复合材料层合板裂纹损伤智能诊断系统的研究

复合材料层合板低速冲击损伤影响因素分析屈天骄;郑锡涛;范献银;郑晓霞【摘要】Damage of composite laminates due to low-velocity impact depends on number of factors. The simulation of composite laminates damage is carried out with ABAQUS software. Several influence factors are analyzed in order to foresee the damage resistance of composite laminates in the early stage with the method which regards damage area as the single-variable parameter. Delamination is one of leading damage forms of laminates. Based on damage mechanics, fracture mechanics and cohesive theory, cohesive unites are constituted in this paper to simulate delamination accurately. The point of inflexion is a central characterization of damage resistance. Based on the experiments and finite element model, damage resistances of different laminates are determined by contrasting diverse inflexion value which can be calculated on impact force-time curves. The rationality of the model has been confirmed by the low-velocity impact test.%运用ABAQUS软件对复合材料层合板低速冲击下的损伤状态进行模拟,采用单一变量法,以损伤面积为表征参数,针对影响低速冲击下复合材料层合板损伤性能的诸多因素进行分析,以便在材料研制的初期预见其损伤阻抗.分层损伤是层合板低速冲击下的主要损伤形式之一,基于损伤力学、断裂力学和黏性理论,建立零厚度的三维界面单元来精确模拟层间分层.拐点是损伤阻抗的主要表征,基于试验研究和有限元模拟,在冲击力-时间曲线上计算出拐点,通过比较不同材料的拐点值,判定不同层合板的损伤阻抗.低速落锤冲击试验验证了此模型的合理性.【期刊名称】《航空材料学报》【年(卷),期】2011(031)006【总页数】6页(P81-86)【关键词】冲击损伤;影响因素;材料体系;冲头;铺层序列【作者】屈天骄;郑锡涛;范献银;郑晓霞【作者单位】西北工业大学航空学院,西安710072;西北工业大学航空学院,西安710072;西北工业大学航空学院,西安710072;沈阳发动机设计研究所,沈阳110015【正文语种】中文【中图分类】TB332低速冲击对复合材料层合板造成的损伤会使结构的力学性能退化，严重威胁飞机机体的安全。

