(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
，
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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：
含损伤复合材料层合板振动特性研究
１０ ８ Ｃ ｉａ ００ ３， ｈｎ ）
Ａｂ ｔａ ｔ Ｔ ｅ ｐ ｅ ｅ ｔ ｒ ｓｔ ｔ ｙ ｔ ｅｅ ｅ ｔ ｆ ａ ｇ ｎ ｔ ｅ ｖｂ ａ ｉｎ ｐ ｒｏｍａ ｃ ｆｃ ｍｐ ｓｔ ｍｉ ａ ｅ ．Ｔ ｅ ｕ ｅｏ ｏ ｓｒ ｃ ： ｈ ｒｓ ｎ ｋ ｉ ｓｎ ｆ ｃ ｍａ ｅｏ ｉ ｒｔ ｅｆ ｒ ｎ ｅ ｏ ｏ ｏ ｉ ｌ ｎ ｔ ｓ ｈ ｓ ｃ ｍ－ ｗｏ ｏ ｄ ｈ ｏｄ ｈ ｏ ｅａ ｆ ｏ ｉ ｍａｅ ａｓ ｏ ｈ ｌｃ ｐ ｅ ｌｄ ｓ ｉ ｌ ｍｅ ｔ ｐ ｍｉａ ｏ ｅ ｉｎ ｏ ｂ ａ ｅ ，ｉ ｒ ｖ ｓ ｔ ｅ ａ ｒ ｄ ｎ ｐ ｓｔ ｔ ｒ ｌ ｔ ｅｉｏ ｔｒｂ ａ ｅ ｍｐ ｅ ｎ ｓ ｔｅ ｏ ｔ ｚ ｔ ｎ ｄ ｓｇ ｌｄ ｓ ｍｐ ｏ ｅ ｈ ｅ — ｙ ａ ｉａ ｅ ｏ ｍａ ｃ ｆ ｅ ｉ ｈ ｉ ｉ ｆ ｏ ｍ ｃ ｐ ｒ ｒ ｎ ｅ ｏ ｌ ｆ
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分层损伤导致层合复合材料刚度下降的估算
分层损伤导致层合复合材料刚度下降的估算复合材料是由一种或多种材料组成的材料，具有优异的力学性能，一般用于航空航天、纳米材料、车辆及其他工业产品中。
复合材料由多层层合而成，是许多工程领域中最重要的材料形式。
复合材料的优异性能主要得益于它的特殊结构，但是，损伤可以影响复合材料的性能，特别是影响刚度的变化。
对层合复合材料的损伤影响已被广泛研究。
许多研究表明，当复合材料表面受到损伤、挠曲测试或其他外力应力时，可以看到复合材料的刚度随损伤大小而显著下降。
然而，预测损伤复合材料刚度下降的量级仍然是个挑战。
基于分层的损伤模型，一般可以分为两个步骤来估算复合材料的刚度变化趋势：损伤检测和损伤成因分析。
第一步是检查复合材料的损伤情况，例如，复合材料的表面损伤是否出现开裂或破裂等。
第二步是在损伤发生后，分析损伤成因。
例如，可以检查分层材料的形变和应力分布，以及层间结合区域的分布情况。
损伤对层合复合材料刚度的影响程度可以通过实验测量和数值模拟来估算。
在实验测量中，通常需要测量实验前后的复合材料结构的模态刚度变化，以及损伤的大小和分布，从而推断损伤对复合材料刚度的影响。
在数值模拟中，通常使用有限元模拟对损伤复合材料进行仿真，确定复合材料损伤前后的模态刚度变化趋势。
分层物理模型也可以用于估算复合材料损伤导致刚度下降的情况。
基于这个模型，可以根据复合材料的几何形状、损伤类型和分布情况，利用矩阵技术来估算复合材料损伤导致刚度下降的情况。
最后，当考虑多层材料的损伤时，可以使用多层结构模型来估算复合材料损伤导致刚度下降的情况。
这种模型可以从多个方面模拟出一种多层材料，并根据层间参数、复合材料的几何形状和损伤类型和分布等参数来估算复合材料损伤导致的刚度变化情况。
综上所述，用于估算层合复合材料损伤导致的刚度下降的方法有多种，包括实验测量、数值模拟、分层物理模型和多层结构模型等。
