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2010年第29卷5月第5期机械科学与技术M echanical Science and T echno l ogy for A erospace Eng ineer i ng M ay V o.l 292010N o .5收稿日期:2009-03-09基金项目: 十一五 民机专项科研项目资助作者简介:鲁国富(1980-),博士研究生,研究方向为直升机旋翼部件疲劳寿命研究,luguof uawu i @126.co m;张呈林(联系人),教授,博士生导师,z clntae @nu aa .edu .cn鲁国富含孔复合材料层合板的疲劳寿命研究鲁国富,刘 勇,张呈林(南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,南京 210016)摘 要:建立了三维有限元模型,分析了复合材料层合板的应力场。
使用修正H ash i n 失效准则判定复合材料的失效模式,并突降失效单元的材料性能。
疲劳载荷引起复合材料刚度降和强度降依靠缓降模型实现。
笔者将突降模型和缓降模型植入有限元模型中,模拟了复合材料层合板在拉伸和压缩疲劳载荷下的渐进损伤过程,并计算了层合板的纵向刚度损伤和疲劳寿命。
层合板的纵向刚度损伤具有三阶段特点,与试验观察是一致的。
层合板疲劳寿命预测值与试验值吻合地很好。
关 键 词:孔;复合材料;疲劳;损伤中图分类号:TB332 文献标识码:A 文章编号:1003 8728(2010)05 0684 06A Study of the Fatigue Life of La m i nated Co mposites w it h a HoleLu G uof u ,L i u Y ong ,Zhang Cheng li n(N ationa lK ey L abo ra t o ry o f R otorcraft A e romechan i cs ,N anji ng U n i versity o fA eronautic and A stronautic ,N an jing 210016)Abst ract :W e buil d 3D finite e le m ent m ode l to analyze the stress fi e l d of la m i n ated co m posites .The m od ified H ash i n fail u re cr iterion is used to judge t h e failure m ode o f co m posite m ateria,l and the m aterial property of fail u re ele m en ts is degraded in the instantaneous w ay .The stiffness and streng t h degradation of co m posite m ateri a l is caused by fati g ue loading based on the prog ressive degradation m ode.l The instantaneous degradati o n mode l and the progressive degradation m odel are i n corporated i n the finite ele m ent m ode l to si m ulate the progressi v e da m age process o f la m i n ated co mposites under tensi o n and co mpressi o n fatigue l o ad i n gs ,and to ca lculate l o ng itud i n al stiff ness da m age and fati g ue life of la m i n ated co m posites .The longitudina l stiffness da m age of l a m inated co m posites