整体复合材料结构分层特性研究进展（一）

整体复合材料件越来越多地被用作现代航空航天器的主承力结构,而分层是其最易出现的破坏形式。本文作为整体复合材料结构分层特性研究综述的第一部分,重点介绍界面断裂力学和应力分析方法。论文首先对复合材料失效和分层研究进行了简要的回顾,然后详细介绍了界面断裂力学发展的历史、基本公式和在复合材料分层研究中的应用,并且介绍了几种界面裂纹尖端场的求解方法——J积分、修正的裂纹闭合积分（Modified Crack Closure Integral）和M积分法。其次,对应力分析在复合材料分层研究中的应用进行了简要的回顾。     

纤维增强复合材料层合板分层扩展行为研究进展

纤维增强复合材料层合板在航空航天等领域被广泛应用,分层损伤是层合板主要的损伤形式,一直是复合材料力学研究的焦点问题之一。本文从试验研究、理论分析和数值模拟3个方面对国内外在纤维增强复合材料分层问题所取得的研究成果进行了系统综述,重点介绍了单向复合材料I型、Ⅱ型和I/Ⅱ复合型层间断裂韧性测试方法和原理以及多向层合板分层扩展行为的试验研究。得到了表征和评价分层失效机理和扩展行为的纤维桥接模型、静力分层扩展准则和疲劳分层模型,并详细阐述了采用内聚力模型（CZM）、虚拟裂纹闭合技术（VCCT）和扩展有限元方法（XFEM）等先进数值方法模拟分层扩展的研究现状。最后,对复合材料层合板分层扩展研究的发展方向进行了展望。     

基于逐层理论的复合材料层合结构分层损伤扩展研究

首先,将虚拟裂纹闭合技术（VCCT）和离散损伤模型（DDZM）引入逐层理论（LWT）,建立了含分层损伤复合材料层合结构的三维分析模型,对分层损伤的渐进萌生和扩展行为进行了研究。然后,编写了相应的C++程序,通过与经典文献进行对比,验证本文方法的正确性。最后,基于本文模型模拟了二维和三维复合材料双悬臂梁（DCB）纯I型分层损伤的渐进扩展行为,研究了网格尺寸对数值收敛性的影响,以及界面强度对载荷位移曲线的影响规律。本文方法将三种理论优势融合起来,使逐层理论可用于解决复合材料分层损伤扩展的问题,并且很大程度上提高了计算效率。     

整体复合材料结构分层特性研究进展(三)

整体复合材料件越来越多地被用作现代航空航天器的主承力结构,而分层是其最易出现的破坏形式。本文作为整体复合材料结构分层特性综述的第三部分,重点介绍了分层试验、屈曲分层、扩展准则和疲劳分层研究。首先总结了各种复合材料分层试验方式和能量释放率计算公式;其次,总结了不同研究者提出的分层扩展准则、疲劳分层裂纹扩展速率计算公式及近些年的研究成果;同时,对近几年屈曲分层研究进行了简要概括。     

含分层损伤复合材料层板压缩分层疲劳扩展研究

采用基于Mindlin一阶剪切理论的连续壳单元,建立了预测含分层损伤复合材料层板在压缩疲劳载荷作用下的分层扩展3D模型,分析了含穿透分层复合材料层板在压缩疲劳载荷作用下的分层扩展行为。利用累积损伤理论,对层板内出现的各种典型损伤进行相应的刚度折减,并在循环加载过程中对材料性能进行强度弱化。利用虚裂纹闭合技术(VCCT)计算分层前缘处的能量释放率,结合混合断裂判据判断分层是否扩展,进而得到压缩疲劳载荷作用下分层扩展规律。计算模型通过大型商用有限元软件和自编程序实现。通过对数值仿真结果和试验结果进行比较,验证了模型的合理性和准确性。     

高性能复合材料在直升机结构上的应用展望

出于减重和效率提升等目的,纤维增强复合材料在直升机结构上的用量日益增加。阐述了直升机结构设计特点与高性能复合材料应用的最佳比配性,介绍了国外直升机复合材料典型应用案例与发展趋势,总结了国内直升机复合材料应用现状与国外差距,展望了高性能复合材料未来技术需求。研究表明,国内直升机复合材料应用对比欧美国家存在技术代差;高性能结构复合材料、先进功能复合材料、结构功能一体化复合材料、低成本复合材料整体成型及复合材料高置信度虚拟认证技术是未来发展重点。     