这些方法可以根据复合材料的特性和损伤的特点，合理地估算复合材料因损伤而导致的刚度变化。
复合材料层合板失效分析
复合材料层合板失效分析概述复合材料层合板是一种由两个或多个不同材料的层片通过互相粘结形成的结构材料。
由于其具有良好的强度、刚度和耐腐蚀性能，广泛应用于航空航天、汽车、建筑等领域。
然而，在使用过程中，复合材料层合板可能会发生失效，降低其使用寿命和安全性。
因此，对复合材料层合板的失效进行分析非常重要。
本文将对复合材料层合板的失效进行分析，包括常见的失效模式、失效的原因以及预防措施。
常见的失效模式层间剥离层间剥离是复合材料层合板常见的失效模式之一。
当外部载荷作用在复合材料层合板上时，由于层间粘结强度不足，各层片之间会产生剪切应力，从而导致层间剥离失效。
纤维断裂纤维断裂是指复合材料层合板中纤维失效的情况。
由于复合材料的力学性能主要依赖于纤维的强度和刚度，当外部载荷达到纤维的极限强度时，纤维会发生断裂失效。
矩阵破坏复合材料层合板中的矩阵是纤维的粘结剂，当外部载荷作用在复合材料上时，矩阵可能会发生破坏。
矩阵破坏会导致脆性断裂，并可能引起层间剥离和纤维断裂。
疲劳失效疲劳失效是指复合材料层合板在长期受到交替或重复的载荷作用下，发生裂纹扩展和失效的情况。
疲劳失效通常由于载荷引起的局部变形和材料的应力集中导致。
失效的原因复合材料层合板失效的原因主要包括以下几个方面：设计不合理复合材料层合板的设计不合理是导致失效的重要原因之一。
设计应考虑到载荷的大小、方向和作用方式，合理设计层合板的厚度、层序和层间粘结结构，以确保其承载能力和韧性。
制造质量不合格制造过程中的质量问题也可能导致复合材料层合板失效。
例如，层片之间的粘结强度不足、纤维布局不合理、矩阵中含有缺陷等，都可能导致失效。
外部环境外部环境的异常变化也会导致复合材料层合板的失效。
例如，温度变化、湿度变化、化学腐蚀等都会对复合材料层合板的性能产生影响，进而导致失效。
预防措施为了预防复合材料层合板的失效，可以采取以下预防措施：合理设计合理的设计是预防失效的关键。
应根据复合材料层合板的使用条件和载荷要求，设计出合适的层厚比、层片间的粘结结构，避免出现层间剥离、纤维断裂等失效模式。
含分层损伤复合材料结构现状分析 胡帆帆
含分层损伤复合材料结构现状分析一、工程背景纤维增强复合材料的力学性能具有可设计性，并且与金属材料相比具有比强度高和比刚度高的优点，因此复合材料在各个领域，特别是航空航天领域得到了越来越广泛的应用。
在航空领域中，复合材料结构件在飞机机体结构中所占比例大幅度提高，目前一些先进飞机的复合材料结构件重量已占全机结构重量的25%～65%现代航空发动机为了获得高的推重比，大量采用高强度、轻质的钛合金和复合材料。
早在七十年代，国外一些大的航空发动机制造公司就已经开始把各种先进复合材料应用于燃气涡轮发动机。
F110、F404、M88等发动机都采用了碳纤维增强树脂基复合材料的外涵机匣。
除了应用于静子部件外，碳纤维增强树脂基复合材料还被GE公司应用于GE90发动机的风扇叶片上，该叶片采用全复合材料结构，由石墨纤维环氧预浸带制成。
我国某型涡轮风扇发动机也采用了由碳纤维树脂基复合材料层合板制成的外涵机匣，减重效果明显。
然而，复合材料结构在生产和使用过程中会不可避免地出现各种缺陷或损伤。
