新金【作者单位】生态纺织教育部重点实验室(江南大学),江苏无锡 214122;生态纺织教育部重点实验室(江南大学),江苏无锡 214122【正文语种】中文【中图分类】TS101.8拉伸破坏作为机织物最基本的力学性能，在纺织品的设计和生产中有着重要的参考价值。
近年来，许多研究人员采用了有限元理论分析法[1]研究机织物拉伸力学性能。
曹荣平[2]利用ABAQUS有限元软件模拟了机织物建筑膜材料单轴向与双轴向的拉伸，讨论了材料属性、Step值、纱线相互作用等因素对机织物建筑膜材料拉伸模拟结果的影响；程建芳等[3]利用有限元软件ANSYS求解Kevlar 129纱线及织物带有主应力断裂失效准则的弹性正交各向异性材料模型，分析了织物的拉伸力学性质。
这类研究均是基于纱线的材料属性和织物的结构特征建立机织物三维细观模型，利用有限元软件创建拉伸环境模拟织物拉伸过程，求解数学模型。
由于机织物中经纬纱的挤压变形，单纱材料的非线性和织物拉伸时影响因素的多样性，导致机织物拉伸模型求解存在一定的难度。
碳纤维复合材料力学性能研究进展
包 装 工 程第44卷 第21期 ·36·PACKAGING ENGINEERING 2023年11月收稿日期：2023-05-30基金项目：国家自然科学基金（12172344） *通信作者碳纤维复合材料力学性能研究进展段裕熙，张凯*，徐伟芳，陈军红，龚芹（中国工程物理研究院总体工程研究所，四川 绵阳 621999）摘要：目的 综述碳纤维复合材料这一热结构材料的力学性能研究进展，推进碳纤维复合材料的研制和应用。
方法 采用文献调研法，梳理和汇总国内外有关碳纤维复合材料力学性能的研究内容，对二维复合材料、针刺复合材料及三维编织复合材料3种结构进行性能影响因素分析。
结论 影响碳纤维复合材料静态和动态力学性能的因素主要有温度、应变率、密度等，提出应进一步开展碳纤维复合材料在多因素耦合及高温动态性能方面的研究。
关键词：碳纤维复合材料；静态力学性能；动态力学性能；三维编织复合材料 中图分类号：TB332 文献标识码：A 文章编号：1001-3563(2023)21-0036-10 DOI ：10.19554/ki.1001-3563.2023.21.005Mechanical Property of Carbon Fiber CompositesDUAN Yu-xi , ZHANG Kai *, XU Wei-fang , CHEN Jun-hong , GONG Qin(Institute of Systems Engineering, China Academy of Engineering Physics, Sichuan Mianyang 621999, China) ABSTRACT: The work aims to explore recent advancements in the mechanical properties of carbon fiber composites for thermal structural applications, with the objective of promoting the development and utilization of carbon fiber composites. Through a comprehensive literature review, the current research status on the mechanical properties of carbon fiber composites was summarized, and the factors affecting the static and dynamic mechanical properties of 2D composites, needled composites, and 3D woven composites were analyzed. The results indicate that factors affecting the static and dynamic mechanical properties of carbon fiber composites include temperature, strain rate, density, et al. And further investigations are necessary in multi-factor coupling and high temperature dynamic properties of carbon fiber composites. KEY WORDS: carbon fiber composite; static mechanical properties; dynamic mechanical properties; three-dimensional weaving composite碳纤维由有机纤维经过一系列热处理转化而成，它是含碳量高于90%的无机高性能纤维，既具有碳材料的固有本征，又兼具纺织纤维的柔软可加工性。
含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真
第1期纤维复合材料㊀No.1㊀1002024年3月FIBER ㊀COMPOSITES ㊀Mar.2024含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真陈英函,刘甲秋,于柏峰,刘㊀佳,郝晨伟(哈尔滨玻璃钢研究院有限公司,哈尔滨150028)摘㊀要㊀本文针对含中心孔洞和含多孔复合材料结构模型,利用Fibersim 进行铺层设计并检验铺层角度是否偏差,对于含中心孔洞复合材料结构采用分区域铺覆的设计方法进行探究,发现可以达到在制造中节省材料成本的作用㊂将两种结构进行仿真失效计算同时与不开孔状态的复合材料结构进行比较,得出失效比值㊂关键词㊀Fibersim;有限元仿真;复合材料;铺层设计Simulation of Tensile Properties of CompositeStructures Containing HolesCHEN Yinghan,LIU Jiaqiu,YU Baifeng,LIU Jia,HAO Chenwei(Harbin FRP Institute Co.,Ltd.,Harbin 150028)ABSTRACT ㊀In this paper,we use Fibersim to design the lay -up for center hole and porous composite structure model,check whether the layup angle is deviated or not,and explore the design method of lay -up by area for center pore compos-ite structures,and find that it can achieve the role of saving the material cost in manufacturing.The two structures were sub-jected to simulated failure calculations while comparing them with the composite structure in the unopened state to derive the failure ratio.KEYWORDS ㊀fibersim;finite element simulation;composite material;lay -up design通讯作者:陈英函,硕士,助理工程师㊂研究方向为复合材料结构设计与仿真㊂E -mail:1374057740@1㊀引言航空航天领域中许多构件由碳纤维复合材料制成[1],其中由碳纤维复合材料制成的开孔板在复杂的服役环境下会引起应力集中进而产生损伤,这类损伤会导致构件的服役寿命减退和降低承载能力[2-3]㊂因此,研究人员对含孔复合材料构件进行了进一步的研究[4]㊂碳纤维复合材料开孔对力学性能影响较大[5-6],因此对于复合材料开孔性能的研究极为重要,Khashaba [7]等通过实验研究发现随着碳纤维复合材料开孔尺寸的增加,复合材料的抗压强度和刚度都会减小㊂卿光辉[8]等基于增强应变理论建立了非协调广义混合模型计算含孔复合材料层合板的应力集中系数,所得模型计算结果好,精度高并具有适用性㊂王振兴[9]等基于复合材料S -N 曲线分析对比了在开孔情况和不开孔情况下的浆叶疲劳寿命,发现开孔情况会产生更大的应力集中,从而影响桨叶的疲劳寿命㊂Fibersim 是一款处理复合材料铺层复杂性问题的专业软件[10],能够模拟复合材料铺层真实角度㊀1期含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真偏差进行改进,本文利用Fibersim 对含中心孔复合材料结构以及含多孔复合材料结构进行铺层的设计及铺层角度的查看校验,分析了两种结构失效的最大载荷并与不开孔状态下的复合材料结构进行比较,得出失效比值㊂2㊀含孔洞复合材料结构基于Fibersim 与仿真软件可以进行数据交互的特点,选取典型的含中心孔以及多孔复合材料结构进行算例的仿真分析,材料属性选取如表1所示㊂表1㊀材料属性纵向弹性模量E 1/MPa 横向弹性模量E 2/MPa 泊松比v 剪切模量G 12/MPa 剪切模量G 23/MPa 密度ρ/g㊃cm 320900094500.27550039001.54㊀㊀失效准则选用Tssi -Wu 应力准则,根据该准则,材料不发生破坏的条件如公式(1)所示㊂F =F 1σ1+F 2σ2+F 11σ21+F 22σ22+F 66τ212+2F 12σ1σ2<1(1)其中,各种强度指标按照以下各式确定,如公式(2)所示㊂F 1=1X t -1X cF 2=1Y t -1Y cF 11=1X t X cF 22=1Y t Y c F 66=1S 2F 12=F ∗12X t X c Y t Y cìîíïïïïïïïïïïïïïïïï(2)其中,F ∗12的值在-1到1之间,一般选取-1/2㊂2.1㊀含中心孔复合材料结构针对含中心孔复合材料结构示意如图1所示,模型尺寸为300mm ˑ300mm,中心含有直径为150mm 的孔洞㊂采用Fibersim 对铺贴面,边界进行提取,并利用点位定义铺层原点和零度方向,其信息如图2所示㊂㊀㊀基于该构型进行复合材料铺层的设计,铺层角度设置为(0/45/-45/90)5s ,复合材料单层厚度为0.05mm,总共铺层数为40层,整体厚度2mm㊂对于每一层的铺层设计,采用纤维影响因子的值为0.3,通过对铺层角度仿真模拟真实铺贴时角度是否偏差,如图3(a)~3(d)所示分别显示为在0ʎ,45ʎ,-45ʎ,90ʎ铺层角度下的角度信息,信息显示图1㊀含中心孔复合材料结构示意图图2㊀含中心孔复合材料结构0ʎ坐标方向图3㊀各角度铺层仿真信息该模型的实际铺层角度与理论铺层角度无偏差㊂101纤维复合材料2024年㊀由于在生产制造中,按图3所示进行预浸料准备时会先利用下料机切出整体模型再去除中心圆形孔洞,这样造成不必要的浪费,基于此对于各个角度进行铺层设计的优化,给出如图4所示建立基于区域划分的铺层设置㊂㊀㊀查看基于分区铺覆下的铺层角度是否有偏差,优化后的各铺层角度信息如图5所示,各个铺层角度均无偏差㊂图4㊀各角度铺层分区信息图图5㊀优化后的各铺层角度信息㊀㊀对图1所示的含中心孔洞复合材料结构,按图5所示节省用料10%以上,并且随着中心开孔直径的增加,节省用料比率越高㊂同时针对此开孔结构利用表1属性进行有限元仿真,网格划分如图6所示㊂对模型采用下端固定约束,在上表面加载拉力作用,查看失效结果,发现当加载力的大小为22437N 时模型出现首层失效,失效时观察不同角度失效系数结果如图7所示,并且发现失效发生在90ʎ铺层的孔洞附近位置㊂图6㊀网格划分示意图图7㊀含中心孔复合材料结构失效结果图㊀㊀将开孔模型与未开孔的模型做失效结果对比,对比结果如表2所示,含中心孔复合材料结构的首201㊀1期含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真层失效载荷是未开孔结构的0.347㊂表2㊀比对结果模型失效载荷失效比值含中心孔复合材料结构22437N 0.347未开孔结构64525N1㊀㊀2.2㊀含多孔复合材料结构针对含多孔复合材料结构示意如图8所示,模型尺寸为200mm ˑ600mm,含有三个直径为100mm 的孔洞,孔间距为200mm㊂图8㊀含多孔复合材料示意图基于该构型按照如含中心复合材料结构铺层进行设计,铺层的零度坐标如图9所示㊂图9㊀含多孔复合材料结构0ʎ坐标方向㊀㊀基于该构型进行复合材料铺层的设计,铺层角度设置为(0/45/-45/90)5s ,复合材料单层厚度为0.05mm,总共铺层数为40层,整体厚度2mm㊂对于每一层的铺层设计,采用纤维影响因子的值为0.3,通过对铺层角度仿真模拟真实铺贴时角度是否偏差,如图10(a)~10(d)所示,分别显示为在0ʎ,45ʎ,-45ʎ,90ʎ铺层角度下的角度信息,信息显示该模型的实际铺层角度与理论铺层角度无偏差,同样可以采用如含中心孔洞复合材料结构相似的分区域铺层设计方法以达到在制造中节省材料的目的㊂图10㊀各角度铺层仿真信息㊀㊀对模型采用下端固定约束,在上表面加载拉力作用,查看失效结果,发现当加载力的大小为54221N 时模型出现首层失效,失效时观察不同角度失效系数结果如图11所示,并且发现失效发生在90ʎ铺层距边线较近的孔洞边缘位置㊂将含多孔复合材料模型与未开孔的模型做失效结果对比,对比结果如表3所示,含中心孔复合材料结构的首层失效载荷是未开孔结构的0.403㊂301纤维复合材料2024年㊀图11㊀含多孔复合材料结构失效结果图表3㊀比对结果模型失效载荷失效比值含多孔复合材料结构54221N0.403未开孔结构134576N13㊀结语(1)利用Fibersim针对含中心孔复合材料进行分区域的铺层设计,节省材料在10%以上㊂㊀㊀(2)将本文含中心孔洞复合材料和含多孔复合材料结构与未开孔结构进行对比,其失效比值分别为0.347和0.403㊂(3)本文采用首层失效进行结果的判断,只能作为单层失效的标准,不能反映结果的最终承载能力㊂参考文献[1]蔡菊生.