复合材料损伤机理整理_final
复合材料损伤演化机理
复合材料损伤演化机理复合材料损伤演化机理复合材料损伤演化机理是指复合材料在受到外界载荷作用下，其内部产生的损伤随时间的推移而逐渐演化的过程和规律。
复合材料作为一种结构材料，在航空航天、汽车、船舶等领域得到了广泛的应用。
了解复合材料的损伤演化机理，对于预测和评估其在使用过程中的寿命和性能至关重要。
复合材料是由多种不同性质的材料通过某种方式组合而成的。
这些材料之间存在着各种各样的界面和相互作用，从而形成了复杂的内部结构。
在外界载荷的作用下，复合材料内部的应力会集中在一些局部区域，从而导致损伤的产生。
复合材料的损伤可以表现为裂纹、断裂、层间剥离、纤维断裂等形式。
这些损伤的产生与复合材料内部的微观结构有关。
一般来说，复合材料的微观结构是由纤维束和基体组成的。
在外界载荷作用下，纤维束和基体之间的界面会受到剪切、撕裂等力学作用，从而导致损伤的发生。
损伤的发生和演化过程可以分为几个阶段。
首先是损伤的初始化阶段，即在外界载荷作用下，复合材料内部的一些微小缺陷会逐渐扩大形成裂纹。
接下来是损伤的扩展阶段，裂纹会由缺陷区域扩展到整个复合材料的结构中。
最后是损伤的破坏阶段，即裂纹扩展到一定程度导致复合材料的失效。
损伤的演化机理是一个复杂的过程，受到多种因素的影响。
首先是复合材料自身的性质和结构。
不同的复合材料具有不同的力学性能和破坏模式。
其次是外界载荷的大小和方向。
不同大小和方向的载荷作用下，复合材料的损伤演化过程也不尽相同。
此外，温度、湿度等环境因素也会对损伤演化过程产生一定的影响。
为了更好地了解复合材料的损伤演化机理，研究人员通过实验和数值模拟等方法进行深入研究。
他们通过观察和分析复合材料的微观结构和损伤形态，建立了相应的力学模型和数学模型，以预测和评估复合材料的寿命和性能。
总之，复合材料的损伤演化机理是一个复杂而重要的研究领域。
通过深入研究和了解复合材料内部的损伤演化过程，可以为复合材料的设计、制造和使用提供科学的依据，从而提高其性能和寿命。
复合材料渐进损伤退化模型
复合材料渐进损伤退化模型1.引言1.1 概述概述部分要对整篇文章的主题进行简要介绍，以引起读者的兴趣。
在复合材料渐进损伤退化模型这个主题下，我们可以从以下几个方面进行概述。
首先，可以介绍复合材料的重要性和广泛应用的背景。
复合材料是一种由不同组分组合而成的材料，具有轻质、高强度、耐腐蚀等优点，广泛应用于航空航天、汽车、建筑等领域。
然而，随着使用时间的增加，在复材料中逐渐产生的损伤和退化现象成为制约其性能和寿命的重要因素。
其次，可以提及渐进损伤退化模型的重要性。
渐进损伤退化模型是研究复合材料性能退化的重要工具，它可以描述复合材料在长时间使用和复杂环境下的损伤演化过程。
通过建立合理的渐进损伤退化模型，可以预测复合材料的寿命和性能退化趋势，为材料的设计、使用和维护提供依据。
接下来，可以简要介绍本文的结构。
本文将从两个方面进行探讨。
首先，将介绍渐进损伤模型的定义和背景，包括渐进损伤模型的基本原理和发展历史。
其次，将探讨复合材料的退化机制，主要包括载荷作用下的损伤演化以及温度和湿度对复合材料性能的影响。
最后，将对全文进行总结，并展望未来研究的方向。
通过以上概述，读者将对本文的主题和内容有初步了解，为接下来的阅读和理解奠定基础。
1.2文章结构1.2 文章结构本文主要围绕复合材料渐进损伤退化模型展开研究，全文分为三个主要部分，如下所述：第一部分是引言部分，主要包括三个方面的内容。
首先是概述，介绍了复合材料在工程领域中的广泛应用和重要性。
同时，强调了复合材料在使用过程中可能会遭受到的各种损伤，并引出了本文的研究重点。
其次是文章结构，简要说明了本文的整体结构和各个部分的内容安排，让读者能够清晰地了解到本文的组织框架。
最后是目的，明确了本文的研究目标，即建立复合材料的渐进损伤退化模型，为工程实践提供理论指导和技术支持。
第二部分是正文部分，是本文的核心内容。
首先介绍了渐进损伤模型的定义和背景。
在该部分中，会解释何为渐进损伤模型以及其在复合材料领域中的应用意义和研究现状。
复合材料的冲击、损伤容限和吸能-12
利用有限元软件，进行计算的过程
研究结果表面：在冲头上升前损伤面 积最大，并发现层合复合材料的损伤 面积与撞击能有很好的线性关系。
Hopkinson法冲击实验原理
如其核心部分是两段分离的弹性压杆: 输入和输出杆。
子弹以一定的速度撞击输入杆,在其中产生一入射脉冲 i ,
试样在该应力脉冲作用下被高速压缩变形,同时向输出杆传播
一透射波 t 和向输入杆返回一反射波 r 。
根据SHPB 实验 的一维假定和均 匀性假定,利用一 维应力波理论可 得试样的应变率εt (t) 、应变ε( t) 以 及应力σ( t) :
主要可分为如下几种： • 摆锤式冲击试验(包括简支梁型和悬臂梁型) • 落锤式冲击试验 • 弹射式实验装置 • Hopkinson压杆实验装置 • 简支梁型冲击试验是摆锤打击简支梁试样的中央； • 悬臂梁法则是用摆锤打击有缺口的悬臂梁试样的
自由端。
摆锤式实验的特点
摆锤式冲击试验试样破坏所需的能量实际 上无法测定。 试验所测得的除了产生裂缝所需的能量及 使裂缝扩展到整个试样所需的能量以外， 还要加上使材料发生永久变形的能量和把 断裂的试样碎片抛出去的能量。把断裂试 样碎片抛出的能量与材料的韧性完全无关， 但它却占据了所测总能量中的一部分。
需要确定如下物理量；
• 冲击载荷输入历程和大小； • 结构载荷响应历程、大小和分布； • 结构位移响应历程、大小和分布； • 测量的应变率响应特点
Hopkinson Pressure Bar
飞机上的缓冲吸能部件（结构）
各类吸能结构
各类吸能结构
各类吸能结构
各类吸能结构
各种缓冲结构的吸能比较
A 0 : 试样初始截面积 l 0 : 试样初始长度
飞机复合材料损伤及修理技术浅析策略
飞机复合材料损伤及修理技术浅析策略摘要：飞机所用复合材料直接影响飞机自身实际飞行性能，其自身设计性能优良、化学性质稳定、耐腐蚀等优势，普遍用于航空航天领域中。
但复合材料受外界多个因素影响，促使其材料受损，一定程度干扰飞机正常运行，需充分结合复合材料结构自身损伤特征及其裂纹特性，遵循相应的维修基本原则，以此保证飞行安全运行。
本文就飞机复合材料损伤及修理技术展开分析。
关键词：飞机；复合材料；损伤；修理技术复合材料凭借自身多个优势，普遍用于航空航天领域中，成为飞机结构核心材料之一，复合材料损伤破坏机理与金属存在较大的差异性，飞机上应用大量复合材料之后，其自身维护成为现下关注的焦点之一。
复合材料出现脱胶、分层、表面氧化等质量缺陷，对飞机实际飞行产生严重的影响，需定期对复合材料进行综合性检查，严格依照相关规程做好维护，为后续飞机安全飞行提供强有力的保障。
一、复合材料结构损伤特征及其裂纹特性基体作为复合材料核心构成之一，其主要作用在于始终保持纤维处于初期设定部位，并持续性提高外部载荷入驻纤维路径。
基体自身材料自身强度多强于纤维，复合材料结构自身内部纤维定向需充分促使纤维承受较大的载荷，基体材料自身性能对复合材料自身功能存在一定干扰，尤其针对面内压缩、剪切等更为凸显。
金属材料受外部载荷作用下，更为是以塑性形变从而吸收相应的冲击，脆性作为复合材料自身典型特征之一，一般呈现为以下损伤：①表面损伤、裂口，此种类型损伤对结构实际承载力干扰较小，一般可忽略不计，不进行综合性分析。
②因基体出现裂纹和纤维失效出现分层，此类损伤多见于材料内部，处于复合材料面板自身外表面为锯齿状损伤，其又可划分为多种损伤类型。
③贯穿损伤。
针对此种状况损伤区贯穿整个复合材料自身厚度，贯穿损伤一般带有穿孔、损坏等材料，穿孔实际边缘多产生分层、裂纹等[1]。
复合材料结构裂纹增长包含三种类型，即不增长、止裂增长、缓慢增长，不同增长其自身特征及发生基本原理不尽相同，不增长、止裂增长多与止裂损伤尺寸检查间隔密切相关；缓慢增长其一般与金属实际断裂力学具有一定的相似性。
航空复合材料的损伤与维修
航空复合材料的损伤与维修航空复合材料是由不同材料的复合而成，具有轻质、高强度、耐腐蚀和耐疲劳等特点，因此在航空工业中得到了广泛的应用。
航空复合材料在使用过程中可能会受到各种外部因素的影响，从而产生不同程度的损伤。
损伤的及时发现和修复对于保证飞机的飞行安全和延长使用寿命至关重要。
对航空复合材料的损伤与维修进行深入了解和研究是非常有必要的。
航空复合材料的损伤类型主要包括表层损伤、孔洞、压缩损伤、剪切损伤和褶皱等。
表层损伤是最常见的一种损伤类型，通常是由于外部冲击或者磨损造成的。
孔洞则是由于外力穿透复合材料而产生的，比如碰撞或者腐蚀等原因会导致复合材料表面产生孔洞。
压缩损伤和剪切损伤则是由于外部载荷作用在材料表面上引起的，而褶皱损伤则是由于扭曲或者撞击引起的。
这些损伤类型的产生会导致航空复合材料的性能下降，甚至对飞行安全构成威胁，因此需要及时进行修复。
航空复合材料的维修方式多样，常见的维修方法包括表层维修、穿孔维修、压缩维修、剪切维修和褶皱维修等。
表层维修主要是通过填充材料、修补材料或者热固型备用层来修复表面损伤。
穿孔维修则是通过填充材料、镶补材料或者添加支撑来修补孔洞。
压缩维修和剪切维修主要是通过添加支撑或者填充材料来修复压缩损伤和剪切损伤。
而褶皱维修则是通过热固型备用层、填充材料或者挤压来修复褶皱损伤。
这些维修方法需要根据具体损伤类型和损伤程度来选择，以确保修复效果和飞行安全。
航空复合材料的损伤与维修是一个复杂而严谨的过程，需要有专业的知识和技能来进行。
对于损伤的检测和评估，需要利用一系列的无损检测技术和工具来确定损伤的类型与程度。
对于维修材料和工艺的选择，需要根据实际情况来确定最合适的方法和材料，以确保维修效果和材料性能的匹配。
维修过程需要遵循严格的规范和流程，以确保维修效果符合要求，并且飞行安全得到保障。
在航空复合材料的损伤与维修过程中，有一些常见的问题需要引起重视。
是维修材料与基材之间的兼容性问题，选用的维修材料需要与基材具有良好的兼容性，以避免在使用过程中产生新的损伤。
航空复合材料的损伤与维修
航空复合材料的损伤与维修航空复合材料是航空领域中使用非常广泛的一种材料，它因具有高强度、轻质和耐腐蚀等优点而受到航空制造业的青睐。
航空复合材料在使用过程中很容易受到损害，而且一旦受损，其修复也颇具挑战性。
本文将着重讨论航空复合材料的损伤类型、对修复的影响以及常见的修复方法。
一、航空复合材料的损伤类型航空复合材料的损伤种类相对较多，主要包括以下几种：1. 冲击损伤：机身在高速飞行时容易受到外部物体的撞击，如鸟类、冰雹等，导致复合材料表面的凹陷、开裂或穿孔等损伤。
2. 磨损损伤：机身在飞行中所受到的空气动力学和大气环境的影响，可能导致表面磨损和龟裂。
3. 静载荷损伤：长时间使用或超负荷使用导致的损伤，如疲劳裂纹、层板剥离等。
4. 热损伤：高温环境下，复合材料会因受热膨胀、层板变形而产生损伤，如树脂老化、层板分层等。
5. 化学损伤：如受到化学品腐蚀或大气环境中含有腐蚀性物质而导致的化学损伤。
以上几种损伤类型都可能对飞机的安全性和性能造成影响，因此损伤后需要及时进行修复。
航空复合材料的故障修复工作是非常复杂和技术含量较高的工作。
不同类型的损伤会对修复工作产生不同的影响，主要包括以下几个方面：1. 结构强度影响：部分损伤可能导致结构强度的下降，如果严重损伤未得到修复，可能对飞行安全产生严重风险。
2. 性能和寿命影响：损伤修复质量的好坏会直接影响到复合材料的使用性能和寿命。
3. 修复成本和时间：不同类型的损伤修复所需的成本和时间也会有所不同，一些较为严重的损伤修复可能需要更多的成本和时间。
4. 修复复杂度：不同类型的损伤可能需要不同的修复技术和材料，因此修复的复杂度也会有所不同。
在进行复合材料损伤修复时，需要全面考虑到以上因素，选择合适的修复方法和材料。
对于航空复合材料的损伤修复，其修复方法和材料种类繁多，下面为大家介绍一些常见的修复方法：1. 粘接修复：粘接是一种常用的复合材料修复方法，通常使用环氧树脂等粘合剂将损伤部位补复。
航空复合材料的损伤与维修
航空复合材料的损伤与维修航空复合材料是由两种或两种以上的不同材料经过复合成型而形成的材料。
它具有轻重比低、强度高、抗腐蚀性强、疲劳寿命长等优点，因此在航空、航天、航海等领域得到了广泛的应用。
然而，航空复合材料在使用过程中也会出现损伤，例如划痕、冲击、疲劳等，这些损伤如果不及时修复将影响材料的使用性能和寿命。
航空复合材料的损伤种类有很多，主要包括以下几种：1. 划痕：航空复合材料表面会因为划痕而出现损伤。
这种损伤通常在航空器进入和退出机库时发生，或者在操作过程中与工具或设备等硬物接触时发生。
2. 冲击：在航空器着陆或起飞时，航空复合材料可能会因为冲击而发生损伤。
此外，在地面操作时，机械设备也可能会造成航空复合材料的冲击。
3. 疲劳：在航空复合材料承受多次载荷时，可能会产生疲劳现象，导致材料的强度和质量下降。
疲劳损伤通常是由周期性载荷引起的。
4. 裂纹：如果航空复合材料承受的载荷超过材料的极限，就可能会导致裂纹的形成。
这种损伤会在时间的推移中越来越严重，并最终导致材料的破坏。
为了保证航空复合材料的使用性能，在材料出现损伤时需要及时进行维修。
航空复合材料的维修方法包括以下几种：1. 填补法：如果发现航空复合材料表面有小的划痕或凹陷，可以使用填补法进行修复。
填补法是将填料和增强材料混合均匀，然后让混合物固化在受损处。
填补时需要保证填料和增强材料与原材料的性能相近。
2. 补丁法：对于较大的划痕或裂纹，可以使用补丁法进行修复。
补丁法是将增强材料与航空复合材料表面连接处一起修补，以增加航空复合材料的强度。
补丁法需要将受损处周围的区域削减，然后使用增强材料和航空复合材料进行补丁。
3. 粘接法：粘接法可以修复航空复合材料的板面和各种形状的组件，如管道、隔板等。
粘接需要将两个表面完全清洁干净，并使用特殊的胶粘剂使两个表面牢固地结合在一起。
4. 确定不可修复：如果受损面积过大或受损太严重无法使用维修方式进行修复，需要将整个部件进行更换。
复合材料结构的损伤与修理
修理程序通 常采用以下 1 : O步 ( ) 出损 伤部 位.通过 肉眼观察 , 打听声等方法 1找 敲 进行初步判 断 . 找出损伤大致部位 .