has t h e three stage characteristics ,wh ich agrees w ith the test resul.t The fatigue life pred icti o n o f la m inated co m posites is in good agree m ent w ith experi m ental values .K ey w ords :ho le ;co m posite m ateria;l fatigue ;da m age 复合材料由于其比强度和比刚度高、可设计性强等特点,已在航空航天领域得到广泛应用。
第1期纤维复合材料㊀No.1㊀1002024年3月FIBER ㊀COMPOSITES ㊀Mar.2024含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真陈英函,刘甲秋,于柏峰,刘㊀佳,郝晨伟(哈尔滨玻璃钢研究院有限公司,哈尔滨150028)摘㊀要㊀本文针对含中心孔洞和含多孔复合材料结构模型,利用Fibersim 进行铺层设计并检验铺层角度是否偏差,对于含中心孔洞复合材料结构采用分区域铺覆的设计方法进行探究,发现可以达到在制造中节省材料成本的作用㊂将两种结构进行仿真失效计算同时与不开孔状态的复合材料结构进行比较,得出失效比值㊂关键词㊀Fibersim;有限元仿真;复合材料;铺层设计Simulation of Tensile Properties of CompositeStructures Containing HolesCHEN Yinghan,LIU Jiaqiu,YU Baifeng,LIU Jia,HAO Chenwei(Harbin FRP Institute Co.,Ltd.,Harbin 150028)ABSTRACT ㊀In this paper,we use Fibersim to design the lay -up for center hole and porous composite structure model,check whether the layup angle is deviated or not,and explore the design method of lay -up by area for center pore compos-ite structures,and find that it can achieve the role of saving the material cost in manufacturing.The two structures were sub-jected to simulated failure calculations while comparing them with the composite structure in the unopened state to derive the failure ratio.KEYWORDS ㊀fibersim;finite element simulation;composite material;lay -up design通讯作者:陈英函,硕士,助理工程师㊂研究方向为复合材料结构设计与仿真㊂E -mail:1374057740@1㊀引言航空航天领域中许多构件由碳纤维复合材料制成[1],其中由碳纤维复合材料制成的开孔板在复杂的服役环境下会引起应力集中进而产生损伤,这类损伤会导致构件的服役寿命减退和降低承载能力[2-3]㊂因此,研究人员对含孔复合材料构件进行了进一步的研究[4]㊂碳纤维复合材料开孔对力学性能影响较大[5-6],因此对于复合材料开孔性能的研究极为重要,Khashaba [7]等通过实验研究发现随着碳纤维复合材料开孔尺寸的增加,复合材料的抗压强度和刚度都会减小㊂卿光辉[8]等基于增强应变理论建立了非协调广义混合模型计算含孔复合材料层合板的应力集中系数,所得模型计算结果好,精度高并具有适用性㊂王振兴[9]等基于复合材料S -N 曲线分析对比了在开孔情况和不开孔情况下的浆叶疲劳寿命,发现开孔情况会产生更大的应力集中,从而影响桨叶的疲劳寿命㊂Fibersim 