第４２卷第３期 ２０１０年６月 南京航空航 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ 天 大 学 ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ 学 报 ＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ Ｖｏ１．４２ Ｎｏ．３ Ｊｕｎ．２０１０
复合材料层合板冲击后剩余强度的
工程估算方法和有限元模拟分析
贾建东ｈ 丁运亮 刘晓明。
（１．南京航空航天大学航空宇航学院，南京，２１００１６；２．成都飞机工业（集团）公司技术中心，成都，６１００９２）
摘要：为研究复合材料层舍板冲击后剩余强度（ＣＡＩ）的计算，本文给出了两种方法：工程估算和有限元预测。工 程估算是将受冲击损伤的复合材料层合板简化为正交各向异性带孔板，按照Ｎｕｉｓｍｅｒ—Ｗｈｉｔｎｅｙ平均应力准则， 计算正交各向异性带圆孔板的破坏强度，作为层舍板冲击后剩余强度的估算值。有限元方法则是采用Ｈａｓｈｉｎ失 效准则和Ｔａｎ的刚度降准则，在ＡＢＡＱＵＳ软件中自编ＵＭＡＴ材料损伤子程序，进行带孔层合板的损伤强度预 估分析。结果表明，工程估算方法和有限元方法的计算结果均与试验结果相差不大，两种方法均可作为工程中估 算剩余强度的有效方法。 关键词：复合材料层合板；冲击损伤；平均应力准则；失效准则 中图分类号：ＴＢ３３２ 文献标识码：Ａ 文章编号：１００５—２６１５（２０１０）０３—０３３５ ０５
Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ ａｎｄ ＦＥＭ Ｍｅｔｈｏｄｓ ｆｏｒ Ｅｖａｌｕａｔｉｎｇ Ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｖｅ
Ｓｔｒｅｎｇｔｈ Ａｆｔｅｒ Ｉｍｐａｃｔ ｆｏｒ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｌａｍｉｎａｔｅｓ
Ｊｉａ Ｊｉａｎｄｏｎｇ ～，Ｄｉｎｇ Ｙｕｎｌｉａｎｇ ，Ｌｉｕ Ｘｉａｏｍｉｎｇ （１．Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ，２１００１６，Ｃｈｉｎａ；
· 1 ·玻璃钢 2009年第3期 研究报告 复合材料层合板的弯曲性能和试验 张汝光 （上海玻璃钢研究院有限公司，上海201404） 摘 要 弯曲性能不用作设计参数。而弯曲试验，由于方法简单，却广泛用于质量检验。三点弯曲和四点弯曲试验，都存在剪切应力的影响，需要正确选择跨厚比，使剪切应力的影响降到最小。弯曲模量和弯曲强度都是只对均匀层合板；对非均匀层合板，弯曲模量和弯曲强度没有物理意义，其弯曲性能应该用弯曲刚度和最大弯矩来表述。 关键词：层合板 弯曲性能 跨厚比 1 复合材料的弯曲试验和弯曲性能 弯曲试验严格地说适用范围仅是均匀层合板（沿厚度均匀铺层）。有人还提出，仅限于单向板或平面正交织物层合板。对于非均匀层合板，其弯曲性能还取决于铺层顺序，已经是结构的性能了。 弯曲试验的性能计算公式，建立在假设正应变是沿厚度方向呈线性分布的；材料是均质的。由于板材是均质的，因此应力（模量乘应变）也呈线性分布。层合板的中性面就在中心面上，应力、应变都为零，向层合板上下表面达到最大绝对值。由此，可推导出材料的弯曲模量和弯曲强度。对于非均匀层合板，仍可以假设应变呈线性分布，但因为各层模量不同，应力分布已不呈线性。弯曲试验方法给出的模量和强度计算公式不再成立了，不能使用。非均质层合板也不存在材料弯曲模量和弯曲强度的物理概念。对非均质层合板只能计算其弯曲刚度（弯矩和曲率比）和可承受的最大弯矩。试件铺层顺序和厚度尺寸还应与结构物层板严格相同，否则测出数据对产品没有直接参考意义。 弯曲试验测出的挠度，除弯曲挠度外，还包含剪切挠度。但在试验数据处理计算时按纯弯曲考虑，忽略了剪切影响。因此计算出的模量要比拉伸测出的低。而强度，由于是仅仅在试件中央最外层一点上（往往不是最薄弱点）承受最大应力，试件强度是试件在这一点上的强度；而拉伸试验是整个试件都承受一样的最大应力，
试件的强度是整个试件中最薄弱处的 · 2 ·强度，因此弯曲试验的强度要比拉伸强度高。由于弯曲试验时，试件同时存在剪切应力，为保证试件是弯曲破坏，而不是剪切破坏，需要通过跨厚比的选择，减小剪切应力。 在复合材料的弯曲试验中，试件中既没有在均匀应力场，也不是单一应力状态，包含了拉伸、压缩、剪切，还有挤压等多种应力。测出的弯曲性能不用作设计参数。但由于弯曲试验方法简单，且拉、压、剪切和挤压多种性能都有反映，被广泛应用于质量检验。 还要指出：弯曲模量和弯曲强度的计算公式，是在应变呈线性分布和材料模量是均匀的条件下推导出来的，若试验已产生较大变形（应变呈线性分布不再成立）或是材料上下表面（应变最大）已处于非线性阶段（模量已发生了变化），计算公式便不再成立。 2 均匀层合板的弯曲模量和弯曲强度计算分析 ●三点弯曲的强度计算◆强度计算公式推导：
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。尤其对于复合材料, 其疲劳性能的分散性很大,进行层合板疲劳寿命的可靠性分析具有十分重要的工程意义。复合材料层合板静强度的可靠性分析已经进行了大量研究, 并取得了很大进展。但有关层合板疲劳寿命可靠性分析的文献报道尚不多见。复合材料层合板是由各个铺层组成的并联系统, 其各铺层的寿命分布特征决定了整个层合板疲劳寿命的统计规律。
复合材料层合板面内剪切.试验方法
复合材料层合板面内剪切试验方法因其材料特性、试验设备以及试验环境的不
同而有所区别。以下内容详述面内剪切试验的基本步骤和方法。
首先，选择合适的复合材料，如玻璃纤维，碳纤维等，制备出层合板，使每层
材料都均匀分布。确保材料无明显裂纹、损伤和其它缺陷。制备过程中需要注意，
每一层的纤维方向应与其它层的方向相互交错，以增强层压板的强度和刚度。
然后，选择适当的剪切试验装置，如万能试验机等。将制备好的复合材料层合
板固定在试验机上，确保其在标定的剪切荷载下能够稳定地执行试验。设置试验参
数，包括荷载速率、荷载上限等。
开始试验时，万能试验机将以设定的速率施加剪切力，直至层合板破坏或达到
设定的荷载上限。在整个试验过程中，需要记录加载速度，荷载值，以及层合板
在受力过程中的形变情况。
试验完成后，通过分析收集到的数据，获得复合材料层合板面内剪切强度、刚
度以及其它相关参数。根据实验结果，可以进一步优化材料选择和层合板设计。
最后，在评估试验结果时，要注意比较不同材料，不同纤维排列方式以及不同
工艺条件下的试验结果，以全面评价材料性能及其对面内剪切性能的影响。
总的来说，面内剪切试验是评估复合材料层合板性能的重要方法，要求操作者
不仅要了解材料性质、试验设备以及试验技术，同时还要注重实验数据的分析与评
估。以上即为复合材料层合板面内剪切试验的基本步骤和方法。