先进复合材料在航空航天领域的应用[J].合成材料老化与应用,2018,47(6):94-97.[2]MOURE M M,HERRERO C J,GARCíA C S K,et al.Design tool to predict the open-hole failure strength of composite laminates sub-jected to inplane loads[J].Composite Structures,2020,238: 111970.[3]SAYAR H,AZADI M,GHASEMI A,et al.Clustering effect on damage mechanisms in open-hole laminated carbon/epoxy compos-ite under constant tensile loading rate,using acoustic emission[J]. Composite Structures,2018,204:1-11.[4]郭峰,王哲峰,王共冬,等.低温条件下含孔碳纤维复合材料层合板拉伸损伤特性研究[J].复合材料科学与工程,2022(04):56-61.[5]姚辽军,赵美英,周银华.不同孔径复合材料层合板应变集中及失效强度分析[J].机械科学与技术,2011,30(5):761-764.[6]韩小平,郭章新,朱西平,等.含孔复合材料层合板孔边的应力集中[J].复合材料学报,2009,26(1):168-173. [7]KHASHABA U A,KHDAIR A I.Open hole compressive elastic and strength analysis of CFRE composites for aerospace applications [J].Aerospace Science and Technology,2017,60:96-107.[8]卿光辉,王绍波.含孔复合材料层合板的应力集中分析[J].中国民航大学学报,2019,37(05):55-59.[9]汪振兴,陶宪斌,杨建灵,等.直升机复合材料开孔对桨叶疲劳寿命的影响[J].中国科技信息,2020(20):23-25. [10]洪清泉,吕长,王招.Fibersim复合材料设计与工艺技术应用[M].清华大学出版社,2019,1(4):39-42.401。
一种复合材料层合板分层扩展的修正内聚力模型
ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈ２０２１ꎬ４３(５):１２６２￣１２６６ＤＯＩ:１０ １６５７９/ｊ.ｉｓｓｎ.１００１ ９６６９ ２０２１ ０５ ０３５∗２０２００７１３收到初稿ꎬ２０２００９０５收到修改稿ꎮ∗∗贾云龙ꎬ男ꎬ１９９２年５月生ꎬ河南周口人ꎬ汉族ꎬ航天行云科技有限公司主管设计师ꎬ硕士ꎬ主要从事振动与强度研究ꎮ一种复合材料层合板分层扩展的修正内聚力模型∗ＡＣＯＲＲＥＣＴＥＤＣＯＨＥＳＩＶＥＺＯＮＥＭＯＤＥＬＩＮＴＨＥＩＮＴＥＲＬＡＭＩＮＡＲＦＲＡＣＴＵＲＥＯＦＣＯＭＰＯＳＩＴＥ贾云龙∗∗１㊀㊀徐㊀琳２㊀㊀项㊀斌１(１.航天行云科技有限公司ꎬ武汉４３００４０)(２.武汉理工大学高性能船舶技术教育部重点实验室ꎬ武汉４３００６３)ＪＩＡＹｕｎＬｏｎｇ１㊀ＸＵＬｉｎ２㊀ＸＩＡＮＧＢｉｎ１(１.ＬｅｏｂｉｔＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＣｏ.ꎬＬｔｄ.ꎬＷｕｈａｎ４３００４０ꎬＣｈｉｎａ)(２.ＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＨｉｇｈＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＳｈｉｐＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＭｉｎｉｓｔｒｙｏｆＥｄｕｃａｔｉｏｎꎬＷｕｈａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙꎬＷｕｈａｎ４３００６３ꎬＣｈｉｎａ)摘要㊀针对复合材料的分层现象ꎬ考虑初始断裂韧性和裂尖材料损伤的影响ꎬ提出了一种修正内聚力模型ꎬ并给出了内聚力模型参数确定的方法ꎮ根据相关试验ꎬ采用该方法ꎬ获得了考虑初始断裂韧性和裂尖材料损伤的内聚力模型ꎬ基于该内聚力模型对试验进行了仿真分析ꎮ结果表明ꎬ与仅考虑初始断裂韧性获取的内聚力模型相比ꎬ考虑初始断裂韧性和裂尖材料损伤的内聚力模型ꎬ可以更加准确地模拟复合材料的分层现象ꎮ关键词㊀复合材料㊀内聚力模型㊀裂纹扩展㊀数值仿真中图分类号㊀ＴＢ３３２Ａｂｓｔｒａｃｔ㊀Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｃｏｎｓｉｄｅｒｂｏｔｈｍａｔｅｒｉａｌｄａｍａｇｅｏｆｔｈｅｃｒａｃｋｔｉｐａｎｄｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｆｒａｃｔｕｒｅｔｏｕｇｈｎｅｓｓꎬａｃｏｒｒｅｃｔｅｄｃｏｈｅｓｉｖｅｚｏｎｅｍｏｄｅｌ(ＣＺＭ)ｔｈａｔｃｏｎｓｉｄｅｒｓｔｈｅｉｎｆｌｕｅｎｃｅｏｆｍａｔｅｒｉａｌｄａｍａｇｅｏｆｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｈａｓｂｅｅｎｐｒｏｐｏｓｅｄ.Ｔｈｅｃｏｒｒｅｃｔｅｄｃｏｈｅｓｉｖｅｚｏｎｅｍｏｄｅｏｂｔａｉｎｅｄｆｒｏｍｔｈｅｅｎｄｎｏｔｃｈｆｌｅｘｕｒｅ(ＥＮＦ)ｔｅｓｔｈａｓｂｅｅｎｉｍｐｌｅｍｅｎｔｅｄｉｎｔｈｅＡＢＡＱＵＳ/Ｓｔａｎｄａｒｄ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｉｔｉｓｎｅｃｅｓｓａｒｙｔｏｃｏｎｓｉｄｅｒｂｏｔｈｍａｔｅｒｉａｌｄａｍａｇｅｏｆｔｈｅｃｒａｃｋｔｉｐａｎｄｔｈｅｉｎｉｔｉａｌｆｒａｃｔｕｒｅｔｏｕｇｈｎｅｓｓꎬａｎｄｔｈｅｃｏｒｒｅｃｔｅｄｃｏｈｅｓｉｖｅｚｏｎｅｍｏｄｅｃａｎａｃｃｕｒａｔｅｌｙｓｉｍｕｌａｔｅｔｈｅｃｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ㊀ＣｏｍｐｏｓｉｔｅꎻＣｏｈｅｓｉｖｅｚｏｎｅｍｏｄｅꎻＣｒａｃｋｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎꎻＦＥＭＣｏｒｒｅｓｐｏｎｄｉｎｇａｕｔｈｏｒ:ＪＩＡＹｕｎＬｏｎｇꎬＥ￣ｍａｉｌ:ｗｈｕｔｊｉａｙｕｎｌｏｎｇ＠ｆｏｘｍａｉｌ.ｃｏｍꎬＴｅｌ:＋８６￣２７￣５９３９３３００Ｍａｎｕｓｃｒｉｐｔｒｅｃｅｉｖｅｄ２０２００７１３ꎬｉｎｒｅｖｉｓｅｄｆｏｒｍ２０２００９０５.㊀㊀引言复合材料结构由于具有高比模量㊁高比强度㊁优良的能量吸收性能㊁耐腐蚀性ꎬ越来越广泛地应用于船舶㊁航空航天等领域ꎮ层合复合材料结构㊁夹芯复合材料结构㊁胶接复合材料结构等受到了广泛关注[１￣８]ꎮ在复合材料结构的服役期间ꎬ材料界面的初始缺陷或应力奇异点ꎬ使复合材料结构的界面处极易产生分层破坏ꎬ导致复合材料结构的失效[９￣１３]ꎮ目前ꎬ内聚力模型(ＣＺＭ)广泛地用于研究复合材料分层的现象ꎮ内聚力模型使用界面应力与界面相对位移(Ｔｒａｃｔｉｏｎ￣Ｓｅｐａｒａｔｉｏｎ)描述复合材料的界面分层现象ꎮ通过选择合理的参数ꎬ内聚力模型可以很好地模拟复合材料的分层现象[１４￣１５]ꎮ对于复合材料ＩＩ型界面分层现象ꎬ１９８２年ＲｕｓｓｅｌｌＡＪ和ＳｔｒｅｅｔＫＮ利用端部缺口弯曲(ＥＮＦ)试验进行了研究[１６]ꎮ根据端部缺口弯曲试验ꎬ基于线弹性断裂力学的分析表明ꎬ随着预置的裂纹长度的变化ꎬＩＩ型裂纹的初始断裂韧性也随着变化[１７]ꎮ基于内聚力模型ꎬ对端部缺口弯曲试验的分析表明ꎬＩＩ型裂纹的初始断裂韧性和预置裂纹的长度无关[１８]ꎮ当裂纹扩展时ꎬ裂纹尖端附近材料产生损伤ꎬ这种损伤对于复合材料的分层现象不可忽视[１９][２０]２４４３￣２４５５ꎮ因此ꎬ没有考虑裂纹尖端附近材料损伤的线弹性断裂力学就不适用了ꎮ在研究复合材料ＩＩ型分层现象的端部缺口弯曲试验中ꎬ断裂韧性的准确计算ꎬ须考虑裂尖处的材料损伤ꎮ内聚力模型是一种简单有效考虑裂尖材料损伤的方法[２１]ꎮ基于端部缺口弯曲试验ꎬ文献[２２]４７３￣４８７对ＩＩ型裂纹进行了研究ꎮ文献[２３]１７４￣１８１采用内聚力模型对该试验进行了有限元模拟ꎬ指出双线性内聚力模型㊀第４３卷第５期贾云龙等:一种复合材料层合板分层扩展的修正内聚力模型１２６３㊀㊀不能模拟ＩＩ型裂纹的扩展ꎮ考虑到裂尖材料损伤和初始断裂韧性ꎬ提出了一种确定内聚力模型参数的方法ꎮ基于相关试验结果ꎬ采用该方法得到了考虑初始断裂韧性和裂尖材料损伤的内聚力模型ꎮ基于该内聚力模型ꎬ采用商业有限元软件Ａｂａｑｕｓꎬ对试验现象进行了仿真ꎮ结果表明ꎬ较其他方法得到的内聚力模型ꎬ该内聚力模型可以更准确地模拟复合材料结构的分层现象ꎮ１㊀理论基础１ １㊀内聚力模型在使用内聚力模型进行复合材料分层现象的研究中ꎬ双线性内聚力模型和梯形内聚力模型是比较常用的ꎬ如图１所示ꎮ图１㊀常用内聚力模型Ｆｉｇ.１㊀ＴｈｅｃｏｍｍｏｎｆｏｒｍｓｏｆＣＺＭ在初始加载阶段ꎬ内聚力τ与界面相对位移δ∗成线性关系ꎻ当内聚力τ等于内聚力强度τＣ时ꎬ界面材料的刚度随着界面相对位移的增加开始衰减ꎻ当界面的相对位移等于界面相对位移临界值δｆ时ꎬ界面材料彻底失效ꎬ刚度变为零ꎮ应力位移曲线所围成的面积等于断裂韧性ＧＩＩｃꎮ对于复合材料分层现象ꎬ断裂韧性通常随裂纹扩展而逐渐增加ꎬ可以用Ｒ曲线表示ꎬ如图２所示ꎮ结合内聚力模型ꎬ描述复合材料分层现象的Ｒ曲线可做如下[２３]１７４￣１８１ＧＩＩδ∗()＝ＧＩＩｃꎬｉｎｉ＋ʏδ∗０τδ()ｄδ(１)式中ꎬτ为裂尖材料损伤区的剪应力ꎻＧＩＩｃꎬｉｎｉ为界面材料的初始断裂韧性ꎻ裂尖位置的界面相对位移为δ∗ꎻδ是裂尖材料损伤区的界面相对位移ꎮ根据公式(１)即可得到内聚力模型[２４]τδ∗()＝∂ＧＩＩ∂δ∗(２)㊀㊀当试验获取ＧＩＩ￣δ∗曲线后ꎬ根据公式(２)就可得到描述复合材料分层现象的内聚力模型ꎮ图２㊀Ｒ曲线示意图Ｆｉｇ.２㊀ＡｓｃｈｅｍａｔｉｃｓｈａｐｅｏｆＲ￣ｃｕｒｖｅｂｅｈａｖｉｏｒ１ ２㊀ＥＮＦ试验端部缺口弯曲试件如图３所示ꎮ试件预置裂纹的长度为ａꎬ宽度为ｂꎬ长度为２Ｌꎮ试件材料为等厚度单向层合板ꎬ纤维方向沿试件长度方向ꎮＰ为试验加载载荷ꎬΔ为加载点处的位移ꎮ图３㊀端部缺口弯曲试件Ｆｉｇ.