是一款处理复合材料铺层复杂性问题的专业软件[10],能够模拟复合材料铺层真实角度㊀1期含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真偏差进行改进,本文利用Fibersim 对含中心孔复合材料结构以及含多孔复合材料结构进行铺层的设计及铺层角度的查看校验,分析了两种结构失效的最大载荷并与不开孔状态下的复合材料结构进行比较,得出失效比值㊂2㊀含孔洞复合材料结构基于Fibersim 与仿真软件可以进行数据交互的特点,选取典型的含中心孔以及多孔复合材料结构进行算例的仿真分析,材料属性选取如表1所示㊂表1㊀材料属性纵向弹性模量E 1/MPa 横向弹性模量E 2/MPa 泊松比v 剪切模量G 12/MPa 剪切模量G 23/MPa 密度ρ/g㊃cm 320900094500.27550039001.54㊀㊀失效准则选用Tssi -Wu 应力准则,根据该准则,材料不发生破坏的条件如公式(1)所示㊂F =F 1σ1+F 2σ2+F 11σ21+F 22σ22+F 66τ212+2F 12σ1σ2<1(1)其中,各种强度指标按照以下各式确定,如公式(2)所示㊂F 1=1X t -1X cF 2=1Y t -1Y cF 11=1X t X cF 22=1Y t Y c F 66=1S 2F 12=F ∗12X t X c Y t Y cìîíïïïïïïïïïïïïïïïï(2)其中,F ∗12的值在-1到1之间,一般选取-1/2㊂2.1㊀含中心孔复合材料结构针对含中心孔复合材料结构示意如图1所示,模型尺寸为300mm ˑ300mm,中心含有直径为150mm 的孔洞㊂采用Fibersim 对铺贴面,边界进行提取,并利用点位定义铺层原点和零度方向,其信息如图2所示㊂㊀㊀基于该构型进行复合材料铺层的设计,铺层角度设置为(0/45/-45/90)5s ,复合材料单层厚度为0.05mm,总共铺层数为40层,整体厚度2mm㊂对于每一层的铺层设计,采用纤维影响因子的值为0.3,通过对铺层角度仿真模拟真实铺贴时角度是否偏差,如图3(a)~3(d)所示分别显示为在0ʎ,45ʎ,-45ʎ,90ʎ铺层角度下的角度信息,信息显示图1㊀含中心孔复合材料结构示意图图2㊀含中心孔复合材料结构0ʎ坐标方向图3㊀各角度铺层仿真信息该模型的实际铺层角度与理论铺层角度无偏差㊂101纤维复合材料2024年㊀由于在生产制造中,按图3所示进行预浸料准备时会先利用下料机切出整体模型再去除中心圆形孔洞,这样造成不必要的浪费,基于此对于各个角度进行铺层设计的优化,给出如图4所示建立基于区域划分的铺层设置㊂㊀㊀查看基于分区铺覆下的铺层角度是否有偏差,优化后的各铺层角度信息如图5所示,各个铺层角度均无偏差㊂图4㊀各角度铺层分区信息图图5㊀优化后的各铺层角度信息㊀㊀对图1所示的含中心孔洞复合材料结构,按图5所示节省用料10%以上,并且随着中心开孔直径的增加,节省用料比率越高㊂同时针对此开孔结构利用表1属性进行有限元仿真,网格划分如图6所示㊂对模型采用下端固定约束,在上表面加载拉力作用,查看失效结果,发现当加载力的大小为22437N 时模型出现首层失效,失效时观察不同角度失效系数结果如图7所示,并且发现失效发生在90ʎ铺层的孔洞附近位置㊂图6㊀网格划分示意图图7㊀含中心孔复合材料结构失效结果图㊀㊀将开孔模型与未开孔的模型做失效结果对比,对比结果如表2所示,含中心孔复合材料结构的首201㊀1期含孔洞复合材料结构的拉伸性能仿真层失效载荷是未开孔结构的0.347㊂表2㊀比对结果模型失效载荷失效比值含中心孔复合材料结构22437N 0.347未开孔结构64525N1㊀㊀2.2㊀含多孔复合材料结构针对含多孔复合材料结构示意如图8所示,模型尺寸为200mm ˑ600mm,含有三个直径为100mm 的孔洞,孔间距为200mm㊂图8㊀含多孔复合材料示意图基于该构型按照如含中心复合材料结构铺层进行设计,铺层的零度坐标如图9所示㊂图9㊀含多孔复合材料结构0ʎ坐标方向㊀㊀基于该构型进行复合材料铺层的设计,铺层角度设置为(0/45/-45/90)5s ,复合材料单层厚度为0.05mm,总共铺层数为40层,整体厚度2mm㊂对于每一层的铺层设计,采用纤维影响因子的值为0.3,通过对铺层角度仿真模拟真实铺贴时角度是否偏差,如图10(a)~10(d)所示,分别显示为在0ʎ,45ʎ,-45ʎ,90ʎ铺层角度下的角度信息,信息显示该模型的实际铺层角度与理论铺层角度无偏差,同样可以采用如含中心孔洞复合材料结构相似的分区域铺层设计方法以达到在制造中节省材料的目的㊂图10㊀各角度铺层仿真信息㊀㊀对模型采用下端固定约束,在上表面加载拉力作用,查看失效结果,发现当加载力的大小为54221N 