常见的分层是两层 或两层 以上 的材料层 片间 的分 离. 通 常是 由于复合 材料 构件受到 冲击 , 敷设 , 钻孔 , 紧固件在 织 物及无纬碳纤 维, 玻璃纤维或凯芙拉纤 维增强体 中安 装 或取 出所致 . 制造过程 中不小心带人 的异物也会 引起复合 材 料 的分层 . ( 脱胶 3) 工程 中常 见的是粘接线脱胶 . 通常 发生在 蜂窝芯与蒙 皮之 间 , 蒙皮与次极结构之 间的粘接地带 . 以及
维普资讯
2 o .. o 47
复合材料结构的损伤与修理
蔡 文海 , 金 延 中
( 空军航 空大学 基础部 , 吉林 长春 10 2 ) 30 2
摘 要: 结合航 空装备 结构的修理 , 简要地介绍 了复合材料结构 常见 的损伤类型 , 修理的基本程序 和主要 方法. 关键词 : 复合材料 ;结构 ;损伤 ;修 理
圈
�
( O 修理 的监 控.主要是 指对修理过 的部 位进 行定 1)
索无松 动 , 套管表 面没有 发现 开裂和 纵 向裂 缝 , 断 检查 拉
部位 5 %在钢索本 体 ,另 一部分断在铜套管端头 口尾 端 0
处.
编结接头 , 可用于生产 中. 故 采用新工艺后 . 产品所用各种 直径 的钢索有 19根 . 9 0 有 3根摆脱 了手工 编结 . 占全机 的 8 %. 5 解脱 了笨重的手工劳动 , 提高 了产 品质 量 , 功效 比手
( 编辑 毕 胜)
34 螺 栓 连接 的 加 强 板 .
作者 简介 : 文 海 ( 96 ) 男, 授 , 蔡 14 一 , 教 主要 从 事航 空机械 和相 关力 学
Abaqus中复合材料的累积损伤与失效
纤维增强材料的累积损伤与失效：Abaqus拥有纤维增强材料的各向异性损伤的建模功能（纤维增强材料的损伤与失效概论，19.3.1节）。
假设未损伤材料为线弹性材料。
因为该材料在损伤的初始阶段没有大量的塑性变形，所以用来预测纤维增强材料的损伤行为。
Hashin标准最开始用来预测损伤的产生，而损伤演化规律基于损伤过程和线性材料软化过程中的能量耗散理论。
另外，Abaqus也提供混凝土损伤模型，动态失效模型和在粘着单元以及连接单元中进行损伤与失效建模的专业功能。
本章节给出了累积损伤与失效的概论和损伤产生与演变规律的概念简介，并且仅限于塑性金属材料和纤维增强材料的损伤模型。
损伤与失效模型的通用框架Abaqus提供材料失效模型的通用建模框架，其中允许同一种的材料应用多种失效机制。
材料失效就是由材料刚度的逐渐减弱而引起的材料承担载荷的能力完全丧失。
刚度逐渐减弱的过程采用损伤力学建模。
为了更好的了解Abaqus中失效建模的功能，考虑简单拉伸测试中的典型金属样品的变形。
如图19.1.1-1中所示，应力应变图显示出明确的划分阶段。
材料变形的初始阶段是线弹性变形（a-b段），之后随着应变的加强，材料进入塑性屈服阶段（b-c段）。
超过c点后，材料的承载能力显著下降直到断裂（c-d段）。
最后阶段的变形仅发生在样品变窄的区域。
C点表明材料损伤的开始，也被称为损伤开始的标准。
超过这一点之后，应力-应变曲线（c-d）由局部变形区域刚度减弱进展决定。
根据损伤力学可知，曲线c-d可以看成曲线c-d‘的衰减，曲线c-d‘是在没有损伤的情况下，材料应该遵循的应力-应变规律曲线。
图19.1.1-1 金属样品典型的轴向应力-应变曲线因此，在Abaqus中失效机制的详细说明里包括四个明显的部分：●材料无损伤阶段的定义（如图19.1.1-1中曲线a-b-c-d‘）●损伤开始的标准（如图19.1.1-1中c点）●损伤发展演变的规律（如图19.1.1-1中曲线c-d）●单元的选择性删除，因为一旦材料的刚度完全减退就会有单元从计算中移除（如图19.1.1-1中的d点）。
复合材料损伤机制与评估方法
复合材料损伤机制与评估方法复合材料由于其优异的性能，在航空航天、汽车、船舶、体育用品等众多领域得到了广泛应用。
然而，与传统材料相比，复合材料的损伤机制更为复杂，这给其安全使用和可靠性评估带来了挑战。
深入理解复合材料的损伤机制，并建立有效的评估方法，对于保障复合材料结构的性能和安全性具有重要意义。
复合材料的损伤机制多种多样，主要包括以下几种类型。
首先是纤维断裂。
纤维作为复合材料中的主要承载组分，其断裂通常是由于过大的拉伸应力导致。
当纤维承受的应力超过其强度极限时，就会发生断裂。
纤维断裂会显著降低复合材料的承载能力。
其次是基体开裂。
基体材料在承受复杂的应力状态时，可能会产生裂纹。
这些裂纹可能沿着纤维与基体的界面扩展，也可能穿过基体本身。
基体开裂会影响应力在复合材料中的传递，进而影响整体性能。
界面脱粘也是常见的损伤形式。
纤维与基体之间的界面是应力传递的关键区域，如果界面结合强度不足，在受力时容易发生脱粘。
界面脱粘会削弱纤维和基体之间的协同作用，导致复合材料性能下降。
分层损伤则通常发生在层合复合材料中。
由于层间结合强度相对较弱，在受到冲击、弯曲等载荷时，容易在层间产生分离。
分层损伤会严重破坏复合材料的整体性和稳定性。
此外，还有疲劳损伤。
长期受到交变载荷作用的复合材料，会逐渐积累损伤，导致性能逐渐下降。
疲劳损伤往往难以通过肉眼直接观察，需要借助专门的检测手段进行评估。
针对复合材料的这些损伤机制，已经发展出了多种评估方法。
无损检测技术是常用的手段之一。
其中，超声检测是应用较为广泛的一种方法。
通过向复合材料中发射超声波，并接收反射波，可以检测出内部的缺陷和损伤，如分层、孔隙、裂纹等。
此外，X 射线检测也能够有效地检测出复合材料中的纤维断裂、基体开裂等损伤。
力学性能测试也是评估复合材料损伤的重要方法。
通过拉伸、压缩、弯曲等试验，可以获得复合材料的强度、模量等力学性能参数。
比较损伤前后的力学性能变化，可以评估损伤的程度和对结构性能的影响。
Msc Nastran新功能_final
Msc Nastran新功能介绍(2013-2018) 12,09,2018目录Msc Nastran新功能介绍(2013-2018)a)MSC NASTRAN——功能最为全面的大型通用结构有限元分析工具概览i.MSC NASTRAN特点与优势b)MSC NASTRAN 2013-2018主要新功能及价值点i.高性能计算性能大幅度持续提升—软件运算效率更高ii.优化功能进一步增强iii.内嵌疲劳功能的引入和完善iv.线性分析领域功能的增强•转子动力学与外部超单元•振动噪声新模块——PEM模块•材料性能与频率关联以及单元物理属性与空间关联v.高级隐式非线性•自动接触定义•与复合材料细观力学分析软件Digimat集成•流固耦合通用接口OpenFsi增强MSC NASTRAN——功能最为全面的大型通用结构有限元分析工具概览MSC NASTRAN——功能最为全面的大型通用结构有限元分析工具概览•线性结构静力学分析•子结构技术（“超单元”：多级超单元，内部及外部超单元）•线性结构动力学分析•动态子结构技术（多级动态超单元，内部及外部动态超单元）•结构振动模态分析（正交模态与固有频率计算，可考虑预应力场与惯性效应的影响）•线性系统复特征值分析•结构动响应分析（瞬态响应与频率响应及随机响应，直接法与模态法）•气动弹性分析（静气弹、颤振、阵风响应）•转子动力学分析（旋转轴系动态稳定性计算）•流体介质声场分析（采用声学流体有限元与无限元，流体介质声场与结构振动耦合）Third line, blue bullet, 12 pt.•结构非线性分析•中低度非线性•高度非线性•隐式非线性(带有与计算流体力学软件的接口:OPENFSI)•显式非线性（结构瞬态响应与瞬态流固耦合）•结构热分析•传热（温度场）分析•热应力分析•热-力耦合分析MSC NASTRAN——功能最为全面的大型通用结构有限元分析工具概览(续）•疲劳耐久性分析•断裂力学指标计算与动态裂纹扩展仿真•疲劳损伤与疲劳寿命计算•多学科优化•全局优化MSC/NASTRAN特点与优势•（线性）结构动力学多场、多学科耦合动力学（结构与气动力耦合、结构振动与流体介质声场耦合）•高级非线性•优化MSC NASTRAN 2013-2018主要新功能Sub-section or section information, if applicable高性能计算性能大幅度持续提升—软件运算效率更高•支持GPU 加速•稀疏矩阵求解器的MSCLDL 和MSCLU 功能增强•SOL 400 并行计算性能增强•新的内存管理策略•SOL 400 增加了一个新的稀疏矩阵直接求解器，利用多核技术提高计算性能•在永久粘接不激活的情况下，新的并行稀疏直接求解器也可用于SOL 101的接触分析•用于频响分析的FastFR方法已扩展到非对称矩阵的计算•使用并行技术，Krylov求解器的性能显著提高•使用ACMS方法的外部超单元计算效率提高•ACMS降低内存需求•流体特征值计算可以自动调用DMP.运算效率的提升优化功能进一步增强•全局优化•更多学科响应的优化（疲劳性能指标）优化功能进一步增强:全局优化算例•由复合材料层合板构成的管状结构•一端固支•通过铺层角度优化实现在满足强度指标约束下的最小重量0.00E+001.00E+002.00E+003.00E+004.00E+005.00E+006.00E+007.00E+008.00E+009.00E+00123456789101112131415160.00E+002.00E-014.00E-016.00E-018.00E-011.00E+001.20E+001.40E+001.60E+001.80E+00123456789101112131415167.991451E+00 3.995725E+00 1.997863E+00 9.989313E-01 4.994657E-01 2.497328E-01 1.248664E-01 4.495990E-02 4.009290E-02 3.541770E-02 3.531193E-02 3.429674E-02 3.337843E-02 1.598130E+007.990652E-013.995326E-013.050874E-012.288156E-011.716117E-011.287088E-011.198899E-011.052093E-011.027582E-011.002245E-019.841858E-029.670414E-02全局优化模型的定义DVPREL1 11 PCOMP 1 14 +DT1+DT1 2 85.DVPREL1 12 PCOMP 1 18 +DT2+DT2 2 -85.DVPREL1 13 PCOMP 1 24 +DT3+DT3 3 60.DVPREL1 14 PCOMP 1 28 +DT4+DT4 3 -60.DVPREL1 15 PCOMP 1 34 +DT5+DT5 3 60.DVPREL1 16 PCOMP 1 38 +DT6+DT6 3 -60.DVPREL1 17 PCOMP 1 44 +DT7+DT7 2 85.DVPREL1 18 PCOMP 1 48 +DT8+DT8 2 -85.