３㊀Ｔｈｅｅｎｄｎｏｔｃｈｅｄｆｌｅｘｕｒｅ(ＥＮＦ)ｓｐｅｃｉｍｅｎ为了考虑裂尖材料的损伤ꎬ文献[２０]２４４３￣２４５５[２５]８７７￣８９７提出了基于等效裂纹长度的修正梁理论(ＣＢＴＥ)ꎮ等效裂纹长度的公式如下[２６]ａｅ＝３８Ｅ１ｂｈ３ＣＣ３－２Ｌ３３(３)ＣＣ＝ΔＰ－３Ｌ１０Ｇ１３ｂｈ(４)式中ꎬａｅ为等效裂纹长度ꎬ其考虑到了裂尖材料损伤以及剪切变形ꎮＥ１㊁Ｇ１３是材料的弹性模量ꎮ基于等效裂纹长度ꎬ可得Ｇ＝３Ｐ２ａｅ２６４ｂＤ１(５)㊀㊀根据试验数据ꎬ采用上述公式(５)ꎬ可得界面材料的断裂韧性ꎮ同时ꎬ根据试验中记录的界面相对位移δ∗ꎬ即可得到ＧＩＩ￣δ∗曲线ꎮ从而ꎬ根据公式(２)得到内聚力模型ꎮ但是ꎬ直接根据公式(２)得到的内聚力模型忽略了初始断裂韧性ＧＩＩｃꎬｉｎｉꎬ导致内聚力模型τ￣δ∗曲线所围区域的面积为ＧＩＩｃꎬｓｓ－ＧＩＩｃꎬｉｎｉ()ꎮ为了考虑初始断裂韧性ＧＩＩｃꎬｉｎｉꎬ文献[２３]１７４￣１８１使内聚力强度τＣ保持不变ꎬ通过增加δｆꎬ使τ￣δ∗曲线所围成的面积为ＧＩＩｃꎬｓｓꎬ以此对内聚力模型进行了修正ꎮ㊀１２６４㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２１年㊀２㊀修正内聚力模型２ １㊀修正方法断裂韧性与界面相对位移的关系为ＦＧＩＩｃꎬδ∗()＝０(６)式中ꎬＧＩＩｃ为断裂韧性ꎻδ∗为界面相对位移ꎮ考虑到裂尖材料损伤λꎬ将式(６)改写如下ＦＧＩＩｃꎬδ∗ꎬλ()＝０(７)㊀㊀获取内聚力模型的难点在于如何考虑裂尖材料损伤的影响ꎮ基于等效裂纹长度概念ꎬ文献[２０]２４４３￣２４５５[２５]８７７￣８９７提出了修正梁理论(ＣＢＴＥ)ꎬ以考虑裂尖材料损伤λ对断裂韧性ＧＩＩｃ的影响ꎮ借用上述思路ꎬ假设可用等效界面相对位移ｃ考虑裂尖材料损伤λ对ＦＧＩＩｃꎬδ∗()＝０的影响ꎬ如下ＦＧＩＩｃꎬδ∗－ｃ()＝０(８)㊀㊀根据公式(７)ꎬ将试验实测能量释放率与界面相对位移ＧＩＩ￣δ∗曲线向右进行平移距离ｃꎬ即得到考虑裂尖材料损伤的ＧＩＩ￣δ∗曲线ꎬ如图４所示ꎮ图４㊀ＧＩＩ￣δ∗曲线的修正示意图Ｆｉｇ.４㊀ＴｈｅｓｃｈｅｍａｔｉｃｏｆｔｈｅｃｏｒｒｅｃｔｅｄＧＩＩ￣δ∗ｃｕｒｖｅ根据公式(２)对平移后的ＧＩＩ￣δ∗曲线进行微分ꎬ就可以得到考虑裂尖材料损伤的内聚力模型τ￣δ∗曲线ꎮ但是ꎬ根据公式(２)微分得到的内聚力模型τ￣δ∗曲线含有未知量ｃꎮ考虑到τ￣δ∗曲线所围成的面积须为ＧＩＩｃꎬｓｓꎬ依此得到ｃ的大小ꎬ从而确定内聚力模型ꎮ２ ２㊀修正结果对于端部缺口弯曲试验ꎬ文献[２２]４７３￣４８７中获取的ＧＩＩ￣δ∗试验拟合曲线如下ＧＩＩδ∗()＝－５６ ２δ∗２＋１５ ３δ∗＋０ ６９(９)㊀㊀由式(８)可得到的未修正τ￣δ∗曲线为τδ∗()＝－１１２ ４δ∗＋１５ ３(１０)㊀㊀根据本文的方法得到的τ￣δ∗曲线为τδ∗()＝－１１２ ４δ∗＋１９ ７(１１)㊀㊀根据文献[２３]１７４￣１８１的方法得到τ￣δ∗曲线为τδ∗()＝－６７ ７δ∗＋１５ ３(１２)㊀㊀上述τ￣δ∗曲线的对比ꎬ如图５所示ꎮ根据图５ꎬ当直接采用这些内聚力模型进行有限元图５㊀修正前后τ￣δ∗曲线对比Ｆｉｇ.５㊀Ｃｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆτ￣δ∗ｃｕｒｖｅｓ仿真时ꎬ在δ∗＝０时ꎬ其应力位移关系的跳跃变化将导致数值求解的奇异性ꎮ为了克服在δ∗＝０处的数值求解困难ꎬ引入一个很大的初始刚度ＫＩＩꎬ如图６所示ꎮ图６㊀初始刚度示意图Ｆｉｇ.６㊀ＳｃｈｅｍａｔｉｃｏｆｔｈｅＩｎｉｔｉａｌｓｔｉｆｆｎｅｓｓ３㊀数值分析３ １㊀网格和边界条件基于２ ２节的内聚力模型ꎬ采用有限元软件Ａｂａｑｕｓꎬ对端部缺口弯曲试验进行仿真模拟ꎮ试件的材料参数如表１所示ꎮ表１㊀试件材料参数Ｔａｂ.１㊀Ｍａｔｅｒｉａｌｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆｕｎｉｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｇｌａｓｓ/ｅｐｏｘｙ参数Ｐａｒａｍｅｔｅｒ值ＶａｌｕｅＥ１/ＭＰａ１８０００Ｅ２/ＭＰａ２２００Ｅ３/ＭＰａ２２００Ｇ１２/ＭＰａ１８００Ｇ１３/ＭＰａ１８００Ｇ２３/ＭＰａ１６００ν１２０ ２９ν１３０ ２９ν２３０ ３８试件尺寸如图７所示ꎬ宽度为２０ｍｍꎬ试验支座和加载压头的半径均为２ｍｍꎬ试验加载载荷为ＰꎬΔ为试验加载点处位移ꎮ仿真模型使用六面体单元(Ｃ３ＤＲ８)进行网格划分ꎻ胶层模型使用０厚度的内聚力单元(ＣＯＨ３Ｄ８)模拟ꎬ预置裂纹模型使用Ｓｅａｍ裂纹模型模拟ꎬ两个试验㊀第４３卷第５期贾云龙等:一种复合材料层合板分层扩展的修正内聚力模型１２６５㊀㊀图７㊀试件尺寸示意图Ｆｉｇ.７㊀ＴｈｅＥＮＦｓｐｅｃｉｍｅｎｄｉｍｅｎｓｉｏｎｓ支座与一个加载压头使用解析刚体模拟ꎮ在裂纹尖端处㊁支座区域与加载点区域ꎬ取０ ５ｍｍ网格尺寸ꎮ对于距离裂纹尖端㊁支座与加载点较远的区域ꎬ取１ｍｍ网格尺寸ꎮ沿试件的宽度方向ꎬ其网格的尺寸取１ｍｍꎮ网格的划分情况如图８所示ꎮ仿真时ꎬ开启几何非线性ꎮ图８㊀网格划分示意图Ｆｉｇ.８㊀ＦｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｔｅｓｔｅｄＥＮＦｓｐｅｃｉｍｅｎｓ３ ２㊀仿真结果及分析将仿真结果与试验结果进行对比ꎬ如图９所示ꎮ由图９可知ꎬ相较于文献[２３]１７４￣１８１中的内聚力模型ꎬ本文方法得到的内聚力模型ꎬ其仿真结果与试验结果的吻合度更高ꎮ文献[２３]１７４￣１８１的内聚力模型对初始断裂韧性ＧＩＩｃꎬｉｎｉ进行了考虑ꎬ修正前后ꎬ内聚力强度τＣ＝１５ ３０ＭＰａꎮ采用考虑裂纹尖端材料损伤和初始断裂韧性的方法获取的内聚力模型ꎬ其内聚力强度τＣ＝１９ ７２ＭＰａꎮ从仿真结果Ｐ￣Δ来看ꎬ考虑初始断裂韧性和裂尖材料损伤的内聚力模型可以更准确地对试验现象进行模拟ꎮ仿真ＧＩＩ￣δ∗曲线与试验ＧＩＩ￣δ∗曲线的对比ꎬ如图１０所示ꎮ对于仿真所得断裂韧性ＧＩＩ都是从零开始ꎬ随着界面相对位移δ∗的增加逐渐而增加ꎬ并最终趋于稳定值ꎮ试验实测断裂韧性ＧＩＩ是从０ ６９Ｎ/ｍｍ开始逐渐增加ꎬ这是由于在裂纹开始扩展之前ꎬ裂尖材料产生损伤ꎬ耗散了能量ꎮ因此ꎬ在使用内聚力模型进行仿真时ꎬ需在内聚力模型中考虑裂尖材料损伤的影响ꎮ根据图１０ꎬ采用本文方法得到ＧＩＩ￣δ∗曲线与文献[２３]１７４￣１８１的ＧＩＩ￣δ∗曲线存在较大差异ꎮ其原因是本文的内聚力模型考虑了初始断裂韧性和裂尖材料损图９㊀有限元计算值与试验值的比较Ｆｉｇ.９㊀ＣｏｍｐａｒｉｓｏｎｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌＰ￣Δ图１０㊀ＧＩＩ￣δ∗曲线的比较Ｆｉｇ.１０㊀ＣｏｍｐａｒｉｓｏｎｏｆＧＩＩ￣δ∗ｃｕｒｖｅｓ伤ꎬ文献[２３]１７４￣１８１的内聚力模型仅考虑了初始断裂韧性ꎮ综上ꎬ较于仅考虑初始断裂韧性的内聚力模型ꎬ考虑初始断裂韧性和裂尖材料损伤影响的内聚力模型ꎬ可以更准确地模拟复合材料的分层现象ꎮ４㊀结论针对复合材料的分层现象ꎬ考虑初始断裂韧性和裂尖处材料的损伤ꎬ提出了一种修正内聚力模型ꎬ并对文献[２２]４７３￣４８７中的试验进行了仿真ꎮ主要结论如下:１)内聚力模型的能否准确模拟复合材料裂纹扩展现象取决于内聚力模型的获取方法ꎮ２)考虑初始断裂韧性和裂尖材料损伤ꎬ给出了一种内聚力模型的获取方法ꎮ３)仿真结果表明ꎬ计及初始断裂韧性和裂尖材料损伤的内聚力模型可以更准确地模拟复合材料分层现象ꎮ参考文献(Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ)[１]㊀蔡忠云ꎬ唐文勇ꎬ陈念众ꎬ等.复合材料船体层合板的极限强度分析[Ｊ].船舶力学ꎬ２００９(１):７２￣８１.ＣＡＩＺｈｏｎｇＹｕｎꎬＴＡＮＧＷｅｎＹｏｎｇꎬＣＨＥＮＮｉａｎＺｈｏｎｇꎬｅｔａｌ.Ｕｌｔｉｍａｔｅｓｔｒｅｎｇｔｈａｎａｌｙｓｉｓｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｄｓｈｉｐｐａｎｅｌｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｈｉｐＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２００９(１):７２￣８１(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２]㊀孙枭雄ꎬ任慧龙ꎬ唐㊀宇.轻质夹芯复合材料结构强度评估方法㊀１２６６㊀机㊀㊀械㊀㊀强㊀㊀度２０２１年㊀研究[Ｃ].纪念船舶力学创刊二十周年学术会议ꎬ２０１７:４３５￣４５０.ＳＵＮＸｉａｏＸｉｏｎｇꎬＲＥＮＨｕｉＬｏｎｇꎬＴＡＮＧＹｕ.Ｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｎｓｔｒｅｎｇｔｈａｓｓｅｓｓｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｓｆｏｒｌｉｇｈｔｅｎｓａｎｄｗｉｃｈｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅ[Ｃ].ＡｃａｄｅｍｉｃＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅｔｏＣｏｍｍｅｍｏｒａｔｅｔｈｅ２０ｔｈＡｎｎｉｖｅｒｓａｒｙｏｆｔｈｅＰｕｂｌｉｃａｔｉｏｎｏｆＳｈｉｐＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１７:４３５￣４５０(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ). [３]㊀曾海艳ꎬ严仁军ꎬ徐㊀琳ꎬ等.弯曲载荷下复合材料夹芯 Ｌ 型接头强度和疲劳试验研究[Ｊ].船舶力学ꎬ２０１７ꎬ２１(１２):１５４０￣１５５０.ＺＥＮＧＨａｉＹａｎꎬＹＡＮＲｅｎＪｕｎꎬＸＵＬｉｎꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎｓｔｒｅｎｇｔｈａｎｄｆａｔｉｇｕｅｏｆｓａｎｄｗｉｃｈｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌ￣ｊｏｉｎｔｕｎｄｅｒｂｅｎｄｉｎｇ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｈｉｐＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１７ꎬ２１(１２):１５４０￣１５５０(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ).[４]㊀王纬波ꎬ李永胜.复合材料板与钢板胶接㊁螺接与混合对接接头的力学特性研究[Ｊ].船舶力学ꎬ２０１１ꎬ１５(９):１０５２￣１０６４.ＷＡＮＧＷｅｉＢｏꎬＬＩＹｏｎｇＳｈｅｎｇ.Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌｂｅｈａｖｉｏｒｓｏｆａｄｈｅｓｉｖｅｌｙ￣ｂｏｎｄｅｄꎬｂｏｌｔｅｄａｎｄｈｙｂｒｉｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅ￣ｔｏ￣ｓｔｅｅｌｊｏｉｎｔｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｈｉｐＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１１ꎬ１５(９):１０５２￣１０６４.[５]㊀胡明勇ꎬ王安稳ꎬ姜㊀伟ꎬ等.复合材料层合板的动力响应和横向应力分析[Ｊ].船舶力学ꎬ２００８(５):７７８￣７８４.ＨＵＭｉｎｇＹｏｎｇꎬＷＡＮＧＡｎＷｅｎꎬＪＩＡＮＧＷｅｉꎬｅｔａｌ.Ｄｙｎａｍｉｃｒｅｓｐｏｎｓｅａｎｄｔｒａｎｓｖｅｒｓｅｓｔｒｅｓｓｅｓａｎａｌｙｓｉｓｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｄｐｌａｔｅｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｈｉｐＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２００８(５):７７８￣７８４(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ).[６]㊀陈㊀悦ꎬ朱㊀锡ꎬ李华东ꎬ等.含分层缺陷复合材料夹芯梁力学特性及失效模式的试验研究[Ｊ].海军工程大学学报ꎬ２０１６(６):６５￣７０.ＣＨＥＮＹｕｅꎬＺＨＵＸｉꎬＬＩＨｕａＤｏｎｇꎬｅｔａｌ.Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌｂｅｈａｖｉｏｒａｎｄｆａｉｌｕｒｅｍｏｄｅｓｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓａｎｄｗｉｃｈｃｏｌｕｍｎｓｗｉｔｈｆａｃｅ/ｃｏｒｅｄｅｂｏｎｄ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＮａｖａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬ２０１６(６):６５￣７０(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ).[７]㊀赵㊀洁ꎬ陆㊀华ꎬ王明春.筋条分层损伤复材加筋壁板的稳定性分析及修理[Ｊ].机械强度ꎬ２０１６ꎬ３８(４):８７１￣８７４.ＺＨＡＯＪｉｅꎬＬＵＨｕａꎬＷＡＮＧＭｉｎｇＣｈｕｎ.Ｓｔａｂｉｌｉｔｙａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｒｅｐａｉｒｏｆｓｔｉｆｆｅｎｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｗａｌｌｓｌａｂｗｉｔｈａｄｅｌａｍｉｎａｔｏｎｇａｔｔｈｅｓｔｒｉｎｇｅｒｉｎｔｅｒｆａｃｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈꎬ２０１６ꎬ３８(４):８７１￣８７４(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ).[８]㊀刘㊀佶ꎬ许希武.Ｚ￣ｐｉｎ增强对自动铺丝复合材料Ｔ型接头拉脱㊁剪切性能影响的试验研究及数值模拟[Ｊ].机械强度ꎬ２０１７ꎬ３９(３):５２７￣５３３.ＬＩＵＪｉꎬＸＵＸｉＷｕ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｎｄｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｓｔｕｄｙｏｎｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｚ￣ｐｉｎｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｏｎｔｈｅｐｕｌｌ￣ｏｆｆａｎｄｓｈｅａｒｃａｒｒｙｉｎｇｃａｐａｃｉｔｙｏｆｆｉｂｅｒｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅＴ￣ｊｏｉｎｔｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈꎬ２０１７ꎬ３９(３):５２７￣５３３(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ).[９]㊀马存旺ꎬ李志国ꎬ鲁国富ꎬ等.整体复合材料结构分层特性研究进展(一)[Ｊ].飞机设计ꎬ２０１４(５):３１￣３９.ＭＡＣｕｎＷａｎｇꎬＬＩＺｈｉＧｕｏꎬＬＵＧｕｏＦｕꎬｅｔａｌ.Ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｎｄｅｌａｍｉａｎｔｉｏｎｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆｉｎｔｅｇｒａｔｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ:ＰａｒｔＩ[Ｊ].ＡｉｒｃｒａｆｔＤｅｓｉｇｎꎬ２０１４(５):３１￣３９(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１０]㊀ＯｄｅｓｓａＩꎬＦｒｏｓｔｉｇＹꎬＲａｂｉｎｏｖｉｔｃｈＯ.Ｍｏｄｅｌｉｎｇｏｆｉｎｔｅｒｆａｃｉａｌｄｅｂｏｎｄｉｎｇｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｉｎｓａｎｄｗｉｃｈｐａｎｅｌｓ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｏｌｉｄｓａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓꎬ２０１７(１４８/１４９):６７￣７８.[１１]㊀ＹａｚｄａｎｉＳꎬＲｕｓｔＷＪＨꎬＷｒｉｇｇｅｒｓＰ.Ｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎｏｎｓｅｔａｎｄｇｒｏｗｔｈｉｎｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｈｅｌｌｓ[Ｊ].Ｃｏｍｐｕｔｅｒｓ＆Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓꎬ２０１８(１９５)(ＳｕｐｐｌｅｍｅｎｔＣ):１￣１５.[１２]㊀ＴｓａｉＭＹꎬＭｏｒｔｏｎＪ.Ａｎｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆｎｏｎｌｉｎｅａｒｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｓｉｎｓｉｎｇｌｅ￣ｌａｐｊｏｉｎｔｓ[Ｊ].ＭｅｃｈａｎｉｃｓｏｆＭａｔｅｒｉａｌｓꎬ１９９５ꎬ２０(３):１８３￣１９４.[１３]㊀曹㊀勇ꎬ冯蕴雯ꎬ薛小锋ꎬ等.夹持力对填充孔复合材料层合板层间应力的影响分析[Ｊ].机械强度ꎬ２０１５ꎬ３７(５):９０４￣９０９.ＣＡＯＹｏｎｇꎬＦＥＮＧＹｕｎＷｅｎꎬＸＵＥＸｉａｏＦｅｎｇꎬｅｔａｌ.Ｉｍｐａｃｔａｎａｌｙｓｉｓｏｆｂｏｌｔ￣ｃｌａｍｐｉｎｇｆｏｒｃｅｔｏｆｉｌｌｅｄ￣ｈｏｌｅｌａｍｉｎａｔｅｓｉｎｔｅｒｌａｍｉｎａｒｓｔｒｅｓｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈꎬ２０１５ꎬ３７(５):９０４￣９０９(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１４]㊀ＣａｖａｌｌｉＭＮꎬＴｈｏｕｌｅｓｓＭＤ.Ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｄａｍａｇｅｎｕｃｌｅａｔｉｏｎｏｎｔｈｅｔｏｕｇｈｎｅｓｓｏｆａｎａｄｈｅｓｉｖｅｊｏｉｎｔ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｄｈｅｓｉｏｎꎬ２００１ꎬ１６(１):７５￣９２.[１５]㊀胡波涛ꎬ柴亚南ꎬ陈向明ꎬ等.后屈曲复合材料加筋板筋条￣蒙皮界面失效表征[Ｊ].机械强度ꎬ２０１９ꎬ４１(６):１４７３￣１４７９.ＨＵＢｏＴａｏꎬＣＨＡＩＹａＮａｎꎬＣＨＥＮＸｉａｎｇＭｉｎｇꎬｅｔａｌ.Ｓｔｉｆｆｅｎｅｒ￣ｓｋｉｎｉｎｔｅｒｆａｃｅｆａｉｌｕｒｅｃｈａｒａｃｔｅｒｉｚａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｓｔｉｆｆｅｎｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐａｎｅｌａｔｐｏｓｔ￣ｂｕｃｋｌｉｎｇｓｔａｇｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＳｔｒｅｎｇｔｈꎬ２０１９ꎬ４１(６):１４７３￣１４７９(ＩｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１６]㊀ＲｕｓｓｅｌｌＡＪꎬＳｔｒｅｅｔＫＮ.Ｆａｃｔｏｒｓａｆｆｅｃｔｉｎｇｔｈｅｉｎｔｅｒｌａｍｉｎａｒｆｒａｃｔｕｒｅｅｎｅｒｇｙｏｆｇｒａｐｈｉｔｅ/ｅｐｏｘｙｌａｍｉｎａｔｅｓ[Ｊ].ＰｒｏｇｒｅｓｓｉｎＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇｏｆＣｏｍｐｏｓｉｔｅ(ＩＣＣＭ￣ＩＶ)ꎬ１９８２:２７９￣２８６. [１７]㊀ＢａｃｈｒａｃｈＷＥꎬＨｉｃｋｓＴＲꎬＨａｂａｓＺＳꎬｅｔａｌ.Ｍｉｘｅｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ￣ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｍｏｄｅｌｆｏｒｉｎｔｅｒｌａｍｉｎａｒｓｈｅａｒｆｒａｃｔｕｒｅｔｏｕｇｈｎｅｓｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬ１９９１ꎬ４(１):１０８￣１２５. [１８]㊀ＯｕｙａｎｇＺꎬＬｉＧ.Ｎｏｎｌｉｎｅａｒｉｎｔｅｒｆａｃｅｓｈｅａｒｆｒａｃｔｕｒｅｏｆｅｎｄｎｏｔｃｈｅｄｆｌｅｘｕｒｅｓｐｅｃｉｍｅｎｓ[Ｊ].ＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｏｌｉｄｓａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓꎬ２００９ꎬ４６(１３):２６５９￣２６６８.[１９]㊀ＭｏｕｒａＭꎬＭｏｒａｉｓＡ.ＥｑｕｉｖａｌｅｎｔｃｒａｃｋｂａｓｅｄａｎａｌｙｓｅｓｏｆＥＮＦａｎｄＥＬＳｔｅｓｔｓ[Ｊ].ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＦｒａｃｔｕｒｅＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２００８ꎬ７５(９):２５８４￣２５９６.[２０]㊀ＢｌａｃｋｍａｎＢＲＫꎬＢｒｕｎｎｅｒＡＪꎬＷｉｌｌｉａｍｓＪＧ.ＭｏｄｅＩＩｆｒａｃｔｕｒｅｔｅｓｔｉｎｇｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ:Ａｎｅｗｌｏｏｋａｔａｎｏｌｄｐｒｏｂｌｅｍ[Ｊ].ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＦｒａｃｔｕｒｅＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２００６ꎬ７３(１６):２４４３￣２４５５.[２１]㊀ＭｏＳＮꎬＢｅｌｙｔｓｃｈｋｏＴ.Ｅｘｔｅｎｄｅｄｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｆｏｒｃｏｈｅｓｉｖｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈ[Ｊ].ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＦｒａｃｔｕｒｅＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２００２ꎬ６９(７):８１３￣８３３.[２２]㊀ＡｎｙｆａｎｔｉｓＫＮꎬＴｓｏｕｖａｌｉｓＮＧ.ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌａｎｄｎｕｍｅｒｉｃａｌｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎｏｆＭｏｄｅＩＩｆｒａｃｔｕｒｅｉｎｆｉｂｒｏｕｓｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＲｅｉｎｆｏｒｃｅｄＰｌａｓｔｉｃｓ＆Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓꎬ２０１１ꎬ３０(６):４７３￣４８７.[２３]㊀Ｈｅｉｄａｒｉ￣ＲａｒａｎｉＭꎬＧｈａｓｅｍｉＡＲ.ＡｐｐｒｏｐｒｉａｔｅｓｈａｐｅｏｆｃｏｈｅｓｉｖｅｚｏｎｅｍｏｄｅｌｆｏｒｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｉｎＥＮＦｓｐｅｃｉｍｅｎｓｗｉｔｈＲ￣ｃｕｒｖｅｅｆｆｅｃｔｓ[Ｊ].ＴｈｅｏｒｅｔｉｃａｌａｎｄＡｐｐｌｉｅｄＦｒａｃｔｕｒｅＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１７(９０):１７４￣１８１.[２４]㊀ＳｕｏＺꎬＢａｏＧꎬＦａｎＢ.ＤｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎＲ￣ｃｕｒｖｅｐｈｅｎｏｍｅｎａｄｕｅｔｏｄａｍａｇｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆｔｈｅＭｅｃｈａｎｉｃｓａｎｄＰｈｙｓｉｃｓｏｆＳｏｌｉｄｓꎬ１９９２ꎬ４０(１):１￣１６.[２５]㊀ＢｌａｃｋｍａｎＢＲＫꎬＫｉｎｌｏｃｈＡＪꎬＰａｒａｓｃｈｉＭ.ＴｈｅｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｍｏｄｅＩＩａｄｈｅｓｉｖｅｆｒａｃｔｕｒｅｒｅｓｉｓｔａｎｃｅꎬＧＩＩＣｏｆｓｔｒｕｃｔｕｒａｌａｄｈｅｓｉｖｅｊｏｉｎｔｓ:Ａｎｅｆｆｅｃｔｉｖｅｃｒａｃｋｌｅｎｇｔｈａｐｐｒｏａｃｈ[Ｊ].ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＦｒａｃｔｕｒｅＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２００５ꎬ７２(６):８７７￣８９７.[２６]㊀ＤｅＭｏｒａｉｓＡＢ.ＮｏｖｅｌｃｏｈｅｓｉｖｅｂｅａｍｍｏｄｅｌｆｏｒｔｈｅＥｎｄ￣ＮｏｔｃｈｅｄＦｌｅｘｕｒｅ(ＥＮＦ)ｓｐｅｃｉｍｅｎ[Ｊ].ＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＦｒａｃｔｕｒｅＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１１ꎬ７８(１７):３０１７￣３０２９.。
