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分层缺陷对复合材料结构疲劳寿命影响研究复合材料通常由多层纤维增强树脂基体构成，因此分层缺陷（例如层间裂纹、分层、气泡等）会对其疲劳寿命产生显著的影响。
以下是一些研究表明的影响：
1. 层间裂纹：当复合材料在疲劳载荷下进行循环加载时，由于纤维层间应力不均匀分布，可能会导致层间裂纹的出现。
这些裂纹会扩展并导致复合材料失效。
研究表明，当存在层间裂纹时，复合材料的疲劳寿命会明显降低。
2. 分层：由于制造过程中的不当操作或长期使用过程中的损伤，复合材料可能会发生分层现象。
分层会使得复合材料中的纤维失去其完整性，从而导致复合材料失效。
研究表明，存在分层缺陷时，复合材料的疲劳寿命会降低。
3. 气泡：在制造过程中，复合材料中可能会包含气泡。
这些气泡可能会在疲劳载荷下发生变形并扩展，导致复合材料失效。
研究表明，当存在气泡时，复合材料的疲劳寿命会明显降低。
综上所述，分层缺陷会对复合材料的疲劳寿命产生显著影响。
因此，制造过程中应该尽可能地减少这些缺陷的发生，同时在使用过程中也要注意监测和维护。
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飞机铝蜂窝复合材料的典型缺陷检测摘要：蜂窝夹层结构复合材料在使用方面具有很好的性能，其具有比较好的强度，同时，抗冲击性能很好，在使用方面能够进行很好的设计，本文为有效检出飞机铝蜂窝复合材料的缺陷位置及缺陷大小,评估缺陷损伤程度,运用激光错位散斑检测方法对有无缺陷及缺陷位置进行了检测,并采用声阻检测方法对缺陷大小进行了评估.关键词:复合材料缺陷;激光错位散斑检测;声阻检测一、铝蜂窝夹层结构铝蜂窝芯材只要利用铝箔来实现不同方式的胶接，然后通过拉伸形成不同规格的蜂窝，芯材的性能和铝箔的厚度以及孔格的大小有直接关系，铝蜂窝芯材能够和不同蒙皮材料进行复合，这样就形成了铝蜂窝夹层结构复合材料。
铝蜂窝夹层结构复合材料具有加高的力学性能，而且，在制造成本方面比较低。
但是，铝蜂窝夹层结构复合材料在一些特定的环境中比较容易受到腐蚀，在受到冲击以后，铝蜂窝芯材会出现永久变形的情况，会导致蜂窝芯材和蒙皮发生分离的问题，导致材料的性能降低。
一些研究人员对胶接工艺对铝蜂窝夹层结构复合材料的影响进行了研究，主要从胶接剂的筛选、表面处理方法和固化工艺方面进行了论述，使用流动性比较好的胶膜，在表面处理方面采用磷酸阳极化处理方式，同时，在夹层结构方面通过对剪切强度进行对比，能够实现最佳的固化工艺。
铝蜂窝夹层结构在粘结成型方面大面积批量生产面临着非常大的问题，在固化过程中，可以对铝蜂窝夹层结构复合材料进行真空袋加压，这样铝蜂窝夹层结构复合材料的性能更好。
对铝蜂窝芯在压缩荷载作用下的荷载位移曲线特征进行研究，同时对在静态下的压缩荷载作用下的铝蜂窝变形特征进行掌握，可以从三个方向对铝蜂窝进行准静态压缩，由于材料的不同，会导致蜂窝芯出现不断的致密化，可以将不同方向的荷载位移曲线分为弹性区域、平缓区域和加速加强区域。
在轴向压缩过程中，试样在荷载最大值位置会出现失稳的情况，在失稳情况下，位移曲线会出现一些小的峰，这个过程铝蜂窝芯出现了逐步折叠失稳的情况。
复合材料成型缺陷分析与控制在现代工业领域中，复合材料因其优异的性能，如高强度、高刚度、良好的耐腐蚀性等，被广泛应用于航空航天、汽车、船舶、体育器材等众多领域。
然而，复合材料的成型过程并非一帆风顺，常常会出现各种缺陷，这些缺陷不仅影响产品的外观质量，更可能严重削弱其性能和可靠性，甚至导致产品报废。
因此，对复合材料成型缺陷进行深入分析，并采取有效的控制措施，具有至关重要的意义。
一、复合材料成型缺陷的类型及成因（一）孔隙孔隙是复合材料成型中最常见的缺陷之一。
它表现为材料内部存在的微小空洞，其成因较为复杂。
树脂浸润纤维不充分、固化过程中产生的挥发物无法及时排出、成型压力不足等都可能导致孔隙的产生。
孔隙的存在会降低材料的强度和刚度，影响其耐疲劳性能和耐腐蚀性。
（二）分层分层指的是复合材料层间的分离现象。
通常是由于层间结合力不足、成型过程中的冲击或振动、树脂固化不均匀等原因引起的。
分层会显著降低复合材料的层间强度，使其承载能力大幅下降。
（三）纤维弯曲和断裂在成型过程中，纤维可能会发生弯曲和断裂。
这可能是由于纤维在铺放过程中受到不当的张力或压力，或者在模具中流动的树脂对纤维产生了剪切作用。
纤维的弯曲和断裂会直接影响复合材料的力学性能，使其强度和刚度达不到设计要求。
（四）树脂富脂和贫脂区树脂分布不均匀会导致富脂区和贫脂区的出现。
富脂区树脂含量过高，会增加材料的重量和成本，同时降低其强度；贫脂区则由于树脂不足，无法充分浸润和保护纤维，影响复合材料的性能和耐久性。
（五）表面缺陷表面缺陷包括表面粗糙、凹坑、鼓包等。
这可能是由于模具表面不光滑、脱模剂使用不当、树脂固化收缩不均等原因造成的。
表面缺陷不仅影响产品的外观质量，还可能成为应力集中点，降低材料的使用寿命。
二、复合材料成型缺陷的影响（一）力学性能下降孔隙、分层、纤维弯曲和断裂等缺陷都会导致复合材料的力学性能，如强度、刚度、韧性等下降。
这使得复合材料在使用过程中无法承受预期的载荷，增加了失效的风险。
复合材料的分层缺陷引言目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。