复合材料层合结构的损伤与断裂行为研究复合材料层合结构的损伤与断裂行为研究是一个重要的领域，它对于提高复合材料的使用性能和延长其使用寿命具有重要意义。

本文将从损伤形成机制、损伤评估方法以及断裂行为研究等方面进行介绍。

首先，复合材料层合结构的损伤形成机制是研究的重点之一。

复合材料由纤维增强体和基体组成，其在受力过程中容易出现纤维断裂、界面剥离、基体开裂等损伤形式。

纤维断裂是指纤维在受力过程中发生断裂，通常是由于纤维内部存在的缺陷或者纤维与基体之间的界面粘结强度不足所引起的。

界面剥离是指纤维与基体之间的粘结强度不足，导致纤维与基体之间发生剥离现象。

基体开裂是指基体材料在受力过程中发生开裂，通常是由于基体材料的强度不足或者存在的缺陷所引起的。

其次，损伤评估方法是研究复合材料层合结构的损伤与断裂行为的重要手段。

常用的损伤评估方法包括非破坏性检测方法和破坏性检测方法。

非破坏性检测方法主要包括超声波检测、红外热像检测、电磁波检测等，它们可以通过检测材料内部的损伤情况来评估材料的损伤程度。

破坏性检测方法主要包括拉伸试验、剪切试验、冲击试验等，它们可以通过对材料进行破坏性加载来评估材料的断裂强度和断裂韧性等性能。

最后，断裂行为研究是研究复合材料层合结构的损伤与断裂行为的关键内容之一。

复合材料在受力过程中常常出现断裂现象，断裂行为的研究可以帮助我们了解复合材料的断裂机制和断裂特性。

常用的断裂行为研究方法包括断口形貌观察、断口扫描电镜分析、断裂力学模型建立等。

通过对断口形貌的观察和分析，可以了解复合材料的断裂模式和断裂机制。

通过断裂力学模型的建立，可以预测复合材料的断裂强度和断裂韧性等性能。

总之，复合材料层合结构的损伤与断裂行为研究对于提高复合材料的使用性能和延长其使用寿命具有重要意义。

通过研究损伤形成机制、损伤评估方法以及断裂行为，可以为复合材料的设计和应用提供科学依据，并为复合材料的性能优化和改进提供技术支持。

基于 NDTs的 FRP混凝土复合结构损伤检测综述摘要：FRP复合材料与混凝土之间的脱粘会造成应力传递的损失，从而降低钢筋结构的承载能力。

为了保证FRP混凝土复合结构的可靠性，不仅要改善复合结构的粘结性能，还需要对粘结条件进行提前检测。

NDTs（无损检测技术）具有无损、全面、兼容、实时等特点，可以对这些连接条件进行检测和评价。

目前，用于检测FRP混凝土复合结构损伤的无损检测方法主要为声发射（AE）监测方法、超声波检测方法、光纤传感方法、微波检测方法、红外热像技术和数字图像相关技术（DIC）。

本文将综述NDTs的方法、现有工作和功能。

检测能力包括FRP混凝土复合结构损伤的类型、位置、尺寸和深度或程度。

关键词：FRP；钢筋混凝土结构；NDTs（无损检测技术）1无损检测技术的应用1.1声发射检测技术声发射（AE）监测作为一种接触检测技术，其原理是:FRP混凝土复合结构在受力状态下，一旦发生新的断裂、裂纹、脱粘等破坏，结构将处于另一种应力平衡状态。

在此过程中，结构将通过变形的全部或部分恢复来释放应变能。

这种应变能将以瞬态弹性波的形式从损伤部位传播到结构内部的周围环境。

压电换能器等传感器可以接收弱弹性波，并将其转换为声发射信号。

最后，根据波动理论对损伤部位和损伤程度进行评估。

通常，声发射监测使用直接分析损伤信号，如振幅、声发射信号、声发射信号密度和累积能量，以确定结构的损伤。

这种方法适用于损伤较小的结构。

Ghiassi等人[1]在单搭接剪切粘结试验中研究了含GFRP条砌体的累积声发射能和累积声发射能与命中比。

结合试件最终的破坏模式，他们确定了潜在的脱粘破坏模式，包括内聚脱粘、纯粘接脱粘和内聚/粘接脱粘。

Dietal[2]对B/GFRP筋自密实混凝土进行了直接拉拔试验，他们发现声发射信号强度与粘结应力高度一致。

信号的波动代表了低能量释放的损伤。

此外，研究发现根据接收到的声发射信号的时间和传播速度以及基于声波轨迹数学分析的各种三角测量技术，实现了电子束发射技术中声发射命中的定位，并指出声发射监测定位的损伤取决于结构形式的复杂性和材料的非均匀性引起的信号衰减。

韩捷，男，博士，教授，1957年生，郑州大学振动工程研究所所长, 河南省优秀教师，省管优秀专家，享受国务院政府特殊津贴。

中国振动工程学会理事，全国故障诊断学会副理事长。

长期从事设备故障机理及智能诊断技术的教学、研究和产品开发。

指导研究生30 余名。

主持或参与完成包括国家"八五"重大装备技术攻关、国家重大科技成果工程化、商品化示范项目等在内的国家和省部级项目20 余项。

获得省部级以上科技进步奖12 项，其中主持获得国家科技进步奖一项，河南省科技进步奖10 项，化工部科技进步奖1 项等。

发表学术论文80 余篇，其中EI 收录15篇。

主编出版学术专著3 部。

多年来注重产、学、研相结合，坚持走与企业结合及应用产品开发之路。

累计开发设备状态监测与故障诊断类产品3 大系列10 余种，其应用覆盖包括吉林化学工业公司、武汉钢铁集团、洛阳炼油厂、长城铝业公司等数十家特大企业在内的石油、化工、冶金等领域。

