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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。通过上述研究为复合材料结构设计提供一定的理论依据，为复合材料在航空领域的应用提供重要的技术支持。二、 国内外技术研究现状对于含初始分层损伤的复合材料层合板，分层的边缘存在应力集中的现象，另外发生分层的各子板在外载荷作用下还可能发生屈曲，发生屈曲的子板与基板之间还可能发生接触或者分离。在外载荷作用下初始分层还有可能发生扩展，并且还会伴有其它破坏模式的发生，导致子板的刚度发生变化，刚度的变化反过来又会对分层子板的屈曲形式进行影响，这进一步将损伤的发展复杂化。损伤的存在对复合材料的机械特性会产生影响，进而影响到复合材料的强度。因此准确地预测损伤模式及确定该种损伤对结构的响应和破坏模式的影响对于准确地确定复合材料层合结构的强度以及复合材料结构的应用是非常重要的。（一）非逐渐累积损伤方法研究及试验研究现状预测复合材料层合板的强度的方法可以分为二维模型分析方法与三维模型分析方法，早期的研究一般采用二维模型的分析方法，近年来人们发展了三维模型的分析方法，并且有的研究人员考虑了各种非线性因素，例如层合板的屈曲特性以及层合板子板发生屈曲时子板之间的相互接触对损伤模式的影响。X. W. Xu基于经典层合板理论对含椭圆型孔的层合板进行研究，用混合势能方法分析了孔的尺寸、间距和数目等对强度的影响。孔边高应力区域很小，很容易受到孔边界损伤的影响。Zafer K 等通过对含多个分层的层合板在压缩载荷作用下的分析得出如下结论：层合板子板的屈曲及后屈曲引起分层扩展，同时分层扩展又会影响子板的后屈曲，它们之间的这种相互作用将使层合板的剩余压缩强度大幅度下降。程小全等通过对无缝纫层合板低能冲击后的压缩破坏行为进行观察发现：子板失稳及其扩展对板的压缩破坏起着非常重要的作用，即如果不考虑子层板屈曲的作用，直接用开孔或软化夹杂模型等效冲击损伤都不太合适。这可能是因为子板的局部屈曲使层合板从原来的平面受力状态变为三维受力状态；而且随着局部屈曲的扩展，层合板的非对称性更明显。另外，屈曲扩展时界面能量的释放与层合板产生的横向扰动对层合板的破坏有较大的作用。因此在分析低能冲击后层合板的压缩破坏时，不考虑局部屈曲的作用是不全面的。矫桂琼等对含内埋圆形分层的T300/QY8911碳纤维增强双马来酰亚胺复合材料层合板进行了压缩试验研究。试件尺寸为150mm×100mm，共26层。研究发现随着分层直径的增大，子板屈曲强度和层合板的压缩破坏强度不断下降。直径小于10mm的分层缺陷对层合板的压缩破坏强度影响不大。当分层缺陷离层合板表面很近时（分层位于3-4层之间）子板局部屈曲应力只有破坏应力的30％左右，但层合板的压缩强度下降不大。位于四分之一层合板厚度附近的的分层缺陷使层合板压缩强度下降最大。G.J.Shor