由冲击事件、制造过程中的工艺不完善和疲劳载荷等引起的分层损伤是复合材料层合结构主要的损伤形式之一。
这种损伤会引起复合材料层合结构的强度和刚度的降低。
而较低的复合材料层合结构层间性能，在外载荷的作用下可能引发分层的扩展，导致层合结构在远低于设计值时发生结构破坏。
所以研究含分层损伤的层合结构在外载荷作用下的损伤模式及最终的破坏载荷具有重要的意义。
本课题的研究目的就是从工程实际应用出发，针对含初始分层复合材料层合结构，发展一种三维有限元逐渐累积损伤分析技术（包括分析模型与分析方法）。
考虑子板屈曲以及子板之间的接触对层合结构的损伤模式和最终破坏载荷的影响，模拟含分层损伤的层合结构的纤维断裂、基纤剪切、基体开裂和分层四种损伤类型的损伤起始、扩展直至最终破坏的整个过程。
以ANSYS软件为有限元计算平台，应用本论文所发展的模型和方法对含初始分层损伤的某航空发动机复合材料结构件进行损伤及扩展规律分析，从而确定该结构件是否还可以继续安全使用。
复合材料层板损伤后刚度降级理论与试验研究
Ｍ复合材料力学分析与设计程度后，用三点弯曲试验测得的载荷一位移曲线，其中ｎｏｎ—ｄａｍａｇｅ为未受损伤的层板直接做弯曲试验的结果，跨距为１２０ｍｍ，ｄａｍａｇｅ为拉伸试验加载至破坏载荷的８５％后进行弯曲试验的结果（拉伸试验过程中，载荷加至破坏载荷的７０％时，出现噼啪的树脂开裂声），此时试件发生面内剪切破坏。
Ｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎ是拉伸试验加载至层间出现分层后进行弯曲试验的结果。
由图可看出，层间分层损伤引起的弯益刚度下降程度要高于面内剪切破坏的影响。
本文分别对玻璃纤维、碳纤维、芳纶纤维制作的ＮＯＬ环进行了三点弯曲试验，试件跨度分别为２０ｍｍ、４０ｍｍ，结果见图７至图１１。
由图７、图８可看出，玻璃纤维ＮＯＬ环在弯曲试验过程中出现多次刚度降低，每一次降低均由层间分层引起，并且出现分层后，试件能继续承载。
由图９、图１０看出，碳纤维ＮＯＬ环在出现分层后，几乎不能继续承载，刚度很快降为零。
由试验可看出，玻璃纤维增强环氧树脂基复合材料有较强的抵抗损伤的能力，出现损伤后，能够继续承载；图Ｉｌ可看出，芳纶纤维试件刚度是逐渐下降的，而碳纤维增强复合材料抗损伤的能力较差，出现层问损伤后，刚度很快降为零，失去承载能力。
图１３为三点弯曲试件损伤后断口形貌，（ａ）（ｂ）为玻璃纤维试件在不同放大倍数下断面形貌，（ｃ）（ｄ）为碳纤维试件断面。
由图可看出，玻璃纤维试件发生层间分层后，纤维是逐渐断裂，没有踢显的横向的断口；而碳纤维试件在三点弯曲试验中，发生层间分层后，纤维几乎同时断裂，出现一明显的横向断口。
这说明玻璃纤维试件发生损伤后，刚度是逐渐下降的，而碳纤维试件发生损伤后，刚度是突然下降至失去承载能力的。
ａ）（ｂ）《ｃ）（ｄ）图１３损伤后试件断口形貌图在刚度退化准则中，∞由【０／９０］拉伸试验的应力一应变曲线确定，根据实际结构调整铺层厚度比；ｃｔ２由±４５。
层板拉伸试验确定，如选用双线性模量，可用啦，如用分段多线陛模量，可根据曲线设定系数；∞、∞根据∞、啦确定，ａ３－－ｋａｌ，ａ４＝ｋａ２；由于层间剪切模量试验比较复杂，本文删ｇａｓ＝ｋａ４；蕊由±４５０层板拉伸后弯曲试验确定，伪由三点弯曲试验确定。
复合材料层合板面内渐进损伤分析的CDM 模型
1) 国家自然科学基金 (11202098) 和江苏高校优势学科建设工程资助项目.