$$DVPREL1 100 PCOMP 1 3 +DZ1$+DZ1 1 -0.04$$RESP1, ID, LABEL, RTYPE, PTYPE, REGION, ATTA, ATTB, ATT1, +$+, ATT2, ...DRESP1 10 W WEIGHT $DESOBJ 10 W MINDRESP1 1 FP CFAILUREELEM 5 1 64DRESP1 2 FP CFAILUREELEM 5 2 64DRESP1 3 FP CFAILUREELEM 5 3 64DRESP1 4 FP CFAILUREELEM 5 4 64DRESP1 5 FP CFAILUREELEM 5 5 64DRESP1 6 FP CFAILUREELEM 5 6 64DRESP1 7 FP CFAILUREELEM 5 7 64DRESP1 8 FP CFAILUREELEM 5 8 64$$CONSTR,DCID, RID, LALLOW, UALLOW DCONSTR,20, 1, .001, 0.9DCONSTR,20, 2, .001, 0.9DCONSTR,20, 3, .001, 0.9DCONSTR,20, 4, .001, 0.9DCONSTR,20, 5, .001, 0.9DCONSTR,20, 6, .001, 0.9DCONSTR,20, 7, .001, 0.9DCONSTR,20, 8, .001, 0.9$ID COMPOSITE,TUBE SOL 200……ANALYSIS = STATICS DESOBJ(MIN) = 10DESSUB = 20BEGIN BULK $GRID 1 0 -4. 0.0 0.0……$ DESIGN MODEL $$ESVAR, ID, LABEL, XINIT, XLB, XUB, DELXV DESVAR 1 TPLY 1.0 0.001 10.0DESVAR 2 THETA 1.0 -1.058821.05882DESVAR 3 THETA 1.0 -1.50 1.50$$ DV1 -PLY THICKNESS$VPREL1,ID, TYPE, PID, FID, PMIN, PMAX, C0, , +$+, DVID1, COEF1, DVID2, COEF2, ...DVPREL1 1 PCOMP 1 13 +DV1+DV1 1 0.01DVPREL1 2 PCOMP 1 17 +DV2+DV2 1 0.01DVPREL1 3 PCOMP 1 23 +DV3+DV3 1 0.01DVPREL1 4 PCOMP 1 27 +DV4+DV4 1 0.01DVPREL1 5 PCOMP 1 33 +DV5+DV5 1 0.01DVPREL1 6 PCOMP 1 37 +DV6+DV6 1 0.01DVPREL1 7 PCOMP 1 43 +DV7+DV7 1 0.01DVPREL1 8 PCOMP 1 47 +DV8+DV8 1 0.01$$ DV 2 THETA 85/-85$ DV 3 THETA 60/-60$$VPREL1,ID, TYPE, PID, FID, PMIN, PMAX, C0, , +$+, DVID1, COEF1, DVID2, COEF2, ...内嵌疲劳功能的引入和完善•Msc Nastran疲劳分析功能•新版Nastran新增模块—内置疲劳分析(NEF-Nastran Embbed Fatigue)•集成Msc.Fatigue各项分析功能（包括准静态应力循环疲劳和振动疲劳，全寿命计算与裂纹扩展）•在有限元应力分析的基础上根据输入的载荷谱数据和材料疲劳性能参数（如S-N曲线参数）进行寿命计算•MATFTG卡片用于输入材料疲劳性能参数•FTGLOAD卡片用于定义疲劳载荷•支持RPC 文件，允许多通道试验数据输入•支持sol 200•价值点:•节省计算机硬件资源提升效率•与优化功能集成实现疲劳优化•新增三维转子功能•抓获更精准的几何•同样可以在旋转参考系下执行分析•更有利于系统振动性能评估•轴/转盘/叶片的振动分析•Third line, blue bullet, 12 pt.•新增外部超单元支持多个转子功能•Second line, green bullet, 14pt.•Third line, blue bullet, 12 pt.•增强发动机安装设计有关问题的分析能力•机体-发动机耦合振动•发动机载荷计算•更有利于主机所与发动机供应商之间的协作•更加精确的翼面颤振分析•更加精确的全机配平计算•价值：示例Nastran 气弹手册颤振颤振计算例题ha145e 之结构,添加一转子(翼挂发动机)线性分析领域功能的增强—振动噪声新模块-PEM模块•Nastran振动噪声新模块——PEM模块•始于Nastran2013.1版•支持SOL 111 及SOL 200•具有减振吸声铺层部件专用模型•形式上类似于一个动力学部件超单元•可与主结构网格不协调•支持多种材料•空隙弹性材料•普通粘弹性材料•……•支持结构模型与声场模型耦合线性分析领域功能的增强—材料性能与频率关联以及单元物理属性与空间关联材料性能与频率关联•MSC Nastran2018允许定义材料性能参数随频率变化•新增Case control•MFREQUENCY•Fourth line, grey bullet, 12 pt..•新增Bulk Data•PCOMPFQ•MAT1F•MAT2F•MAT8F•MAT9F•MAT10F•PFASTT•BUSHNM•NMNLFRQ•Bulk Data修改•MAT2•Fourth line, grey bullet, 12 pt..•Fifth line, grey bullet, 12 pt.•Sixth line, grey bullet, 12 pt.•MAT9•Fourth line, grey bullet, 12 pt..•Fifth line, grey bullet, 12 pt.•Sixth line, grey bullet, 12 pt.线性分析领域功能的增强—材料性能与频率关联以及单元物理属性与空间关联材料性能与频率相关应用案例•钢板夹层结构•上下两层材料为钢•中间一层为粘弹性聚合物•弹性模量和阻尼都随频率变化线性分析领域功能的增强—材料性能与频率关联以及单元物理属性与空间关联材料性能与频率相关定义功能的优点•模型定义的方便性提高•直接定义随频率变化的材料参数•MATiF•同时支持SOL111和SOL108•老版本粘弹性材料性能定义方法复杂•不能直接定义随频率变化的材料参数•需要将频变材料参数转换成等效结构阻尼•SDAMP•TABLEDi•仅支持SOL108线性分析领域功能的增强—材料性能与频率关联以及单元物理属性与空间关联单元物理属性与空间关联•MSC Nastran2018允许针对单个单元定义物理属性如复合材料层合板的铺层参数•新增Bulk Data•PDISTB•PDISTBM优点•使复合材料层合板各铺层参数的变化的描述精度达到极致•各单元不同•老版本只能以较小的属性分区来描述参数变化厚度（总厚）分区(4)材料（方向）分区(5)属性分区( 36)线性分析领域功能的增强—材料性能与频率关联以及单元物理属性与空间关联价值点：•NVH分析功能及易用性的增强•复合材料在工程中的应用越来越广泛•复合材料结构分析的有力工具•复合材料结构静力学•大曲率层合板•复合材料结构动力学•各相材料均为应变率敏感材料高级隐式非线性分析领域功能的增强高级非线性功能（始于2010版）简介•高级非线性及多学科分析•材料非线性、几何非线性、接触非线性等高级非线性分析•结构及紧固件细节应力分析•断裂力学指标计算及动态裂纹扩展仿真•复合材料渐进失效分析•基于Marc高级非线性技术的复合材料渐进失效分析•与复合材料细观力学分析软件Digimat集成进行联合仿真计算复材结构失效(始于2013.1版)•多学科序列分析、线性扰动分析、多学科优化•多场耦合分析•热-固耦合•流-固耦合•热-固-流耦合•与多学科耦合相适应的客户化定制开发架构：SCA•通用流固耦合接口OPENFSI•……高级隐式非线性分析领域功能的增强—自动接触定义•通过设置工况控制命令BCONTACT=AUTO(,CTYPE)激活•根据模型数据文件自动定义接触体和潜在的接触对•自动进行接触分析•针对每个接触体输出全局接触变量•同样支持线性求解序列(Sol101103108111等)•用户可输出包含接触体、接触对和接触参数的acg文件用于查看、修改或重新使用价值•对于现今大量复杂的装配体结构模型用户可以高效地完成有限元建模高级隐式非线性分析领域功能的增强—与复合材料细观力学分析软件Digimat集成NastranSol400与Digimat联合仿真计算复材结构失效•在Nastran模型数据文件中采用MATDIGI卡片定义复合材料细观力学模型应用案例:短切纤维增强塑料构件失效分析•Nastran与Digimat接口:Digimat-CAE/MSC Nastran SOL 400•包含Digimat的有关库文件及与Nastran Sol400的数据接口•将Nastran Sol400有关库文件与之连接起来•可使用Digimat内部用于小应变有限元分析的各种材料模型•按步骤定义耦合分析输入数据文件•在Digimat-CAE中定义分析模型•在Digimat-CAE中通过运行分析产生接口文件•在Nastran模型数据文件中定义Digimat材料模型•Nastran Sol400与Digimat-CAE以耦合方式同时运行价值•更精确的失效及渐进失效分析高级隐式非线性分析领域功能的增强—流固耦合通用接口OpenFsi 增强GUINASTRAN 从CFD 网格获取数据并向其传送数据CFDMD Nastran压力/吸力位移/速度耦合网格面定义APISimXOpenFSI 服务(NASTRAN SOL400)•OpenFSI 流固耦合方法•任意CFD 软件可支持OpenFSI •NASTRAN 可加载或卸载CFD 服务•NASTRAN 从OpenFSI 服务获取载荷•将位移/速度传递给CFD 网格热流/ 传热系数Nastran Sol400流固耦合通用接口OpenFsi 简介OpenFSI 流固耦合应用流固耦合通用数据接口(OpenFSI -SOL 400)简介•OpenFSI API 是用于为MSC Nastran 与外部流体动力学数据之间进行耦合仿真(包括静态和瞬态)的数据接口与非CFD 软件的数据源的交互–载荷数据库查询与CFD 软件的联合仿真–流固耦合分析OpenFSI_ex SCA 接口(MSC Nastran 2014新功能)支持以下物理量的数据传递:•节点位移,速度和加速度•包括平动和转动自由度•节点集中载荷包括集中力和集中力矩载荷为用户定义的复杂函数,自变量为:•位移/速度/加速度•坐标值•时间步•通过调用一个程序进行载荷计算•可以读取风洞试验数据对于6自由度高级样条的应用是必要条件高级隐式非线性分析领域功能的增强—流固耦合通用接口OpenFsi 增强流固耦合应用简介Flow Regulator Valve Steady state - Fluid Pressure deforms cross-sectionFlexible Wing Steady state cruise shape; Transient gustCooling Jacket - Head temperature with coolant flow Coolant flowrate controlled by thermostatHydraulic engime mount Flow driven by surface displacementExhaust manifold Fluid temperature, Structure temperature流固耦合应用简介非线性颤振（极限环）时域仿真抖振时域仿真采用CFD-结构有限元（Nastran）耦合的静气弹分析流固耦合计算的关键—载荷插值映射•载荷插值映射通常两类方法•压力场拟合•必须在二维网格或三维网格表面之间进行•需要用户自己确定插值算法并编写程序•Fourth line, grey bullet, 12 pt..•Fifth line, grey bullet, 12 pt.•Nastran样条插值•可以在CFD的三维网格表面与任意类型的结构有限元网格（一维、二维或三维）之间进行•利用Nastran气弹包内部的样条插值程序无需用户自己编写•6自由度高级样条能够带来更高精度的载荷插值结果（始于较新版本的Nastran）•6自由度高级样条载荷插值应用于Nastran与CFD联合仿真需要加强版的OpenFsi接口-OpenFsi_Ex •OpenFsi_Ex(始于Nastran2014版)支持以下物理量的传递:•节点位移, 速度和加速度•\包括平动和转动自由度•节点集中载荷包括集中力和集中力矩。