时模型出现首层失效,失效时观察不同角度失效系数结果如图11所示,并且发现失效发生在90ʎ铺层距边线较近的孔洞边缘位置㊂将含多孔复合材料模型与未开孔的模型做失效结果对比,对比结果如表3所示,含中心孔复合材料结构的首层失效载荷是未开孔结构的0.403㊂301纤维复合材料2024年㊀图11㊀含多孔复合材料结构失效结果图表3㊀比对结果模型失效载荷失效比值含多孔复合材料结构54221N0.403未开孔结构134576N13㊀结语(1)利用Fibersim针对含中心孔复合材料进行分区域的铺层设计,节省材料在10%以上㊂㊀㊀(2)将本文含中心孔洞复合材料和含多孔复合材料结构与未开孔结构进行对比,其失效比值分别为0.347和0.403㊂(3)本文采用首层失效进行结果的判断,只能作为单层失效的标准,不能反映结果的最终承载能力㊂参考文献[1]蔡菊生.先进复合材料在航空航天领域的应用[J].合成材料老化与应用,2018,47(6):94-97.[2]MOURE M M,HERRERO C J,GARCíA C S K,et al.Design tool to predict the open-hole failure strength of composite laminates sub-jected to inplane loads[J].Composite Structures,2020,238: 111970.[3]SAYAR H,AZADI M,GHASEMI A,et al.Clustering effect on damage mechanisms in open-hole laminated carbon/epoxy compos-ite under constant tensile loading rate,using acoustic emission[J]. Composite Structures,2018,204:1-11.[4]郭峰,王哲峰,王共冬,等.低温条件下含孔碳纤维复合材料层合板拉伸损伤特性研究[J].复合材料科学与工程,2022(04):56-61.[5]姚辽军,赵美英,周银华.不同孔径复合材料层合板应变集中及失效强度分析[J].机械科学与技术,2011,30(5):761-764.[6]韩小平,郭章新,朱西平,等.含孔复合材料层合板孔边的应力集中[J].复合材料学报,2009,26(1):168-173. [7]KHASHABA U A,KHDAIR A I.Open hole compressive elastic and strength analysis of CFRE composites for aerospace applications [J].Aerospace Science and Technology,2017,60:96-107.[8]卿光辉,王绍波.含孔复合材料层合板的应力集中分析[J].中国民航大学学报,2019,37(05):55-59.[9]汪振兴,陶宪斌,杨建灵,等.直升机复合材料开孔对桨叶疲劳寿命的影响[J].中国科技信息,2020(20):23-25. [10]洪清泉,吕长,王招.Fibersim复合材料设计与工艺技术应用[M].清华大学出版社,2019,1(4):39-42.401。
含中心圆孔复合材料层合板失效分析及强度预测研究拓宏亮;马晓平;卢智先【摘要】对复合材料结构进行开孔将会导致结构强度显著下降.以含中心圆孔的复合材料层合板为研究对象,根据ASTM D 5766标准对三种不同铺层比例的含中心圆孔复合材料层合板进行拉伸试验,研究不同铺层比例对复合材料开孔拉伸试验件的拉伸性能和失效模式的影响.基于连续介质损伤力学,分别采用最大应变失效准则和基于物理失效机制的三维非线性Puck失效准则预测纤维和基体损伤的起始,通过应变表征损伤演化,建立含中心圆孔复合材料层合板的三维有限元模型;并进行数值分析,通过与试验结果对比,表明该模型能有效预测含中心圆孔复合材料层合板的拉伸强度和损伤扩展过程.【期刊名称】《航空工程进展》【年(卷),期】2018(009)002【总页数】8页(P259-266)【关键词】复合材料层合板;中心圆孔;连续介质损伤力学;失效分析;有限元方法【作者】拓宏亮;马晓平;卢智先【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;中国科学院工程热物理研究所,北京100190;西北工业大学航空学院,西安710072【正文语种】中文【中图分类】TB330 引言先进复合材料由于其高比强度、高比刚度，可设计性以及良好的抗腐蚀性能等优点，已在航空航天工程领域被广泛应用，现已成为衡量飞行器先进性的重要指标之一。