量的试验校核得出. 近年来， 连续介质损伤力学分析 方法在复合材料渐进损伤失效研究中被越来越多学 者所采用. 该方法包括损伤表征、损伤判定和损伤 演化 3 部分. 损伤用损伤状态变量表征，文献 [1325] 中研究者都采用多个损伤状态变量对应复合材 料的不同损伤模式，通过损伤状态变量的引入建立 了损伤材料与完好材料本构之间的关系. 损伤是否发 生用强度准则判定，最常见的失效准则是 Hashin 准 则， 该准则能区分损伤模式， 且考虑了材料主轴应力 之间的交互作用影响，但无法解释了横向压缩对剪 切破坏的抑制效应 [26] ， 也无法确定真实材料损伤断 [10] 裂面方向 . 损伤出现后其演化规律是研究难点， 目前研究者提出了不少损伤演化模型. Matzenmiller 等 [13] 认为损伤的演化与损伤断裂面上的有效应力 分量有关，提出损伤状态变量的指数型表达公式. Maimi 等 [14-15] 从材料的 Gibbs 自由能密度出发， 理论推导出含面内损伤的复合材料二维损伤本构， 损伤演化法则是热力学参量的函数. Lopes 等 [16] 将 Maimi 的二维模型发展为三维模型，对复合材料层 合板低速冲击损伤进行了有效的数值模拟. Lapczyk 等 [17] 和 Falzon 等 [18-19] 基于应变能释放分析， 分别 提出了材料损伤线性软化模型. 其中，Lapczyk 的线
(8)
式 (13) 中，当 IFF 损伤 dn 0 且 IFF 损伤断裂 角 θ 0 时，M( D) 为非对角矩阵，所以式 (12) 中 Sd 不对称. 为避免有限元计算中柔度矩阵奇异， 作对称 d dT S + S . 化处理，即 Sd = 2 IFF 损伤出现前材料一般都有剪切非线性行 为，引入 Hashin 和 Tsai [29] 提出的剪切非线性表达 式 (式 14)， 将材料柔度矩阵 S0 中纵向剪切模量用其 割线模量形式代替，即有式 (15). IFF 损伤出现后， 纵向剪切模量的退化建立在损伤起始发生前的割线 剪切模量上进行.
复合材料泡沫夹层结构冲击损伤的研究毕业论文.doc
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(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
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。
分层损伤导致层合复合材料刚度下降的估算
分层损伤导致层合复合材料刚度下降的估算随着复合材料在航空航天、船舶和工程等领域的普及，对层合复合材料刚度下降的影响研究变得越来越重要。
一种常见的影响层合复合材料刚度下降的因素是复合材料的分层损伤。
分层损伤是指复合材料的表面层受到外力的作用后，表面层之间的破裂，导致层合复合材料的刚度下降。
同时，它还可能会对复合材料的性能产生负面影响，如改变结构形态、影响力学性能、降低耐久性能等。
为了评估分层损伤对层合复合材料刚度下降的影响，从实验和数值模拟的角度出发，采用破裂力学原理有效地预测表面层的破裂模式。
实验研究表明，分层损伤引起的层合复合材料刚度下降是由复合材料的材料特性，如各层的粘结剂和表面上的缺陷等因素所决定的。
在实验中，首先将层合复合材料放置在测试缝口中，再通过加载负荷来测定复合材料的刚度，以及不同类型的损伤对层合复合材料刚度的影响。
结果表明，与不受损复合材料相比，受到分层损伤的复合材料的抗压强度减弱，耐久性能明显降低，刚度显著下降。
另外，采用数值模拟法预测分层损伤的影响也是有效的。
在数值模拟中，采用有限元法，建立层合复合材料的数值模型。
在不同的损伤层次上，分析各材料的应力分布，有助于更好地理解层合复合材料刚度下降的机理。