复合材料结构的损伤与修补问题研究
复合材料结构的损伤与修补问题研究摘要：近几年，复合材料逐渐为人们所熟知，与其相关的研究也变得更加具体和深入。
文章以复合材料为研究对象，先简单地介绍了复合材料结构常见的损伤形式，随后结合实际案例，围绕结构损伤的修补展开了研究，内容涉及修补原则、修补技术等方面，供相关人员参考。
关键词：复合材料结构；结构损伤；损伤修补前言：在耐腐蚀性、可设计性等方面具有突出表现的复合材料，现已在包括航空在内的诸多领域中，得到了广泛应用，所取得效果也十分突出，虽然复合材料出现腐蚀、开裂等情况的几率较低，但是，在实际应用的过程中，受到外界因素影响而导致结构出现损伤的情况始终存在，本文所研究课题的现实意义不言而喻。
1复合材料结构损伤形式在使用过程中，复合材料结构出现损伤的情况无法避免，常见损伤形式包括：其一，外来物冲击、高能量冲击带来的穿透损伤，还有难以通过目视进行检测的低能量冲击带来的损伤；其二，面板和蜂窝芯分层、层压板分层等分层损伤；其三，面板和蜂窝芯脱胶、层压板脱胶、胶接面脱胶等脱胶损伤；其四，以疲劳裂纹为代表的慢性长期损伤；其五，吸潮、渗水损伤。
2复合材料结构损伤修补2.1案例分析修补某复合材料结构损伤的步骤如下：首先，判断损伤处，标明需要切除的位置和坐标；其次，利用金刚石进行掏芯，确定盲孔位置及深度，将计算结果减去0.12mm，获得实际深度，如果相关人员在实践中发现掏盲孔难度较大，则可以视情况对掏芯钻头加以运用，尽快确定盲孔的位置；再次，修补损伤处，将胶膜、挡板和预浸料置于损伤处，参考损坏处特征，调整预浸圈，此次修补所采用补片的纤维方向为-45°，直径为65mm；最后，在室温环境下，通过真空抽取的方式，使修补处成型，完成损伤修补工作[1]。
2.2修补原则复合材料结构修补所遵循原则，可以被归纳为以下五个方面：第一，在修补过程中，预留为后期检查、加工等工作开展提供便利的修补通道；第二，重新设计频繁出现损伤的位置，例如，用可替换、可拆卸零件，对原有零件进行替代；第三，对损伤处修补余量加以考虑，例如，扩孔余量；第四，在条件允许的情况下，可以选择对组合构件加以应用，目的是降低损伤修补的难度；第五，尽量减少修补所需拆卸零件的数量，严格控制安装需要花费的时间，提高修补效率。
复合材料的断裂和韧性
1、使用相同的试验方法（如临界应力强度和柔度测量）表征复 合材料韧性是否可行；
2、断裂力学的基本方程能否修改使其使用于非均质和各向异性 体系；
3、初始裂纹的几何形状、载荷和材料方向在多大程度上控制裂 纹扩展（当它以适当方式发生时）
4、发展能够预测复合材料行为的技术需要哪些理论和实验研究。
精选2021版课件
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在临近断点的纤维上应力将发 生扰动，但不会引起邻近纤维 到断裂程度。
随着载荷的继续增加，其它纤 维将陆续发生断裂。
单丝的破坏不会严重影响整个 复合材料的承载能力。
断裂纤维周围应力扰动
精选2021版课件
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研究导致复合材料失效的纤维随机断裂的模型复合材料
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纤维复合材料精中选裂20纹21增版课长件阶段
裂纹稳态扩展
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复合材料性能测试
裂纹稳态扩展
精选2021版课件
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断裂力学的应用
断裂力学被普遍认为是表征宏观均质和各向同性材料（如金属 和合金）韧性的一个非常有用的理论。然而由于纤维增强复合 材料的内在结构的特殊性（非均质、各向异性等），使得早期 研究者认为断裂力学应用具有局限性，主要表现在：
复合材料损伤研究现状
复合材料损伤研究现状复合材料是一种新型材料，由于其具有比强度、比模量高等优点，使其在众多领域都具有潜在的应用可能性。
然而复合材料是由纤维、基体、界面等组成，其细观构造是一个复杂的多相体系，而且是不均匀和多向异性的，这使其结构内部的损伤与普通材料结构不同，在结构表面可能完全看不出损伤迹象，甚至用X 光和超声分层扫描也探测不到。
现有的各种无损检测方法很难对复合材料结构损伤进行准确的探测与损伤程度评估，更无法对使用中的复合材料结构实现在线实时监测。
将智能传感器敏感网络埋入复合材料内部，并配合适当的现代信号处理技术，构成智能复合材料结构系统，从而实现对复合材料内部状态的在线实时监测，及时发现并确定材料结构内部损伤的位置和程度,监视损伤区域的扩展，从而为材料结构的损伤检测、维修及自我修复提供准确信息，避免因复合材料结构损伤而带来巨大的损失。
由于智能复合材料内部传感网络信号具有高度非线形、大数量、并行等特点，故使用传统的分析方法进行处理往往十分耗时、困难，甚至完全不可能。
而现代模式识别方法(包括人工神经网络)、小波分析技术、时间有限元模型理论以及光时域反射计检测技术等就成为实现实时、在线、智能化处理分布式信号的理想工具。
结构损伤诊断，即对结构进行检测与评估，确定结构是否有损伤存在，进而判别结构损伤的程度和方位，一级结构目前的状况、使用功能和结构损伤的变化趋势等。
结构损伤诊断是近40年来发展起来的一门新学科，是一门适应工程实际需要而形成的交叉学科。
结构损伤诊断概念的提出和发展，机械故障诊断问题开始引起各国政府的重视。
美国国家宇航局（NASA）成立了机械故障预防小组（MFPG），英国成立了机器保健中心（MHMC），这些机构专门从事故障机理、检测、诊断和预报的技术研究，以及可靠性分析及耐久性评价，至此大型旋转机械的状态监测与故障诊断技术开始进入实用化阶段。
20世纪80年代，以微型计算机为核心的现代故障诊断技术得到了迅速发展，涌现出许多商业化得计算机辅助监测和故障诊断系统，如美国SCIENTIFIC公司的PM系统、我国研制的大型旋转机械计算机状态检测与故障诊断系统等。
复合材料 雷击 损伤 缺陷 特点
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含夹芯分层复合材料综框的应力状态及失效机理
第３１卷㊀第５期２０２３年９月现代纺织技术ＡｄｖａｎｃｅｄＴｅｘｔｉｌｅＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙＶｏｌ.３１ꎬＮｏ.５Ｓｅｐ.２０２３ＤＯＩ:１０.１９３９８∕ｊ.ａｔｔ.２０２３０２００９含夹芯分层复合材料综框的应力状态及失效机理邱海飞(西京学院机械工程学院ꎬ西安㊀７１０１２３)㊀㊀摘㊀要:为提升织机开口系统工作效能ꎬ将层压板理论与复合材料综框设计相结合ꎬ以环氧碳纤维预浸布料与蜂窝芯材为制备原料ꎬ通过ＷｏｒｋＢｅｎｃｈ协同仿真环境及其ＡＣＰ模块构建非对称层压板铺层方案ꎬ开发了一种基于夹芯分层的碳纤维复合材料综框仿真模型ꎮ根据开口系统等效力学模型ꎬ对弹簧回综力㊁凸轮提综力及纱线张力进行分析计算ꎬ以此实现碳纤维综框的有限元建模与力学性能仿真(包括静态特性㊁层间正应力㊁破坏形式及失效次序等)ꎮ结果表明:在横梁与边梁连接区域存在较大应力分布ꎬ最大Ｖｏｎ￣Ｍｉｓｅｓ应力约１１３.７ＭＰａꎻ在相同铺层工艺条件下ꎬ上横梁的纤维层间正应力明显大于下横梁ꎻ横向剪切应力对中间蜂窝芯材影响相对较小ꎻ正应力Ｓ１㊁Ｓ２是影响综框疲劳强度的重要因素ꎻ单块层压板纤维层的失效次序为:１∕５∕４∕２∕８∕６∕３∕７ꎬ失效危险区最大逆储备因子约０.７５５ꎬ为复合材料综框的设计创新与技术应用提供了有力借鉴ꎮ关键词:层压板ꎻ综框ꎻ碳纤维ꎻ失效ꎻ有限元ꎻＴｓａｉ￣Ｈｉｌｌ准则中图分类号:ＴＳ１０３.３３ꎻＴＢ３３２㊀㊀㊀文献标志码:Ａ㊀㊀㊀文章编号:１００９￣２６５Ｘ(２０２３)０５￣００１２￣１０收稿日期:２０２３０２１２㊀网络出版日期:２０２３０３２７基金项目:陕西省教育厅专项科研计划资助项目(１５ＪＫ２１７７)ꎻ西京学院高层次人才专项基金资助项目(ＸＪ２０Ｂ０９)ꎻ西京学院横向课题资助项目(２０１９６１０００２００１９１５)作者简介:邱海飞(１９８３ )ꎬ男ꎬ西安人ꎬ副教授ꎬ硕士ꎬ主要从事机械系统动态设计和机电产品数字化方面的研究ꎮ㊀㊀综框是织机开口系统的核心运动部件ꎬ其工作性能对于织物质量㊁生产效率及车间环境等具有重要影响ꎮ理想的综框专用件应具备质量轻㊁强度高㊁抗疲劳性好等特点[１]ꎬ然而随着现代棉纺织设备的快速发展与技术进步ꎬ以往采用较多的铝合金综框已不能适应现代新型高速织机的生产要求ꎮ碳纤维增强复合材料具有十分优异的机械物理性能ꎬ如质量轻㊁比模量和比强度高㊁抗疲劳性强等[２]ꎮ通过将碳纤维复合材料应用于新型综框的设计与制备ꎬ不仅可使相同规格的综框重量减轻约２５％ꎬ而且能大幅降低织造生产中的惯性载荷与振动噪声ꎬ对于织机系统节能降耗㊁减轻磨损等具有重要现实意义ꎬ其性能优势已在以往研究与实践应用中得到印证ꎬ例如ꎬ井口博一等[３]通过实验研究发现ꎬ在相同织机车速下ꎬ碳纤维复合材料综框引发的振动噪声和机件磨损量明显低于钢质综框ꎻＬｅｅ等[４]通过脉冲频率响应实验发现ꎬ相对于铝合金材质综框ꎬ碳纤维复合材料综框在纵向和横向的固有频率分别提高了２７％和４３％ꎮ此外ꎬ一些国际知名厂商也都在积极致力于复合材料综框的探索与研发ꎬ如瑞士Ｇｒｏｂ公司㊁西德施迈恩格兄弟公司(Ｓｃｈｍｅｉｎｇ)㊁美国钢综制造公司(ＳｔｅｅｌＨｅｄｄｌｅ)等ꎬ在这一领域也取得了多项进展和实践性成果ꎮ由于设计理论㊁制备工艺及研发成本等诸多因素影响ꎬ这种基于碳纤维增强的新型复合材料综框还未在行业内实现大规模普及ꎬ从目前技术现状与应用前景来看ꎬ复合材料综框仍具有巨大的发展潜力和探索空间[５]ꎮ综上ꎬ本文以层压板理论及其制备工艺为依据ꎬ设计一种基于碳纤维增强的夹芯结构复合材料综框ꎬ并对其关键力学性能进行仿真研究ꎬ为新型复合材料综框的发展与实践应用提供技术思路ꎮ１㊀预浸料铺层原理层压板是制备复合材料常用的基础单元ꎬ一般由无编织的碳纤维预浸布料铺叠而成ꎬ如图１所示ꎬ碳纤维层压板多以热固性材料为基体黏合剂ꎬ通过将各层预浸布料按照一定顺序铺叠ꎬ就可制成最基本的复合材料层压板[６]ꎮ按照铺层构造可将层压板分为对称铺层和非对称铺层两种ꎮ相对于对称层压板ꎬ非对称层压板具有显著的拉弯㊁弯扭耦合效应ꎬ且各纤维层的铺设方向和厚度均可根据承载条件进行任意设定ꎮ图１㊀基于预浸布料铺层的多向层压板Ｆｉｇ.