由于结构功能和装配的需要，复合材料结构必须含有不同尺寸和形状的开孔。
开孔将会造成应力集中和纤维被切断，导致结构强度显著下降。
因此，需要对含孔复合材料层合板的拉伸性能和失效机理展开深入研究。
复合材料带孔平板在拉伸载荷作用下主要存在的损伤模式有纤维断裂、基体开裂以及其混合模式。
各损伤模式之间具有关联性，可能相互交叉并诱发其他混合形式的损伤。
F.K.Chang等[1]结合Yamada-Sun失效准则和Hashin失效准则[2]建立了二维渐进损伤模型来预测开孔层合板的强度和损伤累积过程；P.P.Camanho等[3]提出了新的退化方式，将其扩展到三维有限元模型；鲁国富等[4]在应力计算中采用了修正的Newton-Raphson迭代方法，建立了含缺口的三维有限元模型；姚辽军等[5-6]利用二维非线性Hashin准则模型研究了不同孔径、不同铺层比例对复合材料开孔层合板强度的影响规律；李明等[7]通过试验并结合场变量子程序研究了开孔的形状和大小对层合板强度的影响；黎增山等[8]引入层间界面单元来预测分层损伤，模型能够模拟含孔层合板拉伸过程中的损伤起始、扩展和最终破坏模式和失效强度；朱建辉等[9]基于修正的Hashin准则和Camanho材料性能退化模型，建立了层合板的损伤分析方法，研究了层合板在压缩载荷作用下的承载能力和失效模式；李沛城等[10]基于应变破坏准则建立了层合板三维连续损伤介质模型，能够有效模拟开孔层合板损伤起始、扩展和失效过程，并具有较高的计算精度和效率；urin等[11]提出了一种简化的强度分析方法，通过与大量试验数据进行对比，验证了方法的准确性；Z.C.Su等[12]利用连续壳单元和内聚力单元建立了复合材料层合板的渐进损伤模型，研究了开孔板的尺寸效应；B.Y.Chen等[13]结合弥散裂纹理论和内聚力单元研究了尺寸效应对开孔拉伸强度的影响，并和M.R.Wisnom等[14]的试验结果良好吻合；李秋漳等[15]基于连续介质损伤力学提出了复合材料层合板含中心圆孔的数值模型，分别采用Puck准则和Aymerich准则对层内和层间损伤进行判定，对不同孔径和铺层的层合板进行拉伸失效分析；吴义韬等[16]提出了预测复合材料层合板面内渐进损伤的分析模型，涵盖复合材料面内损伤起始、演化直至最终失效的全过程，并完成了对两种铺层层合板在拉伸和压缩载荷作用下的失效分析。
什么是应力集中应力集中的计算方法应力集中指物体中应力局部增高的现象，一般出现在物体形状急剧变化的地方，如缺口、孔洞、沟槽以及有刚性约束处。
那么你对应力集中了解多少呢?以下是由店铺整理关于什么是应力集中的内容，希望大家喜欢!应力集中的简介应力集中是指结构或构件的局部区域的最大应力值比平均应力值高的现象。
应力集中能使物体产生疲劳裂纹，也能使脆性材料制成的零件发生静载断裂。
在应力集中处，应力的最大值(峰值应力)与物体的几何形状和加载方式等因素有关。
局部增高的应力随与峰值应力点的间距的增加而迅速衰减。
由于峰值应力往往超过屈服极限(见材料的力学性能)而造成应力的重新分配，所以，实际的峰值应力常低于按弹性力学计算得到的理论峰值应力。
应力集中对构件强度的影响对于由脆性材料制成的构件，应力集中现象将一直保持到最大局部应力到达强度极限之前。
因此，在设计脆性材料构件时，应考虑应力集中的影响。
对于由塑性材料制成的构件，应力集中对其在静载荷作用下的强度则几乎无影响。
所以，在研究塑性材料构件的静强度问题时，通常不考虑应力集中的影响。
但是应力集中对构件的疲劳寿命影响很大，因此无论是脆性材料还是塑性材料的疲劳问题，都必须考虑应力集中的影响。
应力集中的计算方法在无限大平板的单向拉伸情况下，其中圆孔边缘的k=3;在弯曲情况下，对于不同的圆孔半径与板厚比值，k=1.8～3.0;在扭转情况下，k=1.6～4.0。