目前主持的项目有十余项，其中包括"863"计划项目、河南省重大科技攻关项目、河南省杰出人才创新基金等重大科技攻关项目10 余项张琳娜，教授，女，1957年生，1989年获工学硕士学位。

长期从事制造业信息化理论及应用技术的研究，主要研究方向有：CAD/CAE/CAM应用技术、网络化精度CAD/CAE/CAT、工序精度CAPP及开发工具技术、面向制造过程的计算机辅助质量管理集成系统（CAQS）及其关键技术、几何精度的数字化设计与计量认证技术研究、产品几何技术规范（GPS）理论及集成应用工具系统开发技术研究、基于GPS的全面质量管理与控制技术、GPS不确定度理论及评价技术研究等等。

围绕主导研究方向，发表学术论文50余篇，已有多篇被EI、ISTP收录；出版著作及工具书5部；取得主要科研成果10项，其中包括国家"八五"重点攻关、"863"子项、省部重大攻关及重大自然科学基金等；获得省部级科技进步奖励多项。

纤维增强复合材料结构的层间和层内损伤分析作者：暂无来源：《智能制造》 2016年第11期本文介绍了一种针对纤维增强复合材料结构的高级损伤分析的解决方案，该方法包含成熟的复合材料结构层间和层内损伤的材料模型和判据，能够针对铺层的损伤失效模式进行分析。

本文首先介绍了复材层间和层内损伤模型，然后通过对一个标准复材曲梁进行虚拟的四点弯曲试验，验证了所应用方法的准确性。

一、引言在复合材料结构分析中最主要的挑战就是需要预测它们的损伤失效行为。

复合材料主要的损伤失效模式包含层间失效和层内失效。

层间失效指相邻层之间的分离，这种现象出现在开孔，厚度过渡区和自由边附近，也较多出现在应力集中状态区域。

为了模拟层间失效模式，需要采用特殊的断裂力学方法及粘接单元方法。

层内失效包含纤维断裂、基体破坏和纤维与基体的脱离三种不同的失效模式，可以用经典的校核准则如：Tsai-HiⅡ，Tsai-Wu 及Puck 等做一些简单分析。

如果需要分析层内失效及裂纹扩展的过程，还需要特殊的非线性损伤模型和判据。

本文首先介绍了经典的层间和层内失效的模型及判据，然后以复合材料曲梁四点弯曲为例，研究层间失效和层内失效的建模和分析方法，并将分析结果与试验结果进行比对。

二、层间失效模型对于层间失效的分析，包含断裂力学分析方法和粘接单元分析方法，相比较而言粘接单元方法既能分析复合材料结构是否会发生分层破坏，而且能模拟整个层间失效和裂纹扩展的过程，因此是一种更加常用的方法。

粘接单元方法是在层与层之间添加粘接单元，定义粘接单元相关的模型属性，并基于文献1 所提到的理论来进行层间失效的分析。

该理论中包含三个损伤变量dⅠ, dⅡ 和dⅢ，分别代表Ⅰ 型、Ⅱ 型和Ⅲ型三种不同的层间失效模式。

层间失效的理论判据如下：在结构加载中，上述的三个损伤变量有相同演化过程，所以通过设置一个损伤变量d 就可以对分层损伤进行模拟。

这个损伤变量d 与损伤广义力Y 相关，分别有三种不同的粘性法则，如图1 所示指数型，三角形型，多项式型）。

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。

图1 飞机发动机防磨带表面故障表面发生划伤、凹坑等故障伤及玻璃纤维的情况下，应确认夹芯结构损伤铺层数不超总数1/10，损伤长比英寸小，宽小于0.25英寸，且距离构件边缘比损伤区倍大。

