含椭圆分层缝合复合材料层板的剩余压缩强度-工程问题的力学建模与数值仿真专业论文.docxVIP

Nanjing University of Aeronautics and Astronautics The Graduate School College of Aerospace Engineering The residual compressive strength of stitched composite laminates with an ellipse delamination A Thesis in Engineering Mechanics by Sun Hao Advised by Prof. Xu Xiwu Submitted in Partial Fulfillment of the Requirements for the Degree of Master of Engineering Desember, 2011 承诺书 本人声明所呈交的硕士学位论文是本人在导师指导下 进行的研究工作及取得的研究成果。除了文中特别加以标注 和致谢的地方外，论文中不包含其他人已经发表或撰写过的 研究成果，也不包含为获得南京航空航天大学或其他教育机 构的学位或证书而使用过的材料。 本人授权南京航空航天大学可以将学位论文的全部或 部分内容编入有关数据库进行检索，可以采用影印、缩印或 扫描等复制手段保存、汇编学位论文。 (必威体育官网网址的学位论文在解密后适用本承诺书) 作者签名： 日 期： 南京航空航天大学硕士学位论文 南京航空航天大学硕士学位论文 含椭圆分层缝合复合材料层板的剩余压缩强度 含椭圆分层缝合复合材料层板的剩余压缩强度 I I PAGE PAGE IV 摘 要 复合材料具有比强度、比刚度高的特点，在现代航空领域的应用越来越多。复合材料结 构的失效形式包括纤维断裂、基体破坏和层间分层。层间分层在制造和使用过程中经常发生， 严重影响了复合材料结构的剩余压缩强度。含分层损伤复合材料结构在承受压缩载荷时发生 子层局部屈曲是造成结构破坏的主要原因。子层屈曲后由于分层前缘应力集中，会发生二次 失稳即分层扩展，对于结构的剩余强度也有很大影响。缝合复合材料可以改善传统复合材料 结构层间性能。实验表明，缝合复合材料层板冲击造成的分层损伤明显小于传统层板，缝线 具有抑制分层损伤的能力。 本文基于渐进损伤方法，研究了含椭圆形分层缝合复合材料层板在压缩载荷下的剩余强 度问题。采用 ABAQUS 软件建立了三维有限元模型，以杆单元模拟缝线的桥联作用，通过界 面元模拟层间分层。首先通过求解特征值方程得到了子层屈曲模态，讨论了缝合前后分层面 积和分层深度对屈曲载荷的影响。然后将屈曲模态作为初始缺陷引入非线性分析，考虑了刚 度折减、子层屈曲和分层扩展对剩余强度的影响。通过引入 Hashin 准则、二次应力准则和 最大应力准则模拟了纤维、基体、层间和缝线的失效问题。最后讨论了有关参数对椭圆分层 缝合层板剩余压缩强度的影响。计算结果表明本文方法准确可行，所预测的含分层损伤缝合 层板剩余压缩强度与实验结果吻合。缝合能提高含分层损伤层板的子层屈曲载荷，抑制分层 扩展,并增加层板的剩余压缩强度。 关键词：复合材料，层板，缝合，剩余压缩强度，渐进损伤 本文工作在机械结构力学及控制国家重点实验室完成。 ABSTRACT With high specific strength and high specific stiffness, carbon fiber/resin composites h ave become one of the most important structures used in modern aviation. Fiber breakage, matrix damage and delamination are common failure modes of composites. Delamination often occurs as a consequence of the imperfections in the production process, or because of the external factors during the usage. Local-buckling is the main reason of structure fai lure for composites with delamination. Because the traditional composites have low interla minar toughness, delamination propagation often happen