复合材料层合／夹层板热膨胀／弯曲有限元分析
复合材料层合／夹层板热膨胀／弯曲有限元分析本文介绍了有限元软件ABAQUS的有限元建模和仿真分析的过程，并且应用ABAQUS对层合板/夹层板的热膨胀和热弯曲问题进行分析，建模过程中分别采用实体单元和壳单元两种不同单元建模，分别对两种单元建立模型的热膨胀和热弯曲问题仿真分析。
通过与精确解的比较可以得出：实体单元可以更好的应用于复合材料层合/夹层结构的热膨胀和热弯曲问题。
具有一定的工程指导意义。
标签：层合板；夹层板；热膨胀；热弯曲1 引言复合材料具有低密度比强度、高比强度和高比刚度等性能，并且还具有稳定的化学性质、良好的耐磨性和良好的耐热性等优点，已经广泛的应用在航空航天领域。
复合材料无论是在制备还是应用的过程中，都不可避免的与热接触，或者是处于热环境之中。
复合材料层合结构和夹层结构在使用过程中会因温度变化而产生热膨胀，受热后产生的应力、应变会对复合材料的力学性能产生重要影响，在热应力的作用下，可能会导致结构的失效。
因此，复合材料受温度影响而导致的热膨胀和热弯曲问题的分析是十分重要的。
而且这个研究方向是一个非常值得深入的研究方向。
国内外对于热问题的研究在理论方面已经取得了重大进展，但是在实际工程问题分析中，有许多问题应用理论求解时时非常困难的，甚至有的问题无法求解。
随着有限云方法的出现和有限云软件的发展，使得有些工程问题变得简单高效。
本文采用有限云软件ABAQUS对于复合材料层合结构和夹层结构的热膨胀和热弯曲问题进行仿真分析。
2 复合材料层合板/夹层板几何模型的建立2.1 复合材料层合板/夹层板几何模型的建立本文建立的模型是用有限元软件ABAQUS建立的，具体的建模步骤如下：本文建立的复合材料三层板分别采用实体单元和壳单元，两种不同的单元建立的。
首先介绍实体单元有限元模型的建立。
实体单元建立模型时进入Part模块，选择三维，实体，可变性，模型空间“大约尺寸”设置为50，其他参数保持不变，采用实体单元建模的时候，采用的是实体拉伸，点击继续进入草图编辑界面。
T700复合材料层合板拉_拉疲劳性能
Fatigue lives of laminates with holes Diameter / mm 12． 36 12． 36 12． 34 6． 38 6． 40 6． 38 6． 38 80 85 90 Stress level / % Fatigue life 71298 65789 17658 32623 29687 35228 397326
1. 3
光滑板试验
1 组光滑板拉拉疲劳试验加载方式为正弦波， 加载 频 率 10Hz， 应 力 比 均 为 0. 1 ， 引伸计跨距为 130mm。一定循环次数后， 通过材料试验机所带的 应变引伸计测量各试件应变， 获得试件的刚度变化 。 状况 试件内部损伤采用超声 C 扫描技术检测。 1 组光滑板试验共选择 70% 、 65% 和 60% 三个 60% 应力 应力水平， 前两个应力水平各取 3 个试件， 水平取 1 个试件。 各试件疲劳寿命见表 3 。 从表中可以看出， 除 T700KF13 试件结果明显偏离被去掉外， 每个应力 试验具有较 水平的光滑板疲劳寿命分散性均较小， 。 T700 T300 好的置信度 由于 碳纤维相比 碳纤维的 延伸率较大， 因而出现大规模的纤维断裂时间点较 迟且偏差小， 这也是 T700 层合板比 T300 层合板疲 劳寿命分散性小的原因之一。
表1 Table 1 Group No. 1 2 3 Diameter D / mm — 12. 5 6. 4 试验件尺寸表 geometry of specimens Length L / mm 230 300 300 Width W / mm 38 50 38 Thickness h / mm 50 50 50
由于具有优越的力学性能， 复合材料在现代航 空航天结构上得到了广泛的应用， 并且越来越多的 应用于飞行器的主承力结构。国际上最新型的大型 787 和 A350 上， 客机 B复合材料占全机结构比重已 经超过了 50% 。结构材料的疲劳性能， 对飞机的可 靠性和安全性起着决定性影响， 因此复合材料疲劳 性能方面的研究对于保证飞机的安全和提高飞机使 用寿命具有重要的意义。 但相对于金属， 复合材料 结构的复杂性使其对其损伤机理和损伤扩展机制的 研究都要复杂困难的多。 从 20 世纪 70 年代末开始， 国内外研究人员开 展了一系列对于复合材料疲劳方面的研究 ， 取得了 。其中， 大量的研究成果 对于目前较为成熟的 T300 型碳纤维增强复合材料的疲劳性能的实验和 寿命预测研究开展较多， 取得了很多有应用价值的 T700 新型纤维增强复合材料得到了 成果。近年来， T700 以其更好 日益增多的应用， 相对于 T300 纤维， 的加工工艺得到的更优秀的拉伸强度， 正逐渐开始 替代 T300 纤维。但对 T700 碳纤复合材料的疲劳性 能方面的研究， 目前仍然还较为缺乏。 本研究对 T700 /9368 复合材料试件进行了拉拉疲劳试验， 对试件刚度衰减和疲劳损伤扩展进行 了初步研究， 并建立了疲劳损伤模型， 对试件的疲劳
单向碳纤维复合材料拉伸力学性能试验研究
的一条行之有效的途径 。 参考文献 : [ 1 ]冯乃谦. 高性能混凝土结构[ M]. 北京 :机械工业出版社 ,2004. [ 2 ]张 雄. 建筑功能外加剂[ M ] . 北京 :化学工业出版社 ,2003.
Influence to the strength of cement sand
rubber by f ill ing mineral admixture this active f ill ing
孔 琴 李琳琳 邱伟伟
摘 要 :通过对 8 组碳纤维试件的拉伸对比试验 ,研究了材料 、粘贴层数对碳纤维复合材料的拉伸强度 、σ—ε曲线的影
响 ,并从机理上进行了相应的分析 ,研究表明 :布材主要决定复合材料的力学性能 ,粘贴层数对其拉伸强度的影响不大 ,
且破坏前材料呈线弹性变化 。
关键词 :碳纤维布 ,拉伸强度 ,σ—ε曲线
1. 3 试验现象
试件在加载过程中会出现时断时续细碎的噼噼啪啪的响声 ,
接近破坏时 ,响声连续不断 ,声音越来越大 ,直至试件突然破坏 ,
破坏位置处胶层均碎裂 。对于 A 种布材 ,一层试件的破坏形式多
为两端横截面脆断 ,断口较为整齐 ,多呈锯齿状 ,部分试件出现一
端斜裂的现象 ;二层 ,三层试件的破坏形式多为纤维束间撕裂 ,有
裂纹相互连贯 ,直至最后分层撕裂破坏 。
2. 2. 4 定向纤维复合材料线弹性变化的特性
本试验沿纤维方向进行加载 ,一层 ,二层 ,三层试件的 σ—ε 曲线均接近直线 ,没有明显的屈服点 ,呈线弹性变化 ,破坏时没有 前兆 ,呈脆性破坏 。由此可见 ,当载荷平行于增强纤维方向时 ,纤 维复合材料极精确地遵循虎克定理 ;面密度与粘贴层数对碳纤维 复合材料沿纤维方向呈线弹性变化的特性影响不大 。
玻璃纤维与碳纤维混杂复合材料的拉伸及低速冲击性能研究
玻璃纤维与碳纤维混杂复合材料的拉伸及低速冲击性能研究王海雷1，段跃新2，王维维3，蒋金隆1(1.中国航空制造技术研究院，北京100024； 2.北京航空航天大学，北京100191； 3.中航复合材料有限责任公司，北京101300)摘要：本文采用真空辅助树脂渗透成型(VARI)工艺成型了0°/90°玻璃纤维经编织物和0°/90°碳纤维经编织物不同混杂比的复合材料板，并探讨了混杂比、混杂方式等因素对碳-玻纤混杂纤维复合材料的拉伸性能及低速冲击性能的影响。
研究结果表明:少量碳纤维的加入便可很好地改善纯玻璃纤维材料的拉伸和冲击性能；同种混杂比下，玻璃纤维铺覆表面的层间混杂结构拥有最好的拉伸性能；对于低速冲击性能来说，随着试样中碳纤维含量的增加，冲击能降低，扩展能降低，韧性指数降低,冲击后剩余压缩强度增大；碳纤维、玻璃纤维含量相接近时，玻璃纤维铺覆表面的层间混杂结构表现出较好的抗低速冲击性能；碳纤维、玻璃纤维含量相差较大时，玻璃纤维铺覆表面的夹芯结构的抗低速冲击性能较好。
关键词：混杂复合材料；混杂方式；拉伸性能；低速冲击性能；冲击后压缩测试中图分类号：TB332文献标识码：A文章编号：2096-8000(2021)02-0102-08近年来,复合材料应用领域不断拓展,对树脂基复合材料的生产成本、重量、耐疲劳性能、抗冲击性能等提出了更多更高的要求。
许多高强度、高模量的复合材料抗低速冲击性能较差,而制造、使用和维护过程中低速冲击又很难避免。
低速冲击不仅会造成复合材料层板的凹陷和分层等可见损伤，还会导致层板微裂纹，复合材料夹芯结构的板芯脱黏、芯子凹陷和屈曲等不可见损伤。
不可见损伤从结构外表不易察觉，但会使结构的承载能力受到严重影响，容易发生突然事故［1，2］。
所以，树脂基复合材料的深入研究仍然任重而道远。
基于高分子材料“共混与改性”的理念,人们提出了混杂纤维复合材料的概念。
abaqus碳纤维复合材料结构
Abaqus碳纤维复合材料结构1. 概述碳纤维复合材料是一种具有优异性能的先进材料，它在航空航天、汽车工业、体育器材等领域得到了广泛应用。
在工程设计中，对碳纤维复合材料结构的性能和可靠性进行准确的评估至关重要。
Abaqus是一种常用的有限元分析软件，能够对复材结构进行准确的模拟和分析，因此对于碳纤维复合材料结构的研究至关重要。
2. 碳纤维复合材料的特点碳纤维复合材料由高强度的碳纤维和塑料基体组成，具有重量轻、强度高、刚性大、耐腐蚀、抗疲劳等优点。
然而，碳纤维复合材料的非均匀性和复杂的结构使得其性能表现和预测变得更加复杂。
需要借助有限元分析等方法进行深入研究。
3. Abaqus对碳纤维复合材料结构的模拟Abaqus作为有限元分析软件，具有强大的建模和分析能力，能够对碳纤维复合材料的结构进行准确的模拟。
通过Abaqus可以建立复材层合板、复材蜂窝结构、复材夹芯板等常见的复材结构模型，并进行受力性能、疲劳寿命、断裂行为等方面的分析和预测。
4. Abaqus在碳纤维复合材料结构中的应用Abaqus在碳纤维复合材料结构领域有着广泛的应用，例如在航空航天领域，可以利用Abaqus对飞机机翼、机身等结构的复材部件进行受力和疲劳寿命分析；在汽车工业领域，可以利用Abaqus对碳纤维复合材料车身、悬挂系统等部件进行强度和刚度分析；在体育器材制造领域，可以利用Abaqus对碳纤维复合材料网球拍、高尔夫球杆等产品的性能进行模拟和预测。
这些实际应用表明Abaqus在碳纤维复合材料结构研究中的重要性和价值。
5. Abaqus在碳纤维复合材料结构研究中的挑战和展望尽管Abaqus在碳纤维复合材料结构研究中取得了显著的成果，但仍然面临一些挑战，如对复材材料本身非线性、破坏行为、界面效应等方面的准确建模和模拟；另外，随着复材结构的复杂化和应用领域的拓展，需要Abaqus不断更新和完善其建模和分析能力，以满足不断增长的复材结构仿真需求。
常用复合材料设计模拟软件特点汇总
ESAComp软件是专业的复合材料设计分析软件系统 , 最初由欧洲航天局 (ESA) 发起 , 并由芬兰赫儿辛基大学轻型结构材料实验室开发完成。
其目标为开发成一种可以在统一界面下包含所有复合材料分析和设计能力的软件工具。
ESAComp 具有基于微观力学分析的广泛的实体 / 夹层板分析、设计能力，而且它包含了针对单层板、层压板、加筋板、梁和柱体，以及胶接和机械连接等等各种复合材料结构形式、连接形式的分析工具。