针对层压复合材料结构，要求损伤铺层层，且损伤长不超3英寸，宽不超0.25伤位置距离边缘、紧固件孔等区域至少保持0.5离。

在结构维修时，需根据损伤铺层增加相同数量的增具体可以采用胶结方法将修补贴片黏贴在结构上，确保结构恢复原本强度或刚度。

贴片可以选择金属材料或复合材料，可以为固化的层合板或为固化的预浸料，需与损伤结构一同固化。

在保护好为损伤区域后，使用图2 蜂窝夹芯水分去除方法如果脱胶故障在透波区，需采用挖补法修理，采用全高度切除法将含缺陷的蜂窝夹芯去除。

在切除夹层面板时，可以与夹芯进行等孔距垂直切除，制作高度为原蜂窝和面板总高的补片，形成突出预浸料结构。

此外，也可以只垂直切除夹芯，层合板通过斜接法或阶梯法局部切除，制作补片高与原本夹芯高相同。

在填充夹芯时，确认与孔保持0.025英寸间隙，方便在周边缠绕泡沫胶带。

清理毛刺和清洁后，将回填夹芯区域密封和抽真空，完成夹芯固定，然后按照修补片方式处理层合板。

图3 蜂窝芯固化封装结语在开展航空器复合材料结构故障维修工作时，首先应通过做好前期检查确认结构损伤程度，确保针对不同故障采取恰当的维修方案。

发生表面损伤、结构分层等故障，在损伤较轻的情况下，可以通过涂覆树脂、注胶等方式修补，损伤较重但未超限可以通过补片法修复。

发生夹芯脱胶故障，根据故障区域采取注胶或挖补方式修补。

针对结构穿透故障，未超工艺标准可通过更换芯体修补，否则，需更换新的零部件。

通过合理运用复合材料结构故障维修技术，保证结构修复效果良好，才能为航空器正常运行保驾护航。

参考文献：。

复合材料层合板的疲劳寿命预测及试验研究复合材料层合板是一种新型材料，具有高强度、高刚度、高韧性和轻质等优点。

在航空航天、汽车、船舶、电子、建筑等领域得到广泛应用。

然而，随着使用寿命的延长，复合材料层合板会出现疲劳损伤，从而降低其力学性能。

疲劳寿命是衡量复合材料层合板耐久性能的重要指标，因此，如何准确预测复合材料层合板的疲劳寿命成为了当前研究的热点问题。

一、复合材料层合板的疲劳损伤机理复合材料层合板的疲劳损伤主要有三种形式：疲劳裂纹、层间剥离和纤维失效。

疲劳裂纹是指由于反复的载荷作用产生的疲劳应力，使材料中的裂纹逐渐扩展，从而导致断裂。

层间剥离是指复合材料层合板中各层之间的粘结剪切层界面发生分离，最终导致层间脱粘。

纤维失效是指纤维断裂或拉断，导致复合材料层合板的强度和刚度下降。

二、复合材料层合板疲劳寿命预测方法为了准确预测复合材料层合板的疲劳寿命，需要对其力学性能进行测试和分析，确定其材料参数和疲劳性能。

一般采用有限元方法进行疲劳寿命预测，即将复合材料层合板的结构分解成有限数量的小单元，再利用计算机模拟每个小单元的力学性能，然后将这些小单元组合起来，得出整个结构体系的力学性能及其变化规律，从而得出疲劳寿命。

三、复合材料层合板疲劳寿命试验研究复合材料层合板疲劳试验是验证疲劳寿命预测结果的重要手段。

疲劳试验主要通过模拟实际使用条件，采用交变载荷或者脉冲载荷进行，测量材料的疲劳性能，并记录试验过程中的变形、裂纹扩展和层间剥离等信息。

通过试验可以得到复合材料层合板受不同载荷和振幅下的疲劳寿命，为研究和改善其力学性能提供参考。

四、复合材料层合板疲劳寿命预测和试验研究的应用复合材料层合板作为航空航天、汽车、船舶、电子、建筑等领域中的主要结构材料，其使用寿命和安全性是极为关键的。

通过复合材料层合板疲劳寿命预测和试验研究，可以为其设计和制造提供科学依据，为改善其力学性能提供技术支持和保障。

结语随着科技的不断推进，复合材料层合板在各个领域的应用越来越广泛。