如下图所示的带圆孔的板条，使其承受轴向拉伸。
由试验结果可知 : 在圆孔附近的局部区域内，应力急剧增大，而在离开这一区域稍远处，应力迅速减小而趋于均匀。
这种由于截面尺寸突然改变而引起的应力局部增大的现象称为应力集中。
在I —I 截面上，孔边最大应力max与同一截面上的平均应力之比，用a表示称为理论应力集中系数，它反映了应力集中的程度，是一个大于1 的系数。
而且试验结果还表明 : 截面尺寸改变愈剧烈，应力集中系数就愈大。
因此，零件上应尽量避免带尖角的孔或槽，在阶梯杆截面的突变处要用圆弧过渡。
复合材料层合板接头疲劳预测方法一、简介先进复合材料是 60 年代中期崛起的一种新型材料，其与金属材料相比具有比强度高、比刚度高、可设计性强等许多优异特性，而减轻飞行器和航空发动机的结构重量一直是设计人员孜孜以求的目标，因此先进复合材料在航空航天飞行器的结构中得到日益广泛地应用，已成为飞行器和航空发动机结构的重要材料之一。
文献[1]认为与金属等一些各向同性材料相比，复合材料具有强度和刚度上的各向异性、内部构造上的不匀性和不连续性等特点。
这些特点致使其疲劳损伤及破坏机理非常复杂。
复合材料破坏形式的多样性和破坏机理的复杂性是它的一个重要特点，这种特点必然会反映到复合材料的连接尤其是机械连接上来。
文献[2]认为对于复合材料，往往在高应力区出现较大规模的损伤，如界面脱胶、基体开裂、分层和纤维断裂等，这些损伤还会相互影响和组合，表现出非常复杂的疲劳破坏行为，很少出现由单一裂纹控制的破坏机理。
图1反映了复合材料与金属材料的损伤特点，从图中可以看出，尽管复合材料初始阶段损伤尺寸比金属材料大，但多种损伤形式和增强纤维的牵制作用使复合材料具有良好的断裂韧性和低的缺口敏感性，因此疲劳寿命比金属材料长，且具有较大的临界损伤尺寸。
此外，复合材料的疲劳损伤是积累的，而金属材料的疲劳损伤破坏是突发性的。
总的来说，复合材料的抗疲劳性能比金属材料好得多。
图1 复合材料与金属材料的疲劳性能比较文献[1]认为在结构设计中，为了提高结构效率，提高结构的整体性能始终是主要的手段之一。
复合材料虽然比金属材料具有较好的结构整体性，但是由于设计、工艺和使用维护等方面的需要或限制，就需要存在一些设计和工艺分离面、维护口盖和多种外挂接口等等。
而这些部位的载荷传递必须有相应的连接方式来解决，所以连接设计在复合材料结构中是必不可少的关键环节。
文献[3]认为飞行器结构有70%以上的破坏都是发生在连接部位。
文献[4]认为结构系统的抗疲劳可靠性设计一直是工程界关注的焦点。
基于复合材料高阶理论的层合板面内应力分析【摘要】根据整体-局部1，2-3高阶理论求解受正弦载荷的不同跨厚比的四边简支板的面内应力和，并与有限元分析软件ABAQUS的计算结果以及精确解进行对比。
数值结果表明，当板的跨厚比小于20时，高阶理论的面内应力结果比ABAQUS的计算结果精确；当板的跨厚比大于20时，两者的结果比较接近。
【关键词】复合材料；层合板；ABAQUS；面内应力；跨厚比；高阶理论对于复合材料层合板结构，由于每层的材料为不同的各向异性材料以及铺层的角度和层数的不同，因此提出和建立一般的位移场模型是非常困难的。
起初，人们以克希霍夫假设[1]和折合刚度的方法建立了经典层合板理论。
这种经典层合板理论在分析跨厚比比较大，也就是比较薄的层合板的力学问题时，由于可以忽略剪切的影响，所以计算过程简单而且计算结果也比较精确。
但是，对于分析跨厚比比较小，也就是中厚度层合板的力学问题时，剪切变形比较大，经典层合板理论将不再适用。
Pagano从三维线性弹性理论[2-4]出发研究并导出了复合材料层合板在特殊载荷作用下的三维弹性解，数值结果表明这种三维弹性理论对分析中厚度的层合板是比较精确的。
但是由于复合材料层合板具有各向异性和呈层性等特点，采用三维弹性理论会比较复杂，并且在分析实际工程问题时会比较困难。
因此，既简单又精确的各种高阶层合板理论陆续被建立起来[5-6]。
本文主要介绍由Li和Liu提出的整体-局部1，2-3高阶理论[7]，并利用此理论计算不同跨厚比下3层层合板的面内应力，同时利用ABAQUS计算相同跨厚比下层合板的面内应力。