具有同目前广泛使用的各种有限元软件包的交互接口，从而使 ESAComp 同设计过程实现了无缝结合。
ESAComp 是专业的复合材料设计分析工具，具有友好的图形化用户界面，多重分析和图形化结果显示，多级别的专业数据库，同目前广泛使用的各种有限元软件包的衔接能力，支持用户定制的扩展功能。
虽然该软件起源于航空、航天领域，但是已经被开发成适用于复合材料研发人员的通用工具。
VISTAGY公司开发的FiberSIM是专门用于复合材料构件设计和制造的工具。
在三维模拟环境中，工程师可以使用此软件建立复合材料部件完整的数字产品定义。
FiberSIM支持整个产品开发过程，还有多种材料的灵活设计方法和制造方法。
该软件可以模拟复合材料在复杂曲面上的变形，产生制造信息，这些信息包括文档、平展模型和驱动下游生产设备所需要的数据。
它支持包括手糊、模塑、预浸带ESAComp软件是专业的复合材料设计分析软件系统 , 最初由欧洲航天局 (ESA) 发起 , 并由芬兰赫儿辛基大学轻型结构材料实验室开发完成。
其目标为开发成一种可以在统一界面下包含所有复合材料分析和设计能力的软件工具。
ESAComp 具有基于微观力学分析的广泛的实体 / 夹层板分析、设计能力，而且它包含了针对单层板、层压板、加筋板、梁和柱体，以及胶接和机械连接等等各种复合材料结构形式、连接形式的分析工具。
具有同目前广泛使用的各种有限元软件包的交互接口，从而使 ESAComp 同设计过程实现了无缝结合。
DP590高强钢碳纤维复合层板制备及拉伸性能研究
DP590高强钢/碳纤维复合层板制备及拉伸性能研究胡海朝】，徐士新2,武晋1*,邓素怀2,王占辉1,毕彦1(1.天津中德应用技术大学机械工程学院，天津300350； 2.首钢集团有限公司技术研究院，北京100043)摘要：采用模压成型工艺，以DP590钢板与碳纤维预浸料成功制备高强钢/碳纤维层板，针对其微观结构和拉伸性能进行了测试，研究了钢板表面粗糙度对层板拉伸强度的影响，并结合DP590高强钢拉伸性能特点与MVF理论提出了层合板拉伸强度预测公式。
研究结果表明：所制备的层合板0°碳纤维层、90。
碳纤维层、树脂基体、金属基体结合致密。
金属基体与碳纤维层之间由树脂填充，起到了良好的粘结作用，微观结构基本无成型不良缺陷，所制备层合板的密度相比DP590高强钢降低达24%，具备明显的减重效果。
说明模压成型工艺适用于高强钢/碳纤维复合层板的制备,该类材料具备较大的轻量化潜力。
采用喷丸处理提高钢板表面粗糙度可以一定程度提升层合板强度，最大增幅达68MPa，但钢板粗糙度与层合板平均拉伸强度呈明显的非线性关系。
以MVF理论为基础，分别以高强钢抗拉强度、屈服强度、复合层板断裂时高强钢应力值对复合层板强度进行预测，结果发现最高预测误差分别为38.5%、12.8%、8.1%,说明采用塑性较高的金属制备金属/纤维复合层板类结构时，应用MVF理论进行预测应充分考虑金属塑性较高对预测误差的影响。
采用复合层板断裂时对应的高强钢应力值代入MVF理论公式可获得更好的拉伸强度预测精度。
关键词：模压成型；高强钢；复合层板；拉伸强度；预测中图分类号：TB332文献标识码：A文章编号：2096-8000(2021)01-0078-07进入20世纪90年代后,针对世界能源供应日益紧张和不确定性因素增加的形势，美国钢铁协会及欧洲钢铁协会分别推出了以多种轻量化材料混合技术路线为导向的PNGV计划和Super LIGHT-Car计划，阿塞勒钢厂及蒂森钢厂推出了高强度钢技术路线。
基于ABAQUS的CCF300碳纤维层合板低速冲击破坏数值模拟
基于ABAQUS的CCF300碳纤维层合板低速冲击破坏数值模拟熊明洋;向忠;胡旭东;陆海亮【摘要】为了更有效预测国产碳纤维增强材料在冲击载荷下的损伤情况,以国产碳纤维(CCF300)/环氧树脂(5228)复合材料层合板为对象,利用专业有限元仿真软件ABAQUS进行冲击破坏性能数值模拟研究.采用复合材料渐进损伤法,建立CCF300碳纤维层合板在低速冲击载荷下的损伤和变形三维有限元模型.通过三维实体单元模拟层合板,利用内聚力接触模拟单层板间的接触,从而模拟层合板层内和层间的不同失效模式.使用FORTRAN语言编写ABAQUS材料用户子程序VUMAT实现模拟,程序中包含本构方程的求解、损伤准则对单元失效的判定和损伤单元参数退化3部分,材料的单元失效是通过引入状态损伤变量来判断.仿真模型可通过调用子程序来模拟复合材料的纤维拉伸、压缩失效、基体开裂、挤压失效4种层内损伤,同时ABAQUS本身可以模拟材料分层损伤.通过仿真得到了材料的最大冲击破坏载荷和损伤模式的效果图.%In order to more effectively study and predict the damage of domestic carbon fiber reinforced materials under impact load,this paper took the domestic carbon fiber (CCF300) / epoxy resin (5228) composite laminates as the object,the professional finite element simulation software ABAQUS was used for impact damage simulation.Based on the analysis of progressive damage,a three-dimensional finite element model of damage and deformation for composite laminates under low velocity impact was established.Being applied to three dimensional solid elements and cohesive elements,the model could simulate the different failure modes of intralaminar andinterlaminar damage for composite laminates.The numerical analysis was mainly carried out by using the user subroutine (VUMAT) of finite element software ABAQUS which included three parts: the solution of constitutive equation,the damage criterion to the failure of the element and material degradation of damage element.In the process of the simulation model could call the subroutine to simulate fiber tensile failure,fiber compress failure,matrix crushing and matrix cracking and the ABAQUS could simulate the delamination damage by itself.Finally,the maximum impact strength and damage pattern of the material were obtained by simulation.【期刊名称】《轻工机械》【年(卷),期】2017(035)004【总页数】6页(P27-32)【关键词】复合材料;低速冲击;有限元分析;渐进损伤;ABAQUS有限元仿真软件【作者】熊明洋;向忠;胡旭东;陆海亮【作者单位】浙江理工大学机械与自动控制学院, 浙江杭州 310018;浙江理工大学机械与自动控制学院, 浙江杭州 310018;浙江理工大学机械与自动控制学院, 浙江杭州 310018;浙江理工大学机械与自动控制学院, 浙江杭州 310018【正文语种】中文【中图分类】TB332[研究·设计]近几十年来，复合材料以其比强度高和比模量大、耐疲劳性能好、耐腐蚀性好等优点在航空、航海和汽车制造等多领域得到广泛的应用[1]。
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：
复合材料层压板开孔拉伸力学性能探究
复合材料层压板开孔拉伸力学性能探究马子广;陈庆童;王卫卫【摘要】针对碳纤维复合材料层压板力学性能进行理论计算分析,并结合对某型号飞机上的复合材料层压板进行开孔拉伸试验.在层压板试验件上粘贴应变片,记录载荷应变—应力曲线,分析层压板的破坏过程,且通过比较不同的铺层,分析铺层角对层压板力学性能的影响,结合试验后试件照片,分析开孔拉伸试件的破坏模式和失效行为.最后,通过有限元分析软件对层压板进行仿真分析,仿真结果与试验吻合度很高.【期刊名称】《直升机技术》【年(卷),期】2015(000)001【总页数】6页(P64-69)【关键词】复合材料层压板;力学性能探究;开孔拉伸试验;层压板计算;仿真分析【作者】马子广;陈庆童;王卫卫【作者单位】中航工业直升机设计研究所,江西景德镇333001;中航工业直升机设计研究所,江西景德镇333001;中航工业直升机设计研究所,江西景德镇333001【正文语种】中文【中图分类】V214.4+1;V258+.3现在复合材料已广泛应用于各个领域，特别是航空航天领域[1]，复合材料成了设计人员的宠儿。
复合材料可分三大类：颗粒复合材料，由颗粒增强材料和基体组成；纤维增强复合材料，由纤维和基体组成；层压复合材料，由多种片状材料层压而成[2]。
本文主要研究碳纤维复合材料层压板。
层压板是各向异性不均匀的材料，因此对它进行力学分析计算要比其他的金属材料复杂得多。
复合材料进行应用就有了对复合材料构件连接的需求，连接则需要在复合材料构件上开孔，而开孔就会影响到构件的力学性能，因此需要对复合材料层压板开孔试件的力学性能进行研究。
作为一种新兴的材料，国内外大量研究者对C/SiC复合材料的基本力学性能做了许多研究工作。
管国阳[3]、杨成鹏[4]等人通过单调拉压试验、循环加卸载试验和断口观察，分别在宏观上和细观上研究了2D—c/siC复合材料在面内拉、压载荷作用下模量、残余应变、泊松比的变化，以及损伤演化过程与应力—应变行为。
阶梯形修理复合材料层合板拉伸性能研究
阶梯形修理复合材料层合板拉伸性能研究李想;谢宗蕻;王绥安;闫群;梁春生【摘要】为获得不同参数对阶梯形修理结构拉伸力学性能的影响,本文开展了试验研究.针对铺层数目为8层的复合材料层合板,分别研究了阶梯数目为2个、4个和8个的无附加层的情况.另外针对4个阶梯的情况,研究了附加层数目的影响.作为对比,对相同修理区大小情况下的斜切形挖补修理结构也进行了测试.结果显示,对阶梯形修理结构,拉伸强度随阶梯数目的增加而增加,当阶梯数目由2个增加到8个时,修理接头的强度恢复率由36%增加到67%.通过引入附加层能够有效的提高修理结构的强度,但随着附加层的引入以及附加层数目的增加,修理结构强度的分散性变大.阶梯形修理和斜切形挖补修理的对比显示,相同修理面积的情况下,由于斜切形挖补修理能够提供更加均匀的胶膜应力分布,斜切形挖补的修理效率要高于阶梯形修理,相比4个阶梯的阶梯形修理,斜切形挖补修理强度能够提高25%.最后,根据修理接头表面各点的应力/应变分布规律,获得了拉伸载荷作用下修理接头的失效机理和失效过程.