综上所述，通过对实验和数值模拟，可以有效地评估分层损伤对层合复合材料刚度下降的影响。
在此基础上，还可以考虑一些有效的
改进措施，如提高层合复合材料的固结强度、改善表面缺陷和实施有效的防护措施等，以期望提高复合材料的刚度和耐久性能。
分层损伤导致层合复合材料刚度下降的估算
分层损伤导致层合复合材料刚度下降的估算
##分层损伤导致层合复合材料刚度下降的估算
1.什么是分层损伤？
分层损伤是指在层合复合材料上由于惯性力导致的复合材料层的损伤现象，可以分为三大类：即夹杂物的分层损伤，流体压力的分层损伤和摩擦力的分层损伤。
在真实的应用环境中，这些损伤类型可以共同发挥作用，导致严重的层合复合材料结构损伤。
2.受分层损伤影响的性能
受分层损伤影响的主要性能包括形变性能、强度性能和刚度性能，其中分层损伤对层合复合材料复合结构刚度性能的影响最为显著。
分层损伤会导致层合复合材料的简单结构（例如矩形梁）在梁的弯矩作用时的刚度性能急剧下降，从而影响材料结构的整体性能。
3.分层损伤导致层合复合材料刚度下降的估算
（1）采用细观理论计算法（GHTA）：GHTA可以用来估计损伤后复合材料结构的不同特征参数，包括分层损伤后简单复合结构的刚度变化量，这种方法可以用来估算损伤后复合材料结构的刚度。
（2）采用结构健康监测方法：对层合复合材料结构的监测过程来检测层合复合材料的损伤，以及损伤后的刚度的变化。
主要是采用测力和测位技术，采用多种数据处理方法来处理测量的受力信息，实现损伤的定量化分析，从而评估复合材料结构的刚度变化情况。
4.结论
分层损伤是导致层合复合材料结构刚度性能下降的主要原因，受到分层损伤影响后，层合复合材料结构的刚度可能出现较大波动。
采用GHTA以及健康监测方法可以有效估算层合复合材料刚度受分层损伤影响后是否下降，以及下降的规模。
复合材料层合板刚度降理论模型研究
复合材料层合板刚度降理论模型研究
卢翔;李顶河;冯振宇;徐建新
【期刊名称】《中国民航大学学报》
【年(卷),期】2008(026)002
【摘要】复合材料在静态和动态载荷作用下的损伤形式是十分复杂的,精确的模型能更深刻地揭示复合材料的损伤机理.以Hahn和Tsai提出的单向损伤模型为基础建立了刚度递降关系,运用上述刚度递降关系给出了一个疲劳寿命算例,计算数据与试验结果较为吻合,相对误差分别为7.72%和8.79%.结果表明:材料在循环加栽作用下的损伤过程大体上可以分为两个阶段;通过保留泰勒级数展开二次项,能准确模拟出材料的"突然死亡"行为.
【总页数】5页(P21-24,37)
【作者】卢翔;李顶河;冯振宇;徐建新
【作者单位】中国民航大学,航空工程学院,天津,300300;中国民航大学,航空工程学院,天津,300300;中国民航大学,航空工程学院,天津,300300;中国民航大学,航空工程学院,天津,300300
【正文语种】中文
【中图分类】TB332
【相关文献】
1.纤维波纹对复合材料层合板刚度影响研究 [J], 吴维清;朱俊;王继辉;舒明杰;欧阳佳斯
2.纤维曲线铺放制备变刚度复合材料层合板的研究进展 [J], 秦永利;祝颖丹;范欣愉;颜春;李晓拓;张笑晴
3.基于刚度降模型的复合材料层合板疲劳寿命估算 [J], 徐建新;王小玲;卢翔
4.基于刚度退化的复合材料层合板疲劳损伤模型的研究进展 [J], 王德;金平;刘鹏;谭浩
5.混杂复合材料层合板弯曲刚度特性影响规律研究 [J], 王亚楠;梅志远;李华东;郑健;陈国涛
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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。