在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。
由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。
有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的50%以上[1]。
分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。
在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。
因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。
1.1分层产生的原因Pagano 和Schoeppner [2] 根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。
第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。
在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。
以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。
由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一[3，4] 。
在层合板的制备过程中，由于手工铺设质量具有分散性，极易形成富树脂区，进而引发树脂固化时铺层间的收缩程度差异，使层间具有较低的力学特性，极易形成分层[5，6] 。
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。
复合材料的分层缺陷引言目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。
在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。
由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。
有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的50%以上[1]。
分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。
在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。
因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。
1.1分层产生的原因Pagano 和Schoeppner [2] 根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。
第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。
在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。
以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。
由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一[3，4] 。
在层合板的制备过程中，由于手工铺设质量具有分散性，极易形成富树脂区，进而引发树脂固化时铺层间的收缩程度差异，使层间具有较低的力学特性，极易形成分层[5，6] 。
复合材料的分层缺陷引言目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。
在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。
由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。
有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的50%以上[1]。
分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。
在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。
因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。
1.1分层产生的原因Pagano 和Schoeppner [2] 根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。
第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。
在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。
以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。
由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一[3，4] 。
在层合板的制备过程中，由于手工铺设质量具有分散性，极易形成富树脂区，进而引发树脂固化时铺层间的收缩程度差异，使层间具有较低的力学特性，极易形成分层[5，6] 。
在服役过程中，低速冲击所产生的横向集中力是层合板结构形成分层的重要原因之一。
冲击引发的临近铺层间的内部损伤、层合板制造过程中工具的掉落、复合材料部件的组装及维修以及军用飞机及结构的弹道冲击等均会引发层间分层。
1.2 分层的种类Bolotin [5，6] 将分层分为内部分层（Internal delaminations）和浅表分层（Near-surface delaminations）两类。
其中，内部分层源自层合板的内部铺层，由于树脂裂纹和铺层界面间相互作用而形成，它的存在会降低结构件的承载能力。
特别是在压缩载荷作用下，层合板的弯曲行为受到严重影响（如图1）。
虽然分层将层合板分为两个部分，但是由于两个子层板变形间的相互作用，层合板呈现相似的偏转状态，发生整体屈曲。
图1 内部分层及对结构稳定性的影响浅表分层产生于层合板接近表面的浅层位置，呈现出比内部分层更为复杂的分层行为。
分层区域的变形受到厚子板的影响相对更小，浅表处的分层部分并不一定受较厚的子板的牵制而变形，因此对于浅表分层，不仅需要考虑浅表分层的扩展，还需要考虑分层子板的局部稳定性。
根据载荷形式及分层状态可将浅表分层分为如图2所示的种类。
图2 浅表分层的种类在分层产生后，内部分层和浅表分层在静承载和疲劳载荷作用下可能发生分层扩展，层合板的强度和稳定性明显下降。
确定分层缺陷的形式对复合材料结构的完整性是十分层重要的。
1.3分层的微观结构在微观尺度下，层间裂纹扩展后将在裂纹前缘形成损伤区域。
根据树脂的韧性和应力水平（I 型，II 型，III 型和混合型，如图3 所示），损伤区域的尺寸和形状呈现不同的状态。
剪切载荷下裂纹尖端应力场的衰减较缓慢，因此II型和III 型裂纹尖端的损伤区域比I 型区域广。
此外，受树脂基体的影响，脆性与韧性树脂基体的损伤状态具有明显的区别。
在脆性树脂体系下，I 型裂纹尖端的损伤区域会发生微裂纹的合并和生长以及纤维—树脂间的脱胶现象，上述现象都会诱发裂纹前进，其中，脱胶行为的发生常伴随着纤维桥接和纤维断裂现象的发生。
而对于剪切模式的II 型和III型分层，裂纹前缘处的微裂纹发生合并的现象，并与铺层角度呈45°方向扩展，直至到达富树脂区域。
界面处微裂纹的合并在纤维间的树脂区域呈现锯齿状，如图4所示。
而对于韧性材料体系，裂纹前缘的塑性变形推进裂纹扩展，呈现出韧性断裂并伴随层间脱层现象的发生[7]。
图3 I 型、II 型和III型裂纹拓展模式图4 层间II 型分层的扩展模式：（a）裂纹尖端处微裂纹的形成；（b）微裂纹的生长及张开；（c）微裂纹的合并及剪切尖端的形成2 准静态下分层行为预测方法分层力学由前苏联的固体物理学家Obreimoff (1894-1981)最先着手研究，1930 年，他在题名“The Splitting Strength of Mica”[8]的论文中详细讨论了层间断裂韧性并研究了在剪切力作用下云母试样的分层现象。
时至今日，分层的力学问题在吸引重多科研工作者兴趣的同时，已取得了突出的成果，分层行为的预测方法发展成为强度理论方法、断裂力学方法和损伤力学方法等三类。
2.1 强度理论方法强度理论方法是研究分层问题的传统方法，是以结构或材料抵抗损伤发生的能力为基础，通过将材料内部的节点应力与界面强度的大小进行比较来判断界面是否发生分层。
该预测分层损伤的方法由Whitney 等[9]首先提出；在进一步应用平均应力准则的基础上，Kim 等[11]对受拉、压载荷作用下的层合板的分层产生时的临界载荷值进行了预测。
但是由于不连续铺层端部易出现应力奇异，应力准则方法高度依赖网格尺寸；且由于平均应力准则或点应力准则都引入了特征长度的概念，而特征长度并没有很强的理论基础，使该方法不能够准确地预测分层扩展行为[12]。
2.2 线弹性断裂力学方法断裂力学方法通过计算裂纹尖端应力场与裂纹尖端张开位移来评价界面的损伤状态。
在忽略材料非线性的前提下，可以采用线弹性断裂力学方法（LEFM）有效地预测分层扩展状态，该方法的核心内容为裂纹尖端能量释放率的计算。
计算应变能释放率的常用方法包括虚裂纹扩展技术（VCCT）、J 积分、虚裂纹扩张和刚度微分方法等，通过比较应变能释放率分量的组合式与某临界值间的关系，可以对分层的状态进行预测。
2.3 损伤力学方法损伤力学方法是通过引入微缺陷/ 微裂纹的面积等形式的损伤变量来预测界面处分层状态，相比断裂力学方法，该方法不仅可以预测已存在裂纹的扩展状态，更重要的是，可以预测新裂纹的产生。
以内聚力理论为基础，该方法考虑了复合材料基体与增强相间以化学反应的形式生成的一层界面物质层，以界面参数的形式，充分地反映了界面物质层的模量、强度和韧性等材料参数。
内聚力裂纹模型由Dugdale [13]和Barenblatt [14]首次提出：材料在屈服应力的作用下，会在裂纹前缘形成薄的塑性区域，在该区域范围内的裂纹表面有应力作用，此作用力为“内聚力”；而与之相对的裂纹表面不受任何应力作用的区域为断裂区（如图5所示）。
图5 内聚力模型虽然内聚力模型属于局部损伤模型[15]，对网格具有依赖性，但由于其支持网格间的相互独立，因此可以方便地实现网格的充分细化，达到准确计算的目的。