１㊀Ｍｕｌｔｉ￣ｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｌａｍｉｎａｔｅｂａｓｅｄｏｎｐｒｅｐｒｅｇｆａｂｒｉｃ２㊀层压板面内力层压板在纤维长度方向上弹性模量Ｅｘ大于其横向弹性模量Ｅｙ㊁Ｅｚꎬ但在垂直于纤维的平面内(如ｙｚ面)ꎬ一般可认为其材料力学性能是各向同性的ꎮ层压板在ｚ轴任意位置处的应力σ计算方法如式(１)所示ꎬ由于层压板刚度与其材料特性和纤维铺层方向相关ꎬ所以计算层压板应力时必须以同一ｘ－ｙ轴为参考ꎬ且ｘ－ｙ轴的方向可任意设定ꎮσ＝ Ｄε０＋ｚ Ｄｒ(１)式中: Ｄ为变换至ｘ－ｙ轴的刚度矩阵ꎻε０为中面应变ꎻｚ为ｚ轴坐标ꎻｒ为曲率[７]ꎮ根据层压板结构及其应力分布状态可知ꎬｚ轴方向的应力σ之和必须等于单位宽度上的内力Ｎ[８]ꎮ在此ꎬ可通过中面应变和曲率来表示各层板上的应力之和Ｎꎬ如式(２)所示:Ｎ＝ðＫｉ＝１Ｄε０ʏｚｉ＋１ｚｉｄｚ＋ Ｄｒʏｚｉ＋１ｚｉｚｄｚ()(２)式中:σｉ为第ｉ层板上的应力ꎻｚｉ为层压板中面至第ｉ层板底部的距离ꎮ假设层压板任意一个单层ｋ的厚度为ｄｚꎬ在ｘ－ｙ面的三个应力分量为σｋｘ㊁σｋｙ㊁τｋｘｙꎬ则作用在ｋ单层上的面内力分别为σｋｘｄｚ㊁σｋｙｄｚ㊁τｋｘｙｄｚꎮ通过积分运算可获得厚度为ｈ的层压板面内力Ｎｘ㊁Ｎｙ和Ｎｘｙꎬ如式(３)~(５)所示ꎮＮｘ＝ʏｈ∕２－ｈ∕２σｋｘｄｚ(３)Ｎｙ＝ʏｈ∕２－ｈ∕２σｋｙｄｚ(４)Ｎｘｙ＝ʏｈ∕２－ｈ∕２τｋｘｙｄｚ(５)３㊀仿真模型开发３.１㊀开口承载状态以消极式凸轮开口为应用对象ꎬ在梭口开启与闭合过程中ꎬ综框将承受多种载荷作用ꎬ如凸轮提综力㊁弹簧回综力㊁动态纱线张力㊁机构摩擦力等ꎮ根据开口系统组成及其运动原理ꎬ构建如图２所示等效力学模型[９]ꎬ其中ꎬＭ为综框转化质量ꎬｋｇꎻＫ１为回综弹簧刚度ꎬＮ∕ｍꎻＫ２为纱线刚度ꎬＮ∕ｍꎻＧ为综框转化重量ꎬＮꎻＦ为凸轮提综力ꎬＮꎻＴ为垂直方向纱线张力ꎬＮꎻＸ为综框位移ꎬｍｍꎻＸ０为回综弹簧初伸长ꎬｍｍꎮ图２㊀等效力学模型Ｆｉｇ.２㊀Ｅｑｕｉｖａｌｅｎｔｍｅｃｈａｎｉｃａｌｍｏｄｅｌ３１ 第５期邱海飞:含夹芯分层复合材料综框的应力状态及失效机理为便于开口系统承载分析与计算ꎬ在此忽略机构干摩擦及阻尼力影响ꎬ依据图３建立经简化的综框动力学微分方程ꎬ如式(６)所示ꎬ其中ꎬＸ㊆为综框线性加速度ꎬｍ∕ｓ２ꎮ需要注意的是ꎬ在开口运行过程中ꎬ若综框处于经直线以上ꎬ经纱张力Ｔ取＋ꎻ反之则Ｔ取－ꎮＭＸ㊆＋Ｋ１(Ｘ＋Ｘ０)＝Ｇ＋ＦʃＴ(６)以２８ｔｅｘ中平布纯棉平纹织物当织造对象ꎬ当弹簧初伸长Ｘ０＝８０ｍｍ时ꎬ其理论刚度约为３０８８Ｎ∕ｍꎬ考虑到机构摩擦及可靠性因素ꎬ实际设计时会将弹簧刚度提高３０％ꎬ即Ｋ１ʈ４０１４.４Ｎ∕ｍꎮ已知综框行程Ｘʈ１４５.６ｍｍꎬ则由胡克定律可知ꎬ作用于综框上横梁的单根弹簧回综力Ｆ０ʈ９０６Ｎꎮ假设纱线张力通过片综和穿综杆等效作用于综框上㊁下横梁ꎬ则可按式(７)计算出最大片纱张力(集中力)Ｔｍａｘʈ２３４.１５Ｎꎮ根据纱线实际分布状态ꎬ可沿织物幅宽方向将纱线张力转化为作用于横梁的均布力ꎬ即ｑʈ１２３.２Ｎ∕ｍꎮＴｍａｘ＝１４ˑｄρｆｐ０１０(７)式中:ρｆ为经纱密度ꎬ２５１.５根∕１０ｃｍꎻｄ为综框幅宽ꎬ１９０ｃｍꎻｐ０为单根纱线张力ꎬ２０ｃＮꎮ当综框运动至上㊁下极限位置时ꎬ梭口处于满开状态ꎬ在此条件下ꎬ凸轮提综力Ｆ应大于等于回综力Ｆ０与最大片纱张力Ｔｍａｘ之和ꎬ为抵消摩擦力和系统阻尼影响ꎬ在此将提综力Ｆ增大至１２００Ｎꎮ３.２㊀纤维铺层设计考虑到碳纤维的经济和成本因素ꎬ制备复合材料综框时可将其层压板设计为夹芯或空心结构ꎬ以减少碳纤维原料的使用量ꎬ这样不仅可在很大程度上降低复合材料综框的制造成本ꎬ而且能够更好地实现综框轻量化设计[１０]ꎮ在此ꎬ以ＷｏｒｋＢｅｎｃｈ中的环氧碳纤维预浸布料(ＥｐｏｘｙＣａｒｂｏｎＵＤ２３０ＧＰａＰｒｅｐｒｅｇ)和蜂窝芯材(Ｈｏｎｅｙｃｏｍｂ)为原料ꎬ通过纤维铺层与层压板黏合来制备夹芯结构复合材料综框ꎬ相关材料性能参数见表１ꎮ表１㊀材料性能参数Ｔａｂ.１㊀Ｍａｔｅｒｉａｌｐｒｏｐｅｒｔｙｐａｒａｍｅｔｅｒｓ材料密度∕(ｋｇ ｍ－３)杨氏模量∕ＧＰａＥｘＥｙＥｚ剪切模量∕ＧＰａＧｘｙＧｘｚＧｙｚ泊松比γｘｙγｘｚγｙｚ预浸料布１４９０１２１.０８.６８.６４.７４.７３.１０.２７０.２７０.４０蜂窝芯材８００.００１０.００１０.２５５１ˑ１０－９０.０７００.０３７０.４９００.００１０.００１㊀㊀采用非对称纤维铺层设计方案ꎬ每块层压板由８层碳纤维预浸布料铺叠黏合而成ꎬ其中ꎬ由４层预浸布料构成一个Ｓｔａｃｋｕｐ基本单元ꎬ如图３所示ꎬ每层预浸布料含有单向铺设的纤维束ꎬ铺设方向以纤维与ｙ轴正向夹角为参考ꎬ则单块层压板包括两个Ｓｔａｃｋｕｐ基本单元ꎬ其纤维铺设角度可记为:[０∕４５∕９０∕－４５∕０∕４５∕９０∕－４５]ꎮ由于每层纤维铺设厚度ｔ＝０.２ｍｍꎬ故单块层压板总厚度为１.６ｍｍꎮ图３㊀层压板纤维铺层方案Ｆｉｇ.３㊀Ｆｉｂｅｒｌａｙｉｎｇｓｃｈｅｍｅｏｆａｌａｍｉｎａｔｅ４１ 现代纺织技术第３１卷３.３㊀综框有限元建模根据非对称层压板铺层方案ꎬ利用ＡＣＰ模块开发基于夹芯分层的复合材料横梁仿真模型ꎬ如图４所示ꎬ该复合材料横梁由三层介质组成ꎬ其中间层为蜂窝芯材ꎬ厚度为５.６ｍｍꎻ两侧为碳纤维层ꎬ由两块铺层角度为[０∕４５∕９０∕－４５∕０∕４５∕９０∕－４５]非对称层压板黏合而成ꎬ则外部碳纤维层厚度为３.２ｍｍꎮ考虑到综框实际承载状态ꎬ通过铝合金板材对其横梁结构进行加固ꎬ如图５(ａ)所示ꎬ沿横梁长度方向分别配置两根厚度为３ｍｍ的铝合金板材ꎬ由此进一步提升复合材料综框的抗弯和抗扭变形能力ꎮ综框边梁同样采用铝合金材质ꎮ通过六面体实体单元对综框组件进行结构离散ꎬ各接触面之间采用Ｂｏｎｄｅｄ接触ꎬ如图５(ｂ)所示ꎮ为提高有限元分析结果精度ꎬ划分网格时需对局部特征和接触面等进行再处理ꎬ具体建模数据见表２ꎮ图４㊀夹芯分层结构及纤维分布Ｆｉｇ.４㊀Ｓａｎｄｗｉｃｈｌａｙｅｒｅｄｓｔｒｕｃｔｕｒｅａｎｄｆｉｂｅｒｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ㊀㊀㊀㊀㊀图５㊀碳纤维复合材料综框有限元模型Ｆｉｇ.５㊀Ｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅ表２㊀复合材料综框有限元建模数据Ｔａｂ.２㊀Ｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌｉｎｇｄａｔａｏｆｔｈｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅ零部件单元节点单元大小增长率单元类型铝合金板材７１９５４２２２１２.８０１.２六面体边梁２１９４１１０３４６４２.８２１.２六面体蜂窝芯材１９６２３２０２８８３.２０１.２六面体碳纤维层６２７９３６６６９５０４３.２０１.２六面体４㊀结果分析４.１㊀静力特性根据消极式开口系统构成设置边界条件ꎬ通过定义印记面(Ｉｍｐｒｉｎｔｆａｃｅｓ)将回综力㊁提综力及纱线张力分别加载至综框相应位置ꎬ同时在两侧边梁与导轨接触面上施加固定约束ꎬ在此基础上运行有限元静力学计算ꎬ获得如图６所示综框变形和应力分析结果ꎮ由静力变形图解可知ꎬ在梭口满开状态下ꎬ综框上横梁发生了明显的弯曲变形ꎬ如图６(ａ)所示ꎬ不同于下横梁的变形分布ꎬ上横梁形变量从中间区域逐渐向两侧减小ꎬ最大形变量约０.３５ｍｍꎬ对综框结构刚度影响十分微小ꎮ从应力结果来看ꎬ在横梁与边梁连接区域附近存在较明显应力分布ꎬ如图６(ｂ)所示ꎬ尤其是在提综拉杆与铝合金板材连接安装位置ꎬ最大Ｖｏｎ￣Ｍｉｓｅｓ应力达１１３.７ＭＰａꎬ已知铝合金的拉伸∕压缩屈服强度约２８０ＭＰａꎬ可见复合材料综框具有足够的强度储备ꎬ在当前负载条件下不会产生静力破坏ꎮ４.２㊀夹芯应力夹层结构材料主要用于稳定两侧纤维面板ꎬ以防止各纤维层发生局部屈服ꎬ同时具有隔振㊁降噪㊁阻燃和抗疲劳等优点ꎮ蜂窝芯材不仅质量轻㊁承压能力强ꎬ而且表面平整㊁经济环保ꎬ可有效降低复合５１第５期邱海飞:含夹芯分层复合材料综框的应力状态及失效机理材料综框的设计制备成本ꎮ夹芯层主要承受由两侧纤维层传来的横向剪切应力ꎮ由图６(ａ)可知ꎬ综框静力变形主要表现为横梁的纵向弯曲ꎬ所以作用于中间蜂窝芯材的横向剪切应力相对较小ꎬ如图７所示ꎬ上㊁下横梁的芯材应力分布较为均匀ꎬ且最大应力值分别为４６１.１４Ｐａ和６２２.７２Ｐａꎬ远小于其横向拉压应力极限(５.３１ＭＰａ)和最大剪切应力极限(２.２４ＭＰａ)ꎮ由此可见ꎬ蜂窝芯材具有足够的强度安全ꎬ其应力分布符合夹芯材料的承载特性与使用要求ꎮ㊀㊀㊀㊀㊀㊀图６㊀综框静力学分析结果Ｆｉｇ.６㊀Ｓｔａｔｉｃａｎａｌｙｓｉｓｒｅｓｕｌｔｏｆｈｅａｌｄｆｒａｍｅ㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀图７㊀蜂窝芯材应力分布Ｆｉｇ.７㊀Ｓｔｒｅｓｓｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｏｆｈｏｎｅｙｃｏｍｂｃｏｒｅ４.３㊀层间正应力根据复合材料层压板力学理论ꎬ纤维铺层方向㊁顺序及厚度等均是影响复合材料力学性能的敏感因素[１１]ꎮ利用ＡＣＰ(Ｐｏｓｔ)模块分析求解复合材料横梁应力分布ꎬ提取单块非对称层压板的纤维层间正应力ꎬ如图８㊁图９所示ꎬ可以清楚地看到ꎬ具有相同铺层方向的各纤维层正应力分布基本相似ꎬ如图８(ａ)和图８(ｅ)中的０ʎ纤维层㊁图９(ｃ)和图９(ｇ)中的９０ʎ纤维层ꎬ其应力大小及分布区域都十分接近ꎮ相对于复合材料横梁其它区域ꎬ靠近其两端位置的应力梯度明显较大ꎬ尤其是在与边梁连接处ꎬ有可能因为应力集中而导致疲劳损伤或失效破坏ꎬ符合图６(ｂ)中的静力学分析预期ꎮ此外ꎬ由于上横梁与下横梁承力条件不同ꎬ所以其层间正应力分布状态亦有所区别ꎬ总体来看ꎬ在相同铺层顺序和铺层角度下ꎬ上横梁各纤维层的层间正应力明显大于下横梁ꎬ如图８(ｂ)与图９(ｂ)所示第２纤维层ꎬ在４５ʎ纤维铺设方向下ꎬ两者之间的最大应力差值约为５０ＭＰａꎮ由此可知ꎬ在弹簧回综力与纱线张力作用下ꎬ上横梁各纤维层的应力分布相对更大ꎬ应适当增强其强度设计ꎮ比较图８㊁图９可知ꎬ虽然横梁各纤维层中心区域的应力分布相对较为均匀ꎬ但每一层的中心应力状态却存在较大差异ꎮ在横梁表面纤维层中心区域设定取样点(Ｓａｍｐｌｉｎｇｐｏｉｎｔ)ꎬ并以该点为参考提取横梁厚度方向(Ｚ轴方向)上的正应力分布曲线ꎬ如图１０所示ꎮ６１ 现代纺织技术第３１卷图８㊀上横梁纤维层间正应力Ｆｉｇ.８㊀Ｆｉｂｅｒｉｎｔｅｒｌａｍｉｎａｒｎｏｒｍａｌｓｔｒｅｓｓｏｆｔｈｅｕｐｐｅｒｃｒｏｓｓｂｅａｍ７１ 第５期邱海飞:含夹芯分层复合材料综框的应力状态及失效机理图９㊀下横梁纤维层间正应力Ｆｉｇ.９㊀Ｆｉｂｅｒｉｎｔｅｒｌａｍｉｎａｒｎｏｒｍａｌｓｔｒｅｓｓｏｆｔｈｅｌｏｗｅｒｃｒｏｓｓｂｅａｍ图１０㊀横梁厚度方向正应力分布Ｆｉｇ.１０㊀Ｎｏｒｍａｌｓｔｒｅｓｓａｌｏｎｇｔｈｉｃｋｎｅｓｓｏｆｔｈｅｃｒｏｓｓｂｅａｍ通过分析对比可以发现ꎬ按照夹芯复合材料横梁结构可将正应力划分为３个区域ꎬ其中ꎬ中间层蜂窝芯材上的正应力(Ｓ１㊁Ｓ２㊁Ｓ３)均为０ꎬ而两侧纤维层的正应力Ｓ１㊁Ｓ２相对较大ꎬ且呈现出典型交变应力特征ꎬ说明正应力Ｓ１㊁Ｓ２对于综框疲劳强度具有重要影响ꎻ相比之下ꎬ两侧纤维层的正应力Ｓ３亦为０ꎬ可忽略不计ꎮ４.４㊀失效状态４.４.１㊀蔡￣希尔(Ｔｓａｉ￣Ｈｉｌｌ)准则失效准则是复合材料层压板强度设计的重要基础ꎮ复合材料具有显著各向异性特征ꎬ由于力学机理和制造工艺等复杂多样ꎬ使其可能产生多种失效行为ꎬ因此ꎬ目前尚没有一个通用的失效判定准则ꎮＷｏｒｋｂｅｎｃｈ∕ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＦａｉｌｕｒｅＴｏｏｌ针对复合材料提供了多种失效准则ꎬ如最大应力∕应变准则㊁蔡￣希尔(Ｔｓａｉ￣Ｈｉｌｌ)准则㊁霍夫曼(Ｈｏｆｆｍａｎ)准则㊁蔡￣吴(Ｔｓａｉ￣Ｗｕ)准则等ꎬ其中ꎬＴｓａｉ￣Ｈｉｌｌ强度理论考虑了多种失效模式的相互作用ꎬ如抗拉㊁压缩和剪切等ꎬ并将各向同性屈服条件推广至正交各向异性材料[１２]ꎮ由于蔡￣希尔(Ｔｓａｉ￣Ｈｉｌｌ)准则考虑了基本强度Ｘ㊁Ｙ㊁Ｓ之间的相互作用ꎬ所以理论曲线与试验数据较为吻合ꎬ其数学形式如式(８)所示ꎮσ２１Ｘ２－σ１σ２Ｘ２＋σ２２Ｙ２＋τ２１２Ｓ２＝１(８)式中:σ１㊁σ２㊁σ３为主应力ꎻτ１２为剪切应力ꎻＸ㊁Ｙ㊁Ｓ分别为单向层压板在主轴方向㊁单轴应力状态及纯剪切应力状态下的极限强度ꎮ４.