%To obtain the effect of different parameters on the tensile performance of stepped-lap repaired composite laminates,the repaired specimens were investigated experimentally. In terms of the laminates with 8 plies,stepped-lap repaired specimens with 2, 4 and 8 steps were tested, respectively. In addition, the stepped-lap joint with 4 steps was studied with different number of external plies. As a comparison, a tapered scarf repair with the same bonding area was also tested. Results showed that the tensile strength of stepped-lap repairs increased with increasing the number of steps. When the number of steps increased from 2 to 8, the strength recovery rate of the repaired joint increased from 36% to 67%.The introduction of external plies could also improve the efficiency of repairs. However,the dispersion of the repair strength increased with the increase of external plies. As the stress distribution in the adhesive film is more uniform for the tapered scarf joint,its repair strength is higher. Compared the stepped-lap repaired joint with the tapered scarf joint with the same bonding area, the repair efficiency of the latter is higher. Take the 4 stepped-lap repaired joint for example,its repair strength is increased by 25% compared with that of the tapered scarf joint. Finally,according to the stress/strain distribution on the surface of the repaired joints,the failure mechanism and failure process of the repaired joints under tensile load were obtained.【期刊名称】《哈尔滨工业大学学报》【年(卷),期】2018(050)005【总页数】8页(P75-82)【关键词】复合材料层合板;胶接修理;阶梯形修理;阶梯数目;附加层【作者】李想;谢宗蕻;王绥安;闫群;梁春生【作者单位】西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072;西北工业大学航天学院,西安710072;沈阳飞机设计研究所结构部,沈阳110000;中航工业复合材料技术中心复合材料零部件研究部,北京101300【正文语种】中文【中图分类】TB332复合材料和金属材料相比，具有比强度、比模量高，耐疲劳、抗腐蚀性好等优点，在航空、航天等领域得到了大量使用.飞机服役期间易受到冰雹、鸟撞等物体的冲击，为保证受损结构尽快恢复使用要求，需对复合材料结构进行维修.挖补胶接修理是一种常用的修理方式，具有恢复强度大，不影响修理表面气动外形等优点，在复合材料结构的修理中应用较为广泛.近年来，国内外对挖补修理进行了广泛的研究.Gunnion等[1]针对挖补修理，研究了挖补角度、胶层厚度、铺层厚度、附加层数目以及铺层顺序等对胶层应力的影响.Kumar等[2]对挖补角度低于5°的挖补修理接头进行了试验研究.挖补角度低于2°时，接头的破坏模式主要为纤维断裂和纤维拔出.挖补角度高于2°时，主要是胶膜的剪切失效.Campilho等[3]采用混合模式失效的粘聚力单元模拟胶层的失效，并针对挖补修理，研究了挖补角在2°～45°之间的修理效果，结果和试验数据一致性较好.纪朝辉等[4]等采用试验的方法研究斜坡比率对复合材料层合板挖补修理拉伸性能的影响.研究发现斜切形挖补修理中，斜坡比率为1:30的挖补修理试验件，抗拉强度最好，附加层数会提高试件的抗拉强度，2层附加层试件的拉伸强度较无附加层试件的拉伸强度高14.11%.刘国春等[5]讨论了复合材料挖补修理结构中附加层的优化问题，认为附加层的铺设对提高修补效果有积极的作用，但过多的附加层数容易增加修补缺陷.由于修理装置的限制，斜切形挖补修理往往难以实施，阶梯形挖补修理具有操作简单、加工耗时少等特点，使得其成为斜切形挖补修理的一种替代方法[6].Hart-Smith等[7]较早的建立了斜切形挖补修理和阶梯形挖补修理的解析模型.Bendemra等[6]研究了不同参数对胶层峰值应力的影响，结果显示，引入附加层和合理的设计接头参数均能降低接头端部和阶梯倒角等处的应力.乔玉等[8]采用渐进损伤分析方法预测了双阶梯形胶接接头的损伤扩展方式和连接效率，讨论了阶梯长度、附加层长度及厚度等对失效模式和连接效率的影响.朱书华等[9]建立了复合材料层合板阶梯形挖补胶接修理构型的渐进损伤分析三维有限元模型，获得了挖补修理接头的拉伸强度.徐建新等[10]建立了复合材料层合板阶梯式挖补修理结构的三维有限元模型，并计算得到了修理结构胶层剥离应力和剪应力的分布情况，进而研究了铺层方向、胶层厚度、搭接长度和高度等修理设计参数对胶层应力分布的影响规律.Wang等[11]研究了压缩载荷情况下，阶梯倒角对接头失效行为的影响.Salih等[12]针对金属材料AA2027-T3铝合金搭接板，研究了阶梯数目对拉伸强度的影响.目前，国内外对复合材料的挖补修理主要集中在斜切形挖补修理上，对阶梯形挖补修理的研究并不多见，研究方法主要集中在理论分析上，缺乏试验数据支撑.本文采用试验的方法对拉伸载荷条件下复合材料层合板的阶梯形修理进行研究，研究阶梯数目和附加层数等对修理效果的影响，最后将阶梯形修理和斜切形挖补修理的修理效果进行对比.1 实验材料及方法1.1 试验件材料复合材料胶接修理可分为干法修理和湿法修理两大类[13].干法修理一般采用复合材料预浸料制作补片，并与粘结剂、母体二次固化形成胶接修理接头.而湿法修理则是将单向纤维或织布和一定比例的树脂进行混合后铺放到母体的修补区域，共固化形成胶接修理接头.采用干法即二次固化的方式对复合材料层合板进行阶梯形挖补修理.试验件母体和修理补片的材料均为Cytec公司生产的碳纤维增强树脂基复合材料T300/CYCOM970预浸料，单层名义厚度为0.25 mm.母体和补片分别采用热压罐条件固化和热补仪条件固化，固化曲线见图1.维修胶黏剂选择中温固化胶膜METLBOND 1515-4M，其固化工艺与母体和补片的固化工艺一致.在采用胶膜粘贴母体和补片时，固化条件为热补仪条件.母体、补片和胶膜的力学性能见表1，可看到，母体和补片尽管固化工艺有差异，但纵向和横向的弹性模量一致.固化条件对面内剪切模量有一定影响，采用热压罐固化的试件面内剪切模量较热补仪固化的试件高9.3%.图1 T300/CYCOM970碳纤维增强树脂基复合材料固化曲线Fig.1 The cure cycle of T300/CYCOM 970 prepreg material表1 T300/CYCOM970碳纤维复合材料和胶膜性能Tab.1 Mechanical properties of T300/CYCOM 970 and METLBOND 1515-4M film adhesive基本力学性能纵向弹性模量，E11/GPa横向弹性模量，E22/GPa面内剪切模量，G12/GPa泊松比，ν12母体58．258．24．00．07补片58．258．23．660．07METLBOND1515-4M胶膜3．570．371.2 试验件的制造复合材料母体和补片采用(0/45)2S的准各向同性铺层方式进行铺叠，抽真空后分别放入热压罐和热补仪条件下固化成型，固化成型后加工成待修理试验件.在修理之前，根据修理方式在母体上预制缺陷，并进行打磨.然后，对缺陷区进行修理设计，在采用阶梯形挖补修理时，先将缺陷区按指定阶梯数目和名义挖补角进行打磨，将待修理试验件用丙酮除去表面油污，然后铺上胶膜，将补片以对应的方法打磨后粘贴到修理区域，将修理好的试件用热补仪并按指定的工艺进行固化，热补仪采用抽真空的方式提供固化压力，本试验中该固化压力不低于0.075 MPa.试验件加工完成后按照HB 7224-95[14]进行质量检测，确保试件无明显制造缺陷. 试验选择2、4、8三种阶梯数目的修理接头进行研究，不同修理接头的缺陷区域大小相同.另外，针对4阶梯的情况设计了带有附加层的修理接头，附加层的数目分别为1层和2层.试验件形式见图2，母体厚度tp=2 mm，阶梯形修理中打磨区域对应名义挖补角为α=3°，损伤区大小ld=25 mm，附加层贴补长度lo=12.5mm，试验件宽度为w=25 mm，三种阶梯数目修理接头的台阶厚度分别为Δt=1 mm、0.5 mm以及0.25 mm.另外，作为对照，设计了1组含1个附加层的斜切形挖补修理试验件，试验件的修理区及损伤区大小与阶梯形修理试验件保持一致.最后，为评价修理结构强度和刚度的恢复率，参考ASTM D3039/D3039M[15]加工了复合材料未损伤试验件.阶梯形修理中，试验件各阶梯的高度和长度均相同，阶梯长度按下式计算：式中:tp为母板的厚度，N是阶梯的数目，α是名义挖补角.(a)2个阶梯，无附加层(c)4个阶梯，1个附加层(e)8个阶梯，无附加层(b)4个阶梯，无附加层(d)4个阶梯，2个附加层(f)斜切形挖补，1个附加层图2 阶梯形挖补修理试验件描述Fig.2 Geometry parameters of stepped-lap repair joints1.3 拉伸试验试验在拉伸试验机上进行，采用位移控制的方式均匀加载直至试件破坏，加载速率为2 mm/min.试验过程中通过目视观察试验件表面裂纹的萌生和扩展过程，试验后记录试验件的破坏模式.根据试验得到的最大载荷计算修理结构的拉伸强度，即定义修理效率为修理结构的恢复强度与未损伤结构的强度之比，即式中：为修理结构的拉伸强度，σult为未损伤结构的拉伸强度.在拉伸强度试验中，分别采用引伸计和应变片测量试验件修理区的有效刚度和修理区关键点的应变，从而对修理结构的刚度和修理过程中的变形情况进行评价，并以此为基础，通过分析试验过程中应变片的数据研究阶梯形胶接修理结构的破坏过程和破坏机理.由于试验件的挖补区域较大，一般的引伸计无法满足该跨度要求.为了对接头的刚度进行较为准确的测量，设计了一套引伸计安装装置，试验装置如图3所示.引伸计通过卡块和光轴固定到试验件上，加载过程中引伸计的两端角随卡块发生刚性位移，引伸计的测量数据即为两卡块之间修理结构的变形量.因此，修理结构的刚度为式中：Δσ为应力的变化量，Δδ为引伸计输出位移的变化量，L为引伸计两卡块之间的跨距，本试验过程中，该跨距为288 mm.图3 阶梯形拉伸试验装置Fig.3 Experimental setup of stepped-lap repaired joints定义修理后结构刚度的恢复率为修理后结构的刚度与未损伤结构的刚度之比，即式中:ER为修理结构的刚度，EL为未损伤母板的刚度.试验件修理区的应变使用动态应变仪DH-3817测量，测量点分布选择在非修理区、附加层搭接区及补片上的若干关键位置，具体位置及编号见图4.(a)无附加层(b) 1个附加层(c) 2个附加层图4 修理接头表面应变片粘贴方式Fig.4 Strain locations on the surface of the repaired joints2 试验结果与分析复合材料层合板阶梯形修理和挖补修理的试验结果见表 2，可看到，修理结构的刚度恢复率均在90%以上，强度恢复率大部分在60%以上，复合材料阶梯型修理具有较高的恢复强度.根据试验结果可分析阶梯数目、附加层数目等不同修理参数对修理效果的影响.根据表面应变变化情况可分析修理结构的破坏演变过程.2.1 失效强度和失效模式2.1.1 阶梯数目的影响不同阶梯数目阶梯形修理试验件的载荷/位移曲线见图 5.可发现，直至破坏，载荷/位移曲线均表现很好的线性.图 6给出了不同阶梯数目情况下挖补修理接头的强度测试结果.对比不同阶梯数目的修理效果可发现，修理试验件的强度恢复率随阶梯数目的增加而增加，当阶梯数目由2个增加到8个时，修理接头的强度恢复率由36%增加到67%.相比2个阶梯，4个阶梯和8个阶梯修理接头的拉伸强度分别提高51%和81%.由于增加阶梯数目，能够改善胶接界面应力分布的不均匀性，因此增加修理接头的阶梯数目对提高修理接头的强度具有积极的影响.