通过两者的计算结果与精确解对比发现，ABAQUS 对分析跨厚比比较大，也就是比较薄的层合板时计算结果还是比较精确的，但是当分析中厚度层合板时，ABAQUS的计算结果误差就比较大了，整体-局部1，2-3高阶理论则会得出比较精确的结果。
1 复合材料层合板理论经过数十年的发展，至今已提出了多种复合材料层合板理论：经典层合板理论，一阶剪切变形理论，高阶剪切理论，分层理论，三维弹性理论。
带孔复合材料层板动态拉伸破坏的应变率效应荆臻;田常录;吴健;王纬波;赵军华;孙琎【摘要】采用三维Hashin准则作为纤维束损伤判据,根据材料不同损伤模式制定相应的材料性能退化方案,并考虑应变率效应对材料的强度性能进行修正,建立含孔复合材料层合板的渐进损伤分析模型,模拟材料在不同应变率下的损伤破坏过程.通过动态拉伸试验,获得材料在不同应变率下的载荷-位移关系及孔边不同位置的时间-应变关系,讨论了应变率对材料拉伸性能的影响及试件孔边的应力集中情况.有限元分析结果与试验数据相一致,证明了本文所提出分析模型的正确性和有效性.【期刊名称】《南京航空航天大学学报》【年(卷),期】2019(051)001【总页数】8页(P55-62)【关键词】带孔层合板;应变率效应;冲击拉伸;应力集中【作者】荆臻;田常录;吴健;王纬波;赵军华;孙琎【作者单位】江南大学机械工程学院江苏省食品先进制造装备技术重点实验室,无锡,214122;江南大学机械工程学院江苏省食品先进制造装备技术重点实验室,无锡,214122;中国船舶科学研究中心,无锡,214082;中国船舶科学研究中心,无锡,214082;江南大学机械工程学院江苏省食品先进制造装备技术重点实验室,无锡,214122;江南大学机械工程学院江苏省食品先进制造装备技术重点实验室,无锡,214122【正文语种】中文【中图分类】O385纤维增强树脂基复合材料凭借高比强度、高比模量、耐高温以及可设计性强等出色的综合性能，已被大量运用于航空航天、国防军工以及交通运输、化工和建筑等领域[1-4]。
在实际应用中，出于结构连接的需要，不可避免地对层合板进行开孔等操作，这破坏了材料自身的连续性，降低了结构强度[5-7]。
研究显示，开孔使某船用层合板的强度下降了40%～60%[8]。
而运用在航空航天、国防军工以及交通领域的结构，往往在很短的时间内承受极大的应力，由于复合材料存在应变率效应的问题，其破坏形式与应变率密切相关[9-10]。
含孔复合材料层合板拉伸失效分析许良;何懿;马少华;回丽【摘要】对国产T700/双马树脂基复合材料的含孔层合板进行了拉伸失效分析研究,分析了不同开孔直径和开孔形状对复合材料层合板拉伸性能的影响,利用有限元软件ABAQUS建立逐渐损伤失效模型,对复合材料层合板的拉伸强度进行数值模拟.研究结果表明:对于不同开孔直径的复合材料层合板,随着圆孔直径的增大,拉伸强度显著下降,对于不同开孔形状的复合材料层合板,含圆孔的层合板拉伸强度最大,然后依次是椭圆孔、方形孔、菱形孔,层合板的断裂模式都为过孔破坏.数值模拟得到的强度值与试验测量的强度值吻合较好,为含孔复合材料层合板的强度预测提供了一种有效的方法.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2018(018)034【总页数】6页(P242-247)【关键词】复合材料层合板;开孔直径;开孔形状;拉伸强度;断裂模式;数值模拟【作者】许良;何懿;马少华;回丽【作者单位】沈阳航空航天大学机电工程学院,沈阳110136;沈阳航空航天大学机电工程学院,沈阳110136;沈阳航空航天大学机电工程学院,沈阳110136;沈阳航空航天大学航空制造工艺数字化国防重点实验室,沈阳110136【正文语种】中文【中图分类】V257复合材料具有优异的特性，例如高比强度比刚度、高抗冲击性、耐高温、耐腐蚀性好、可设计性强、良好的疲劳性能和工艺性，已经被广泛应用在航空航天等领域[1—3]。
在实际使用过程中，需要在复合材料结构中加工一些孔，如螺栓孔、检查用的通孔、装配孔等，当加工孔时，会切断复合材料结构中的部分碳纤维，在孔的边缘会引起严重的应力集中，并且孔的周围会发生纤维断裂、基体开裂、基体纤维剪切破坏、分层等损伤，这些将严重影响复合材料结构的强度。
因此，国内外大量学者对复合材料的开孔拉伸性能进行了重点研究[4—7]。
而复合材料的强度预测比较复杂，传统的设计、试验、再设计的方法将耗费大量的人力和财力。