４.２㊀逆储备因子以蔡￣希尔(Ｔｓａｉ￣Ｈｉｌｌ)准则为失效判据ꎬ在静力８１ 现代纺织技术第３１卷学分析基础上评估复合材料综框的失效形式ꎬ如图１１所示ꎮ由图中逆储备因子分布状态可以看到ꎬ在综框的回综与提综承力点区域分布有相对较大的逆储备因子ꎬ如图１１(ａ)所示ꎬ说明这些承力点均是潜在的失效危险区ꎮ尤其是在提综拉杆与下横梁连接点附近(Ｓ区域)ꎬ逆储备因子达到最大(约０ ７５５)ꎬ如图１１(ｂ)所示ꎬ故该区域纤维层存在较大失效风险ꎮ㊀㊀㊀㊀㊀㊀图１１㊀逆储备因子分析图解Ｆｉｇ.１１㊀Ｄｉａｇｒａｍｏｆｔｈｅｉｎｖｅｒｓｅｒｅｓｅｒｖｅｆａｃｔｏｒ４.４.３㊀失效次序复合材料层压板的失效破坏是逐层发生的ꎬ即当某一纤维层达到应力极限发生破坏时ꎬ负载将重新分配至其余各层ꎬ直至最后一层发生破坏[１３]ꎬ因此ꎬ由复合材料制成的综框具有一定后续承载能力ꎮ为更为精确地掌握各层的失效分布区及失效次序ꎬ同样以Ｔｓａｉ￣Ｈｉｌｌ准则为失效判据ꎬ在ＡＣＰ(ｐｏｓｔ)中对构成层压板的各纤维层进行失效分析ꎬ并通过ＡＣＰ(Ｐｏｓｔ)提取各纤维层的失效状态数据ꎬ详见表３ꎮ表３㊀非对称层压板纤维层失效分析数据Ｔａｂ.３㊀Ｆａｉｌｕｒｅａｎａｌｙｓｉｓｄａｔａｏｆｆｉｂｅｒｌａｙｅｒｏｎｔｈｅａｓｙｍｍｅｔｒｉｃｌａｍｉｎａｔｅ铺层顺序第１层第２层第３层第４层第５层第６层第７层第８层纤维角度∕(ʎ)０４５９０－４５０４５９０－４５逆储备因子０.７５５０.３７８０.０８５０.３９２０.５１６０.１５００.０６１０.１６４失效次序１４７３２６８５㊀㊀以０ʎ纤维层失效状态为例ꎬ如图１２所示ꎬ在复材横梁边缘均在局部失效危险区ꎬ其中ꎬ箭头表示碳纤维的分布区域及铺设方向ꎮ进一步分析失效危险区可知ꎬ该区域最大逆储备因子(０.７５５)明显高于其它纤维层ꎬ且与ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＦａｉｌｕｒｅＴｏｏｌ的最大逆储备因子分析结果一致ꎬ说明当复材综框在动态负载作用下达到一定累积损伤时ꎬ０ʎ纤维层将有可能首先发生失效破坏ꎮ通过比较表３中数据发现ꎬ对于铺层顺序为[０∕４５∕９０∕－４５∕０∕４５∕９０∕－４５]的非对称层压板ꎬ各纤维层的逆储备因子分布范围在０.０６１~０.７５５之间ꎬ其值均小于１ꎬ故理论上不会发生失效破坏ꎮ然而实际情况下ꎬ当材料疲劳损伤达到临界状态时必然会出现失效现象ꎬ所以在相同负载条件下ꎬ当层压板第１纤维层(０ʎ)因疲劳损伤而最先发生失效后ꎬ随着载荷的重新传递与分配ꎬ其余各层将按照逆储备因子从大到小依次出现失效ꎬ直至第７纤维层(９０ʎ)最后发生失效破坏ꎬ即碳纤维层的失效次序为:１∕５∕４∕２∕８∕６∕３∕７ꎮ图１２㊀纤维层失效危险区(０ʎ)Ｆｉｇ.１２㊀Ｆａｉｌｕｒｅｈａｚａｒｄｚｏｎｅｏｆｔｈｅｆｉｂｅｒｌａｙｅｒ(０ʎ)９１第５期邱海飞:含夹芯分层复合材料综框的应力状态及失效机理５㊀结㊀语将碳纤维复合材料应用于新型综框的设计制备ꎬ不仅能够大幅提升开口系统的综合工作效能ꎬ而且对于现代高速织机的减振降噪具有重要现实意义ꎮ通过一种含夹芯分层复合材料综框的设计与仿真研究ꎬ发现综框横梁与边梁连接区域存在较大应力分布ꎬ中间芯材所承受横向剪切应力相对较小ꎬ而上横梁各纤维层的层间应力明显大于下横梁ꎮ此外ꎬ在正应力Ｓ１㊁Ｓ２的主要影响下ꎬ通过比较复合材料综框的逆储备因子得知ꎬ各纤维层的失效次序为:１∕５∕４∕２∕８∕６∕３∕７ꎮ明确了综框用复合材料层压板的建模方法与设计思路ꎬ有助于新型复合材料综框的设计研发与力学机理研究ꎮ参考文献:[１]刘书惠.Ｇｒｏｚ￣Ｂｅｃｋｅｒｔ:用于织造工艺的组合式综框[Ｊ].国际纺织导报ꎬ２０１９ꎬ４７(６):１７￣１８.ＬＩＵＳｈｕｈｕｉ.Ｇｒｏｚ￣Ｂｅｃｋｅｒｔ:Ｈｙｂｒｉｄｈｅａｌｄｆｒａｍｅｓｆｏｒｆｕｔｕｒｅ￣ｏｒｉｅｎｔｅｄｗｅａｖｉｎｇ[Ｊ].ＭｅｌｌｉａｎｄＣｈｉｎａꎬ２０１９ꎬ４７(６):１７￣１８.[２]徐铭涛ꎬ嵇宇ꎬ仲越ꎬ等.碳纤维∕环氧树脂基复合材料增韧改性研究进展[Ｊ].纺织学报ꎬ２０２２ꎬ４３(９):２０３￣２１０.ＸＵＭｉｎｇｔａｏꎬＪＩＹｕꎬＺＨＯＮＧＹｕｅꎬｅｔａｌ.Ｒｅｖｉｅｗｏｎｔｏｕｇｈｅｎｉｎｇｍｏｄｉｆｉｃａｔｉｏｎｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ∕ｅｐｏｘｙｒｅｓｉｎｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｅｘｔｉｌｅＲｅｓｅａｒｃｈꎬ２０２２ꎬ４３(９):２０３￣２１０.[３]井口博一ꎬ藤井干也ꎬ松岛春男ꎬ等.层压板材及由其制成的织机综框[Ｐ].ＣＮ１１４１２３６ꎬ１９９７￣０１￣２９.ＨＩＲＯＩＣＨＩＩꎬＫＥＮＹＡＦꎬＨＡＲＵＯＭꎬｅｔａｌ.Ｔｈｅｌａｍｉｎａｔｅａｎｄｔｈｅｌｏｏｍｈｅａｌｄｆｒａｍｅｍａｄｅｏｆｉｔ[Ｐ].ＣＮ１１４１２３６ꎬ１９９７￣０１￣２９.[４]ＬＥＥＤＧꎬＬＥＥＣＳꎬＯＨＪＨꎬｅｔａｌ.Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅｈｅｄｄｌｅｆｒａｍｅｆｏｒｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄｌｏｏｍｓ[Ｊ].ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓꎬ１９９９ꎬ４７(１∕２∕３∕４):５０７￣５１７.[５]ＱＩＵＨＦꎬＨＡＮＢＢꎬＨＵＡＮＧＰＦꎬｅｔａｌ.Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｄｅｓｉｇｎａｎｄｄｙｎａｍｉｃｓｏｐｔｉｍｉｚａｔｉｏｎｆｏｒｈｅａｌｄｆｒａｍｅｍａｄｅｂｙｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＩｎｄｕｓｔｒｉａｌＴｅｘｔｉｌｅｓꎬ２０２２ꎬ５２:１￣２３.[６]张华伟ꎬ邵延汤ꎬ向陈世ꎬ等.碳纤维复合材料层合板低速冲击影响因素[Ｊ].塑性工程学报ꎬ２０２１ꎬ２８(１２):２２２￣２２９.ＺＨＡＮＧＨｕａｗｅｉꎬＳＨＡＯＹａｎｔａｎｇꎬＸＩＡＮＧＣｈｅｎｓｈｉꎬｅｔａｌ.Ｉｎｆｌｕｅｎｃｉｎｇｆａｃｔｏｒｓｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｉｎｌｏｗｓｐｅｅｄｉｍｐａｃｔ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＰｌａｓｔｉｃｉｔｙＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬ２０２１ꎬ２８(１２):２２２￣２２９.[７]ＱＩＵＨＦꎬＷＡＮＧＹＸꎬＷＵＳＬ.Ｔｈｅｓｔｕｄｙｏｎｄｙｎａｍｉｃｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｆｏｒｈｅａｌｄｆｒａｍｅｄｅｓｉｇｎｅｄｂｙｎｅｗｔｙｐｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｏｆｃａｒｂｏｎ￣ｆｉｂｒｅ[Ｊ].ＡｄｖａｎｃｅｄＭａｔｅｒｉａｌｓＲｅｓｅａｒｃｈꎬ２０１３ꎬ８０４:３５３￣３５７[８]谭志勇ꎬ闵昌万ꎬ龙丽平.先进复合材料的结构动力学设计与分析技术探讨[Ｊ].强度与环境ꎬ２０１１ꎬ３８(３):２４￣２８.ＴＡＮＺｈｉｙｏｎｇꎬＭＩＮＣｈａｎｇｗａｎꎬＬＯＮＧＬｉｐｉｎｇ.Ｔｈｅｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆｄｙｎａｍｉｃｓｄｅｓｉｇｎａｎｄａｎａｌｙｓｉｓｆｏｒｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｆａｄｖａｎｃｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌ[Ｊ].Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅ＆ＥｎｖｉｒｏｎｍｅｎｔＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬ２０１１ꎬ３８(３):２４￣２８. [９]邱海飞ꎬ党波.基于弹簧回综的消极式凸轮开口仿真设计[Ｊ].机电工程ꎬ２０２１ꎬ３８(１):１１９￣１２３.ＱＩＵＨａｉｆｅｉꎬＤＡＮＧＢｏ.Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｄｅｓｉｇｎｏｆｎｅｇａｔｉｖｅｃａｍｓｈｅｄｄｉｎｇｂａｓｅｄｏｎｓｐｒｉｎｇｒｅｔｕｒｎ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌ＆ＥｌｅｃｔｒｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬ２０２１ꎬ３８(１):１１９￣１２３. [１０]吴健ꎬ王纬波ꎬ张彤彤ꎬ等.中等应变率下玻璃纤维￣环氧树脂复合材料层合板强度预报[Ｊ].船舶力学ꎬ２０２１ꎬ２５(９):１２２２￣１２３１.ＷＵＪｉａｎꎬＷＡＮＧＷｅｉｂｏꎬＺＨＡＮＧＴｏｎｇｔｏｎｇꎬｅｔａｌ.Ｓｔｒｅｎｇｔｈｐｒｅｄｉｃｔｉｏｎｏｆｇｌａｓｓ￣ｅｐｏｘｙｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓｕｎｄｅｒｉｎｔｅｒｍｅｄｉａｔｅｓｔｒａｉｎｒａｔｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｈｉｐＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０２１ꎬ２５(９):１２２２￣１２３１.[１１]孙琳ꎬ苏顺生ꎬ张仁航ꎬ等.碳纤维复合材料成型工艺的研究进展[Ｊ].材料科学ꎬ２０２２(８):８２９￣８３５ＳＵＮＬｉｎꎬＳＵＳｈｕｎｓｈｅｎｇꎬＺＨＡＮＧＲｅｎｈａｎｇꎬｅｔａｌ.Ｒｅｓｅａｒｃｈｐｒｏｇｒｅｓｓｏｎｔｈｅｍｏｌｄｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌｓ[Ｊ].ＭａｔｅｒｉａｌＳｃｉｅｎｃｅｓꎬ２０２２(８):８２９￣８３５[１２]汪泽幸ꎬ蒋金华ꎬ陈南梁ꎬ等.机织物增强双层柔性复合材料拉伸异向性能及其失效准则[Ｊ].纺织学报ꎬ２０１４ꎬ３５(８):３８￣４３.ＷＡＮＧＺｅｘｉｎｇꎬＪＩＡＮＧＪｉｎｈｕａꎬＣＨＥＮＮａｎｌｉａｎｇꎬｅｔａｌ.Ａｎｉｓｏｔｒｏｐｉｃｂｅｈａｖｉｏｒａｎｄｆａｉｌｕｒｅｃｒｉｔｅｒｉｏｎｏｆｗｏｖｅｎｆａｂｒｉｃｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｄｏｕｂｌｅ￣ｌａｙｅｒｆｌｅｘｉｂｌｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｅｘｔｉｌｅＲｅｓｅａｒｃｈꎬ２０１４ꎬ３５(８):３８￣４３.[１３]刘礼平ꎬ段科好ꎬ徐卓ꎬ等.