采用内聚力模型方法可以同时预测分层的产生和扩展，可以同时完成损伤容限和强度分析。
参考文献：1 王雪明, 谢富原, 李敏, 王菲, 张佐光. 热压罐成型复合材料构件分层缺陷影响因素分析 . 第十五届全国复合材料学术会议 . 20082 N. J. Pagano, G. A. Schoeppner. Delamination of polymer matrix composites:problems and assessment, (Ed.) Anonymous Kelly, A.; Zweben, D., Oxford (UK).20003 T. E. Tay, F. Shen. Analysis of delamination growth in laminated composites withconsideration for residual thermal stress effects. Journal of Composite Materials.2002, 36(11):1299~13204 A. S. Crasto, R. Y. Kim. Hygrothermal influence on the free-edge delamination of composites under compressive loading, In: Composite Materials: Fatigue and Fracture 6, (Ed.) Anonymous Armanios, E.A., Philadelphia. 1997:381~3935 V. V. Bolotin. Delaminations in composite structures: Its origin, buckling, growth and stability. Composites Part B-Engineering. 1996, 27(2):29~1456 V. V. Bolotin. Mechanics of delaminations in laminate compositestructures.Mechanics of Composite Materials. 2001, 37(5-6):367~3807 W. L. Bradley, C. R. Corleto, D. P. Goetz. Fracture physics of delamination of composite materials. AFOSR-TR-88-0020. 19878 N. Blanco. Variable mixed-mode delamination in composite laminates under fatigue conditions: testing and analysis. PhD Thesis, University of Girona. 2005 9 I. W. Obreimoff. The splitting strength of mica. Proceedings of the Royal Society of London A. 1930, 127:290-29710 J. M. Whitney, R. J. Nuismer. Stress Fracture Criteria for Laminated Composite Containing Stress Concentrations. Journal of Composite Materials. 1974, 8: 253-26511 R. Y. Kim, S. R. Soni. Experimental and Analytical Studies on the Onset of Delamination in Laminated Composites. Journal of Composite Materials. 1984,18: 70-8012 Z. Petrossian, M. R. Wisnom. Prediction of delamination initiation and growth from discontinuous plies using interface elements. Composites Part A. 1998, 29A:503-51513 D. S. Dugdale. Yielding of steel sheets containing slits. Journal of the Mechanics and Physics of Solids. 1960, 8:100-10414 G. Barenblatt. The mathematical theory of equilibrium cracks in brittle fracture.Advances in Applied Mechanics. 1962, 7:55-12915 Z. P. Bažant, M. Jirásek. Nonlocal integral formulations of plasticity and damage:survey of progress. J. Engineering Mechanics. 2002, 128:1119-1149。