表2 复合材料层合板阶梯形挖补修理接头拉伸试验结果Tab.2 Tensile test results of stepped-lap repaired joints试验件类型附加层数目ER/GPa离散系数/%λ/%σR/MPa离散系数/%η/%母体未损伤—39．404．83—380．85．20—2个阶梯—36．391．1092．36144．30．6937．88—36．730．5393．22217．82．4157．204个阶梯140．450．53102．66239．84．7262．96244．710．23113．48258．510．9067．898个阶梯—39．711．70100．79261．81．9768．75斜切形挖补145．404．48115．23298．96．9078．48图5 不同阶梯数目阶梯形修理载荷/位移曲线Fig.5 Load/displacement curves for adhesively bonded joints with different number of steps图6 不同阶梯数目情况下挖补修理接头的强度Fig.6 Comparison of experimental measurements of joint tensile strengths and number of steps(a) 2个阶梯(b) 4个阶梯(c) 8个阶梯图7 阶梯形修理接头拉伸失效破坏模式Fig.7 Damage modes of stepped lap joints with different step numbers不同阶梯数目修理接头的破坏模式见图 7，破坏模式主要是胶膜脱粘以及母体和补片的断裂.对2个阶梯，接头的有效承载面积为接头横截面积的一半，且由于接头承载的不对称性，引入较大的偏心弯矩，母体或者补片上的应力超过材料强度时，母体或者补片发生断裂.对4个阶梯的修理接头，最小承载面积约为接头横截面积的3/4，但由于胶膜脱粘，母体或者补片上的偏心弯矩增加，且当胶膜脱粘约1个阶梯的长度后，有效承载面积降为接头横截面积的一半，横截面积的减小以及偏心弯矩的共同作用，引起母体或者补片的断裂.而对8个阶梯的修理接头，胶膜在脱粘约2.5个阶梯的长度后，试验件母体发生断裂.接头的失效过程可描述为，在外载荷作用下，接头首先发生胶膜脱粘，随后在试验件母体或者补片上引起较大的偏心弯矩，从而在拉伸载荷和弯曲载荷的复合载荷作用下，母体和补片发生断裂.因此，阶梯数目对修理接头强度影响的机理主要体现在，增加阶梯数目能够减小胶膜上的峰值应力，进而延缓胶膜脱粘的时间，并减弱母体和补片上的偏心弯矩，并最终达到提高修理接头强度的目的.2.1.2 附加层的影响不同附加层数目阶梯形修理试验件的载荷/位移曲线见图 8，可看到，直至破坏，载荷/位移曲线基本保持一条直线，随着附加层数目增加，接头的刚度逐渐变大，但最终破坏时，不同附加层数目接头的变形量相差较小.图9给出了不同附加层数目情况下，接头的强度恢复率.可看到，复合材料损伤修理后试件的抗拉强度随着附加层数的增加而增加.1层附加层和2层附加层试件的强度恢复率分别比无附加层试件的强度恢复率高10.1%和18.7%.说明外部增加附加层对提高修理试验件的强度恢复率有积极的影响.另外，观察图 9各组试验件的标准偏差可见，随着附加层数的增加，修理试验件的离散系数增大，该结果与文献[5]的结论一致.图8 不同附加层数目阶梯形修理载荷/位移曲线Fig.8 Load/displacement curves for adhesively bonded joints with different number of external plies图9 附加层数目对阶梯形挖补修理失效强度的影响Fig.9 The effect of numberof external plies on the failure load in the stepped flush repair图10分别给出了1个附加层和2个附加层阶梯形修理试验件的破坏模式.试验件的破坏模式主要为胶层的脱粘以及母体的断裂，未出现补片的断裂.这主要是由于增加附加层后，试验件补片厚度增加，因此，相对母体的抗弯强度和抗拉强度增大，母体更容易发生破坏.不同附加层数目对阶梯形拉伸强度的影响主要体现在附加层的“分流”作用，在接头变形相同的情况下，胶膜上的应力接近，胶膜脱粘对应的接头变形量相同，即不同附加层数目接头失效时的变形量接近，但由于附加层增加了结构的刚度，因此在相同的变形情况下，接头的强度增加.2.1.3 斜切形挖补与阶梯形挖补修理效果对比斜切形挖补与阶梯形挖补的载荷/位移曲线见图 11，可看到，直至破坏，载荷/位移曲线也保持较好的线性关系.在载荷低于6kN左右的情况下，两种修理方式的载荷/位移曲线几乎重合.该现象表明，修理区的细节结构对结构的刚度影响较小.对比两种修理方式的极限载荷可发现，斜切形挖补修理的极限载荷要明显高于阶梯形挖补，说明修理区的挖补形状即细节结构对修理效果有显著的影响.图 12给出了阶梯形挖补和斜切形挖补的强度恢复率，斜切形挖补接头的强度恢复率较阶梯形挖补高25%左右，这主要是由于斜切形挖补能够产生更均匀的胶层应力，从而延缓了胶层的失效.(a) 1个附加层(b) 2个附加层图10 不同附加层数目阶梯形修理拉伸失效破坏模式Fig.10 Damage modes of stepped lap joints with different number of external plies图11 斜切形挖补与阶梯形挖补修理载荷/位移曲线Fig.11 Load/displacement curves for tapered flush and stepped lap joints图12 阶梯形挖补和斜切形挖补修理接头的拉伸强度Fig.12 Tensile strength of stepped-lap joints and taper flush joints斜切形挖补修理拉伸失效的破坏模式见图 13，破坏模式为整个横截面的断裂，仅在端部出现较小范围的胶膜脱粘，说明对于该类结构，胶膜的结合能力较好.图13 斜切形挖补修理拉伸失效破坏模式Fig.13 Damage modes of taperedflush joints2.2 应变分布和失效过程不同修理方案各关键点的应力/应变曲线见图14，图中应力为远场应力，应变片编号及其对应的位置参考图 4.观察各应力/应变曲线可看到，远场位置G1和G7的应力/应变保持为直线.另外观察可发现，在应力水平较低时，应力随着应变增加而增加，当应力达到一定值后，会出现部分应变突然增大或者减小的现象.以2个阶梯的应力/应变曲线为例，如图14(a)所示，当远场应力达到约36 MPa时，应变片G4的读数突然减小，而在应力达到约70 MPa时，应变片G5和G6的读数突然增大.这种现象主要是由胶膜的脱粘引起，结合图 4可知，当G4应变片附近的胶膜脱粘时，传递到补片上的载荷将减小，从而使得测量补片表面应变的G4的读数突然下降.类似地，当G5和G6附近的胶膜出现脱粘时，靠近补片上表面传递的载荷将增加，从而引起G5和G6读数的变大.对比图14(a)、(b)以及(e)可看到，随着阶梯数目的增加，胶膜脱粘对应的应力水平增大，并且脱粘时应变的波动越来越小，当阶梯数目达到8时，应变几乎无明显的波动现象.说明，阶梯数目的增加延缓了胶膜脱粘的发生，进而达到提高修理结构强度的目的.观察图14(b)、(c)以及(d)可看到，无附加层、1个附加层以及2个附加层的阶梯形修理，首次出现应变波动即胶膜脱粘的应力水平分别为100、125以及200 MPa，即随着附加层数目的增加，应变出现波动时对应的应力水平越来越高.需要说明的是，对于无附加层以及1个附加层的情况，胶膜脱粘主要出现在挖补区域，但对于2个附加层的情况，脱粘区域出现在外侧附加层与母体的胶接界面，即附加层的搭接区域内，在挖补区域并未出现.因此可进一步验证附加层对修理结构强度提升的机理，即引入附加层后，部分载荷通过附加层与母体之间的胶膜传递，从而使得挖补区胶膜的应力水平降低，从而起到了延缓胶膜脱粘的作用.由于斜切形挖补区胶膜的应力水平更为均匀，因此，在最终破坏之前，在挖补区并未发现应变波动即胶膜脱粘的现象.由于附加层和母体之间的胶膜应力要高于挖补区域，因此随着应力的增加，附加层和母体之间的胶膜首先出现脱粘(G3).脱粘后母体上的应力水平和挖补区胶膜的应力增加，最终导致修理接头沿母体的拉伸破坏.(a) 2个阶梯(无附加层)(c) 4个阶梯(1个附加层)(e) 8个阶梯(无附加层)(b) 4个阶梯(无附加层)(d) 4个阶梯(2个附加层)(f)斜切形挖补(1个附加层)图14 不同修理方式应变分布Fig.14 Strain distributions of different repaired joints3 结论本文对复合材料层合板的阶梯形修理进行了测试和讨论，得到了阶梯数目和附加层数对修理接头强度和刚度的影响，并与相同修理面积的斜切形挖补修理进行了对比.通过研究得到以下结论：1)对于复合材料层合板的阶梯形修理，修理结构的拉伸强度随阶梯数目的增加而增加，当阶梯数目由2个增加到8个时，修理接头的强度恢复率由36%增加到67%.2)通过引入附加层能较好的提高修理结构的强度恢复率，但随着附加层的引入以及附加层数目的增加，修理结构强度的离散性变大.3)阶梯形修理和斜切形挖补修理的对比显示，相同大小修理区的情况下，由于斜切形挖补修理能够提供更均匀的胶膜应力分布，使得斜切形挖补的强度恢复率要高于阶梯形修理.4)在拉伸载荷作用下，胶接修理接头表面各点的应变各不相同，根据关键点的应力/应变分布规律可对接头的失效机理和失效过程进行精细分析.参考文献[1] GUNNION A J, HERSZBERG I.Parametric study of scarf joints in composite structures[J].Composite Structures, 2006, 75(1-4), 364-376.DOI:10.1016/pstruct.2006.04.053.[2] KUMAR S B, SRIDHAR I, SIVASHANKER S, et al.Tensile failure of adhesively bonded CFRP composite scarf joints[J].Materials Science and Engineering B, 2006,132(1):113-120.DOI:10.1016/j.mseb.2006.02.046. 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VARTM成型工艺制备碳纤维复合材料的研究进展郝宇
V ARTM成型工艺制备碳纤维复合材料的研究进展郝宇发布时间：2021-09-24T09:37:02.736Z 来源：《中国科技人才》2021年第18期作者：郝宇[导读] 在当前阶段众多制备碳纤维复合材料的成型工艺之中，V ARTM成型工艺以其自身的优势得到了广泛地应用。
但是该技术依然存在着缺点，有必要针对V ARTM成型工艺制备碳纤维复合材料的研究进展展开论述。
航空工业哈尔滨飞机工业集团有限责任公司黑龙江哈尔滨 150066摘要：在当前阶段众多制备碳纤维复合材料的成型工艺之中，V ARTM成型工艺以其自身的优势得到了广泛地应用。
但是该技术依然存在着缺点，有必要针对V ARTM成型工艺制备碳纤维复合材料的研究进展展开论述。
关键词：V ARTM成型工艺；碳纤维复合材料；研究；进展引言：碳纤维复合材料以自身具有的便宜环保、比机械能较高、重量轻、耐疲劳性、耐腐蚀性以及易操作性等众多优点，逐渐地对很多金属材料进行了替代，并在众多领域之中进行了利用。
而当前阶段的碳纤维复合材料制备工艺众多，其中真空辅助树脂传递模塑工艺就是极为常见的一种，也被我们称之为V ARTM成型工艺。
由于该工艺技术所制备的碳纤维复合材料，不仅生产效率非常高效，而且还具有低挥发性、高延展性以及灵活的塑造性等优势，使其在各个领域中得到了极为广泛地应用。
1. V ARTM 成型工艺中碳纤维复合材料弯曲性能及拉伸强度分析1.1在弯曲性能方面的影响分析碳纤维复合材料的弯曲性能在对其机械性能予以评价的时候，属于一个非常重要的指标。
众多专家通过V ARTM成型工艺的使用下，制备了混杂纤维复合材料层合板，并采用不同混杂铺层方式、碳纤维的含量以及玄武岩纤维位置的设计方式，针对复合材料层合板自身的弯曲性能进行了测试，所获得结果表明，铺层方式的合适性能够对弯曲性能的改善、混杂纤维复合材料的弯曲强度以及模量等方面的改善产生重大影响。
专家通过对碳纤维开展退浆氧化处理环节，将石墨烯纳米血小板（GNPs）涂抹于碳纤维的表面，再对V ARTM成型技术进行使用，然后再将GNPs层合板涂抹于碳纤维上，经过研究结果发现，GNPs在不断增加的同时，层合板在弯曲强度方面得到了显著地提高。