碳纤维增强树脂基复合材料层合板胶螺混合连接失效机制[Ｊ].复合材料学报ꎬ２０２３ꎬ４０(１):５９０￣６００.ＬＩＵＬｉｐｉｎｇꎬＤＵＡＮＫｅｈａｏꎬＸＵＺｈｕｏꎬｅｔａｌ.Ｆａｉｌｕｒｅｍｅｃｈａｎｉｓｍｏｆｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄｐｏｌｙｍｅｒｂｏｎｄｅｄ￣ｂｏｌｔｅｄｈｙｂｒｉｄｃｏｎｎｅｃｔｉｏｎ[Ｊ].ＡｃｔａＭａｔｅｒｉａｅＣｏｍｐｏｓｉｔａｅＳｉｎｉｃａꎬ２０２３ꎬ４０(１):５９０￣６００.０２ 现代纺织技术第３１卷ＳｔｒｅｓｓｓｔａｔｅａｎｄｆａｉｌｕｒｅｍｅｃｈａｎｉｓｍｏｆｔｈｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅｗｉｔｈｓａｎｄｗｉｃｈｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎＱＩＵＨａｉｆｅｉ(ＳｃｈｏｏｌｏｆＭｅｃｈａｎｉｃａｌＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇꎬＸｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙꎬＸｉ'ａｎ７１０１２３ꎬＣｈｉｎａ)Ａｂｓｔｒａｃｔ:Ｉｎｔｈｅｐｒｏｃｅｓｓｏｆｗｅａｖｉｎｇｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎ ｔｈｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅｉｎｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄｒｅｃｉｐｒｏｃａｔｉｎｇｍｏｔｉｏｎｆｏｒａｌｏｎｇｔｉｍｅｒｅｓｕｌｔｓｉｎｌｏｏｍｖｉｂｒａｔｉｏｎ ｆａｔｉｇｕｅｄａｍａｇｅａｎｄｙａｒｎｔｅｎｓｉｏｎｆｌｕｃｔｕａｔｉｏｎ ｗｈｉｃｈｗｉｌｌｎｏｔｏｎｌｙｒｅｓｔｒｉｃｔｔｈｅｌｏｏｍｓｐｅｅｄａｎｄａｆｆｅｃｔｔｈｅｑｕａｌｉｔｙｏｆｔｈｅｆａｂｒｉｃ ｂｕｔａｌｓｏｅａｓｉｌｙｌｅａｄｔｏｔｈｅｆａｉｌｕｒｅｏｆｔｈｅｓｈｅｄｄｉｎｇｓｙｓｔｅｍａｎｄｓｈｕｔｄｏｗｎｍａｉｎｔｅｎａｎｃｅ.Ｔｈｉｓｉｓｎｏｔｃｏｎｄｕｃｉｖｅｔｏｔｈｅｉｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔｏｆｔｈｅｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙａｎｄｐｒｏｆｉｔｓｏｆｅｎｔｅｒｐｒｉｓｅｓ.Ｉｎｒｅｃｅｎｔｙｅａｒｓ ｗｉｔｈｔｈｅｃｏｎｔｉｎｕｏｕｓｉｍｐｒｏｖｅｍｅｎｔｏｆｔｈｅａｕｔｏｍａｔｉｏｎｌｅｖｅｌｏｆｔｅｘｔｉｌｅｍａｃｈｉｎｅｒｙ ｔｈｅｓｐｅｅｄｏｆｔｈｅｎｅｗｓｈｕｔｔｌｅｌｅｓｓｌｏｏｍｈａｓｒｅａｃｈｅｄ１８００ｒ∕ｍｉｎ ａｎｄｔｈｅｗｅｆｔｐｅｎｅｔｒａｔｉｏｎｒａｔｅｈａｓａｌｓｏｒｅａｃｈｅｄ２０００ｍ∕ｍｉｎ.Ｉｎｔｈｉｓｃａｓｅ ｔｈｅｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌｈｅａｌｄｆｒａｍｅｃａｎｎｏｌｏｎｇｅｒｍｅｅｔｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｍｏｄｅｒｎｌｏｏｍｓ.Ｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｈａｖｅｅｘｃｅｌｌｅｎｔｍｅｃｈａｎｉｃａｌａｎｄｐｈｙｓｉｃａｌｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ.Ａｐｐｌｙｉｎｇｔｈｅｍｔｏｔｈｅｄｅｓｉｇｎａｎｄｐｒｅｐａｒａｔｉｏｎｏｆｎｅｗｈｅａｌｄｆｒａｍｅｓｃａｎｅｆｆｅｃｔｉｖｅｌｙｉｍｐｒｏｖｅｔｈｅｗｏｒｋｉｎｇｅｆｆｉｃｉｅｎｃｙｏｆｔｈｅｓｈｅｄｄｉｎｇｓｙｓｔｅｍ ａｎｄｈａｓｉｍｐｏｒｔａｎｔｐｒａｃｔｉｃａｌｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｃｅｆｏｒｐｒｏｍｏｔｉｎｇｔｈｅｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄａｎｄｈｉｇｈ￣ｐｒｅｃｉｓｉｏｎｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｔｅｘｔｉｌｅｍａｃｈｉｎｅｒｙ.Ｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒ ｔｈｅｎｅｇａｔｉｖｅｃａｍｓｈｅｄｄｉｎｇｗａｓｕｓｅｄｔｏａｓｔｈｅａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｏｂｊｅｃｔ ａｎｄｂｙｃｏｍｂｉｎｉｎｇｔｈｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｔｈｅｏｒｙｗｉｔｈｔｈｅｄｅｓｉｇｎａｎｄｐｒｅｐａｒａｔｉｏｎｏｆｔｈｅｎｅｗｈｅａｌｄｆｒａｍｅ ｔｈｅａｓｙｍｍｅｔｒｉｃａｌｆｉｂｅｒｌａｙｕｐｓｃｈｅｍｅｗａｓｃｏｎｓｔｒｕｃｔｅｄｔｈｒｏｕｇｈＡＮＳＹＳ∕ＷｏｒｋＢｅｎｃｈｓｏｆｔｗａｒｅａｎｄｉｔｓＡＣＰｍｏｄｕｌｅ ａｎｄａｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｃｏｍｐｏｓｉｔｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅｂａｓｅｄｏｎｓａｎｄｗｉｃｈｌａｍｉｎａｔｉｏｎｗａｓｄｅｓｉｇｎｅｄａｎｄｄｅｖｅｌｏｐｅｄ.Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｔｈｅｅｑｕｉｖａｌｅｎｔｍｅｃｈａｎｉｃａｌｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｓｈｅｄｄｉｎｇｓｙｓｔｅｍ ｔｈｅｓｐｒｉｎｇｒｅｔｕｒｎｆｏｒｃｅ ｔｈｅｓｐｒｉｎｇｒｅｔｕｒｎｆｏｒｃｅ ｃａｍｌｉｆｔｉｎｇｆｏｒｃｅａｎｄｙａｒｎｔｅｎｓｉｏｎａｃｔｉｎｇｏｎｔｈｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄａｎｄｃａｌｃｕｌａｔｅｄ.Ｔｈｅｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｏｄｅｌｏｆｔｈｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅｗｉｔｈａｓｙｍｍｅｔｒｉｃｌａｍｉｎａｔｅｗａｓｓｅｔｕｐｗｉｔｈｅｐｏｘｙｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｐｒｅｐｒｅｇａｎｄｈｏｎｅｙｃｏｍｂｃｏｒｅ ａｎｄｔｈｅｒｅｉｎｆｏｒｃｅｍｅｎｔｄｅｓｉｇｎｏｆｃｒｏｓｓｂｅａｍｗａｓｒｅａｌｉｚｅｄｗｉｔｈａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙｐｌａｔｅｓ.Ｏｎｔｈｅｂａｓｉｓｏｆｔｈｅｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｓｔａｔｉｃａｎａｌｙｓｉｓ ｔｈｅｉｎｔｅｒｌａｍｉｎａｒｎｏｒｍａｌｓｔｒｅｓｓｏｆｅａｃｈｆｉｂｅｒｌａｙｅｒｏｆｔｈｅｕｐｐｅｒａｎｄｌｏｗｅｒｃｒｏｓｓｂｅａｍｓｗａｓｃａｌｃｕｌａｔｅｄａｎｄｅｖａｌｕａｔｅｄ.Ｂｅｓｉｄｅｓ ｔｈｅＴｓａｉ￣Ｈｉｌｌｃｒｉｔｅｒｉｏｎｗａｓｕｓｅｄａｓｔｈｅｆａｉｌｕｒｅｃｒｉｔｅｒｉｏｎｔｏａｎａｌｙｚｅａｎｄｐｒｅｄｉｃｔｔｈｅｆａｉｌｕｒｅｈａｚａｒｄｚｏｎｅａｎｄｆａｉｌｕｒｅｓｅｑｕｅｎｃｅｏｆｔｈｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅ.Ｔｈｒｏｕｇｈｔｈｅｓａｎｄｗｉｃｈｌａｍｉｎａｔｅｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｄｅｓｉｇｎ ｗｈｉｌｅｔｈｅｌｉｇｈｔｗｅｉｇｈｔｄｅｓｉｇｎｏｆｔｈｅｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒｈｅａｌｄｆｒａｍｅｗａｓｒｅａｌｉｚｅｄ ｔｈｅｉｎｅｒｔｉａｌｏａｄａｎｄｖｉｂｒａｔｉｏｎｎｏｉｓｅｏｆｔｈｅｌｏｏｍｃｏｕｌｄｂｅｓｕｂｓｔａｎｔｉａｌｌｙｒｅｄｕｃｅｄ ｗｈｉｃｈｉｓｈｅｌｐｆｕｌｔｏｓｏｌｖｅｔｈｅｓｐｅｅｄｍａｔｃｈｉｎｇｐｒｏｂｌｅｍｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌｈｅａｌｄｆｒａｍｅａｎｄｔｈｅｍｏｄｅｒｎｌｏｏｍ.Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｉｎｄｉｃａｔｅｔｈａｔｔｈｅｒｅｉｓａｌａｒｇｅｓｔｒｅｓｓｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｉｎｔｈｅｃｏｎｎｅｃｔｉｏｎａｒｅａｂｅｔｗｅｅｎｔｈｅｃｒｏｓｓｂｅａｍａｎｄｓｉｄｅｂｅａｍ.Ｕｎｄｅｒｔｈｅｓａｍｅｌａｙｉｎｇｐｒｏｃｅｓｓｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ ｔｈｅｆｉｂｅｒｉｎｔｅｒｌａｍｉｎａｒｎｏｒｍａｌｓｔｒｅｓｓｏｆｔｈｅｕｐｐｅｒｃｒｏｓｓｂｅａｍｉｓｓｉｇｎｉｆｉｃａｎｔｌｙｇｒｅａｔｅｒｔｈａｎｔｈａｔｏｆｔｈｅｌｏｗｅｒｃｒｏｓｓｂｅａｍ.ＮｏｒｍａｌｓｔｒｅｓｓＳ１ａｎｄＳ２ａｒｅｉｍｐｏｒｔａｎｔｆａｃｔｏｒｓａｆｆｅｃｔｉｎｇｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｔｈｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅ.Ｂｅｓｉｄｅｓ ｔｈｅｆａｉｌｕｒｅｓｅｑｕｅｎｃｅｏｆｔｈｅｆｉｂｅｒｌａｙｅｒｏｎｓｉｎｇｌｅｌａｍｉｎａｔｅｉｓ １∕５∕４∕２∕８∕６∕３∕７.Ｔｈｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅｃａｎｂｅｔｔｅｒａｄａｐｔｔｏｔｈｅｐｒｏｄｕｃｔｉｏｎｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓｏｆｍｏｄｅｒｎｈｉｇｈ￣ｓｐｅｅｄｌｏｏｍｓ ａｎｄｃａｎｍｅｅｔｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｅｘｐｅｃｔａｔｉｏｎｓｏｆａｄｖａｎｃｅｄｗｅａｖｉｎｇｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙｆｏｒｎｅｗｈｅａｌｄｆｒａｍｅｓ.Ｂｙｖｉｇｏｒｏｕｓｌｙｄｅｖｅｌｏｐｉｎｇ ａｐｐｌｙｉｎｇａｎｄｐｏｐｕｌａｒｉｚｉｎｇｓｕｃｈｈｉｇｈ￣ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅｈｅａｌｄｆｒａｍｅｓ ｔｈｅｗｏｒｋｉｎｇｄｅｆｅｃｔｓｏｆｔｒａｄｉｔｉｏｎａｌｈｅａｌｄｆｒａｍｅｓｃａｎｂｅｆｕｎｄａｍｅｎｔａｌｌｙｉｍｐｒｏｖｅｄ ｗｈｉｃｈｉｓｃｏｎｄｕｃｉｖｅｔｏｔｈｅｔｅｃｈｎｉｃａｌｐｒｏｇｒｅｓｓｏｆｄｏｍｅｓｔｉｃｈｅａｌｄｆｒａｍｅｓ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ｌａｍｉｎａｔｅ ｈｅａｌｄｆｒａｍｅ ｃａｒｂｏｎｆｉｂｅｒ ｆａｉｌｕｒｅ ｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔ Ｔｓａｉ￣Ｈｉｌｌｃｒｉｔｅｒｉｏｎ１２ 第５期邱海飞:含夹芯分层复合材料综框的应力状态及失效机理。
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一、立项依据与研究内容：1.立项依据：1.1 研究意义与目的近几十年以来，随着科学技术的迅速发展，对材料的性能提出了更高的要求。
当前高技术材料一般分为:高技术陶瓷、高技术聚合物和复合材料三种类型。
由于复合材料可以根据工程结构对性能的要求来进行设计，其发展速度和规模在近几年尤为迅猛。
一些先进的复合材料己经在航空、航天、机电、化工、能源、交通运输以及生物、医疗器械等领域中得到了广泛的应用。
可以说复合材料已经深入到了我们生活的方方面面。
在航空领域，由于飞机结构设计和材料性能要求的不断提高，复合材料在飞机上的比例不断增加。
目前，波音B 787代表了当前飞机技术发展的最高水平，其基本特点之一为采用复合材料主结构，其中复合材料的用量为50%（如图1所示）。
[陈绍杰, 复合材料技术与大型飞机. 航空学报, 2008. 29(3): p. 605-610]先进战斗机上复合材料用量基本上在飞机机体结构重量的30%左右，图2为国外新一代军用飞机上复合材料的用量。
在航天方面，复合材料也被广泛用于火箭发动机壳体、航天飞机的构件、卫星构件等。
固体火箭发动机喷管的工作温度高达3000~3500℃，为了提高效率还要在推进剂中掺入固体粒子，发动机喷管的工作环境是高温、复合材料能承受这种工作环境:化学腐蚀、固体粒子高速冲刷，因此固体火箭目前只要碳/碳人造卫星每减轻Ikg，运载火箭可以减轻1000kg，因此用复合材料制造的卫星有很大的优势。
此外，复合材料还被广泛用于化学工业、电气工业、建筑工业、机械工业、体育用品等多个方面。
我国从上世纪七十年代就开始了先进复合材料方面的研究工作，到八十年代时，我国已将复合材料应用技术列入重点发展领域，通过三十多年的发展，我国航空复合材料技术应用水平己有了大幅度的提高。
目前我国军用飞机上复合材料用量已达到6%以上，已基本实现从次承力构件(如垂直安定面、水平尾翼、方向舵、前机身等)到主承力构件(如机翼、直升机旋翼等)的转变[王慧杰等.我国航空复合材料技术发展展望.第九界全国复合材料学术会议论文集，1996:l-6]。
图1 复合材料在波音787上的应用图2 军机上使用复合材料的应用但是，复合材料也存在其本身的不足，一方面，复合材料的损伤机理与一般的金属材料相差甚远，另一方面，复合材料结构在制造和装配过程中不可避免的产生内部缺陷和损伤。
虽然这些局部损伤一般不会立即导致整个结构的破坏，但是它往往对结构的安全构成很大的潜在威胁,若不能即时发现，将导致结构的迅速破坏，从而降低使用寿命甚至结构失效，严重的还会导致突发性的灾难事故。
2001年11月12日，一家美国航空公司的587号航班起飞几分钟后坠毁，机上全部乘客及机组人员全部遇难。
由于这架300-600型空中客车的碳复合材料尾翼和方向舵老化从机身上脱落。
2005年3月6日，961号班机飞行后开始剧烈的晃动，后来迅速下坠。
后查明是由于碳复合材料制成方向舵突然断裂。
由于复合材料具有显著的各向异性的特性，在损伤、失效等方面表现为机理复杂、现象多样、判别困难，特别是低速冲击下，复合材料的损伤微小，潜在危险很大。
复合材料的损伤监测和识别方法是复合材料结构安全运行的基础和前提，也是其性能评估的依据。
目前用于复合材料的传统无损检测方法非常耗时，同时还不具备实时在线大面积监测的功能，且大多数设备复杂，成本高，监测类型单一，对微小损伤还不能很好地检测到。
总体来说，依靠单一的检测手段难以对大型的复合材料结构全面分析以及缺陷的准确定位，这些都迫切需要发展一种精确损伤识别方法和在线整体监测手段，结合工程实践、生产需要、光纤传感、可变形嵌入式电子器件等现有先进的监测方法以及复合材料特性、结构与载荷特性，开展新型复合材料损伤监测和识别方法的研究，这对改进对大型复合材料结构生产的质量控制与管理，提高生产效率和保障人身安全具有重要的理论价值和现实意义。
1.2 国内外研究现状复合材料的损伤机理、疲劳破坏特征更加复杂，近年来针对复合材料层间剥离、裂纹和纤维断裂等问题，许多学者都进行了研究，包括对损伤的动力学建模、以及对复合材料的静、动力学特性分析损伤机理及物理模型的研究现状研究损伤的方法可以分为细观方法和宏观方法（即唯象学方法）。
细观方法是根据材料的微细观成分(如基体、颗粒、空洞等)单独的力学行为以及它们的相互作用来建立宏观的考虑损伤的本构关系，进而给出完整的损伤力学问题提法。
细观模型为损伤变量和损伤演化赋予了真实的几何形象和物理过程，深化了对损伤过程本质的认识。
但这种通常称为“自适应”方法的主要困难是需要经过许多简化假设才能从非均质的微细观材料过渡到宏观的均质材料。
由于损伤机制非常复杂(例如多重尺度，多种机制并存及交互作用等)，人们对于微细观组成成分及其作用的了解还不够充分，细观方法的完备性和实用性还有待于进一步的研究和发展。
宏观的即唯象的方法是以连续介质损伤力学的观点来研究材料的损伤破坏。
它通过引入表征材料内部微细缺陷的损伤内变量，建立合适的损伤模型，在不可逆热力学相连续介质力学的均衡定律基础上导出损伤本构关系，用损伤广义力表征微细观缺陷损伤的作用和影响，建立唯象的损伤演变方程，对材料的损伤进行描述和分析。
这一方法虽然需要细观模型的启发，但并不需要直接从微细观机制导出宏观量之间的理论关系式，而只要求所建守的模型以及由模型导出的推论与实际相符。
由于这种方法是以材料的宏观力学性能测试为基础的，因此更便于工程实际的应用。
[杨光松. 损伤力学与复合材料损伤[M]. 国防工业出版社，北京，1995]复合材料由于材料结构的非均匀性和各向异性以及几何非连续性，它的损伤一破坏机制非常复杂，一般不存在象单一均匀材料那样的单条裂纹的自相似扩展。
复合材料的破坏是损伤的产生、发展过程与结果。
而且，损伤的产生与发展具有局部性、各向异性，并随时间与空间变化。
损伤区包含大量基体微裂纹和宏观裂纹，纤维的弯折和断裂，纤维一基体界面脱胶以及层一层之间的分离等，很难用一种简单的破坏模式表征。
A.S.D、Wang和G.K.Haritor 在《复合材料的损伤力学》(美国ASME1987年专题讨论会)文集序言中指出：“近年来，复合材料损伤用两种力学方法进行研究。
一是连续损伤力学概念，把损伤处理为材料本构关系中的内变量。
……在描述多相材料和一些纤维复合材料的分布微观损伤方面得到应用，另一是应用断裂力学于复合材料损伤，试图模拟真实断裂机制和微裂纹扩展”。
产生复合材料损伤一破坏的因素很多，最重要的至少有三方面：I. 存在于纤维、基体和界面上的微缺陷，通常可分为层内缺陷、层间缺陷和纤维中的缺陷。
II. 复合材料层合板的各单层要根据承载需要设计为不同取向和次序，会直接影响到层间刚度匹配和应力分布，导致不同损伤破坏机制。
III. 载荷状况与分布有很大影响。
即使在简单载荷下，层合板的各单层都在复杂应力作用下，其中面内应力分量可能引发基体裂纹和纤维断裂；面外应力分量可能引发分层断裂。
然而，这两组应力分量并非独立的应力群，它们在损伤发展过程中互相祸合。
不同机制损伤的同时或先后发生以及相互作用，使复合材料层合板损伤一破坏过程显现出非常复杂的现象。
然而，在宏观上，这些损伤可分为三种断裂模式，即层内断裂、层间断裂和横层断裂。
层内断裂与层间断裂，从微观上看，都属于基体破坏或纤维一基体界面分离，是沿纤维方向的断裂。
然而，从宏观上看，前者是单层内的横向裂纹，而后者是层一层界面分层‘横层断裂主要是纤维断裂，它往往控制复合材料层合板的最终破坏[沈为. 复合材料损伤—破坏机制与模型[J].. 力学与实践, 1991,(03)]。
Talreja R.提出了复合材料张量内变量损伤模型[]，该模型建立用于表示损伤的单一实体（单一裂纹）力学影响矢量，该矢量由裂纹面积和特征尺寸决定，并定义损伤变量为损伤实体力学影响矢量与裂纹面上单元外法线的并积在微元体内的平均值。
Helmholtz自由能表示为弹性应变和损伤变量的不变量函数。
Shen W应用连续损伤力学方法[]，针对分布的微观损伤，提出了广义弹脆性损伤模型.模型把复合材料作为各向异性固体弹性材料，取包含各向异性损伤的微小体元.此体元在宏观上是物质点，比宏观结构要小得多，但并非单个微结构.由于应力、应变、温度以及损伤(微缺陷)等，从本质上说，都是非均匀的，因而所取体元要包含足够多的微结构，以考察体元里上述参量的平均行为和响应. 这个模型目前已用于以下方面：1.确定材料损伤与损伤累积;通过受损材料的应变测量确定损伤，而不计及微缺陷的具体几何；2.确定受损材料的弹性与弹性变化；3. 确定材料受损后的真实应力；4. 确损伤能量耗散；5. 确定材料损伤性能；6.模拟计算损伤破坏过程；7. 损伤场及其变化的实验测量。
杨光松[]Wnuk M P提出复合材料裂纹扩展损伤模型，该模型认为对于存在宏观裂纹的复合材料层合板，由于裂纹前沿的应力集中影响，导致该区域内基体开裂、界面脱粘、甚至纤维断裂，如果这些缺陷损伤的累积过程发生在裂纹前沿区，即裂纹前沿存在一损伤区，则当损伤达到其临界值时裂纹扩展。
Curtis P T认为循环载荷将寻致复合材料损伤，如基体开裂、分层、甚至纤维断裂等，而且这些损伤随时间积裂。
因此，可以假设疲劳损伤积累达到某一临界值时复合材科发生破坏[Stinchcomb W W, Bakis C E. Fatigue Behaviour of Composite Laminates. Fatigue of Composite Materials. 1991, Ed. By Reifsnider K L: 105~178]，即复合材料疲劳损伤模型[Curtis P T. The Fatigue Behaviour of Fibrous Composite Materials. J. of Strain Analysis for Engineering Design, 1989, Vol. 21, No.24: 235~244]。
Wnuk M P提出复合材料裂纹扩展损伤模型，该模型认为对于存在宏观裂纹的复合材料层合板，由于复合材料的冲击损伤包括在高速冲击条件下，冲击物嵌入或穿透复合材料导致纤维断裂为主要的损伤形式；在低冲速冲击条件下，，复合材料的表面几乎看不出损伤缺陷，但在材料内部已产生有分层开裂损伤，所产生的主要损伤形式为基体开裂和分层[Abrate S. Impact of Laminated Composites. AMR, 1990,V ol. 44, No. 4: 155~190.]。
复合材料统计损伤模型：杨光松[杨光松. 玻璃纤维束拉伸的声发射特征及统计损伤分析. 强度与环境，1989(2): 45~49.]根据纤维束断裂规律建立统计损伤模型，导出的纤维束外载与位移的本构关系计算值与实验值相当吻合。