复合材料MMB试件I-II混合型层间裂纹扩展分析

基于经典层合板理论及双线性黏聚区本构关系，建立了含一般分层裂纹层合板的理论模型，对I-Ⅱ混合型弯曲（MMB）断裂试件进行了裂纹扩展理论分析。提出了一种I-Ⅱ混合型断裂叠加模型，引入I型裂纹分量的刚体转动位移，同时考虑了裂纹长度超过试件半长后中部载荷分量对裂纹扩展的闭合效应，并根据黏聚区力学响应，分段获得了位移函数通解。结合叠加模型的边界条件与连续性条件，分析了MMB试件的裂纹扩展过程，求解获得了载荷-位移曲线。通过与梁模型预测以及试验结果进行对比，验证了本文模型对I-Ⅱ混合型裂纹扩展预测的有效性和准确性，并讨论了初始断裂模式混合比及闭合效应对裂纹扩展过程的影响。结果表明：初始Ⅱ型裂纹比重较大时，中部载荷的闭合效应更为明显，可能出现I型裂纹完全闭合的情况；裂纹扩展过程中，当裂纹长度小于试件半长时，断裂混合比基本保持常数；当裂纹扩展超过试件半长后，闭合效应明显，混合裂纹形式逐渐向单一型断裂模式退化。     

重合网格法在复合材料分层问题中的应用

使用重合网格法(S-FEM)分析了混合模态下CFRP层合板分层问题。首先将虚裂纹闭合技术集成到S-FEM程序中,求解了复合材料分层尖端处的应变能释放率。然后把重合网格法数值结果与基于梁理论的计算结果及实验数据进行了比较。结果表明,对于单方向及多方向CFRP复合材料层合板,重合网格法都能够得到更精确的数值,是一种有效的计算复合材料裂纹尖端应变能释放率的方法。     

基于CDM-CZM的复合材料补片补强参数分析

 复合材料开口补强设计参数的确定对于结构设计具有重要的意义。针对复合材料层合板开口区补片补强结构,采用各向异性材料连续介质损伤力学模型(CDM)对复合材料层合板的损伤演化进行描述,采用粘聚区模型(CZM)对补片与母板间界面材料的分层损伤进行模拟,建立了复合材料开口区补片补强结构三维非线性渐进损伤模型,模型可预测补强结构强度和损伤演化过程。应用本文模型分析了补片铺层方式、补片厚度和补片半径3个主要设计参数对补强效果的影响,明确了补片与母板间界面材料分层损伤破坏是导致补强结构最终失效的主要原因。     

一种基于约束因子的超载迟滞模型

在常幅载荷中加入一个超载会明显影响后续一段时间裂纹扩展的速率.要准确预测结构在变幅载荷谱下的疲劳裂纹扩展寿命,必须研究超载对裂纹扩展的影响.现有的变幅疲劳裂纹扩展模型大致可分为屈服区模型、经验的裂纹闭合模型和条带屈服模型.条带屈服模型预测较准确但需要数值迭代求解,计算量大,且程序复杂,不利于工程应用;屈服区模型比较简单...     

美国纺织复合材料在航空结构上的应用研究①(一)

纺织复合材料具有整体性能好、力学结构合理、高的损伤容限和显著的抵抗裂纹扩展的能力,为复合材料应用于主承力结构件提供了广阔的前景。本文介绍了美国在航空结构上对纺织复合材料的应用研究情况。     

复合材料单搭胶接接头静力与疲劳裂纹扩展研究

胶层裂纹是复合材料胶接接头的常见损伤形式之一,严重影响复合材料结构的完整性。以胶接结构中常见的复合材料单搭胶接接头为研究对象,建立其三维数值模型,采用双线性内聚力本构关系表征静态裂纹扩展,并将静态模型扩展至疲劳裂纹扩展模型;结合静力与疲劳试验,对单搭胶接接头的应力应变分布规律、裂纹扩展与破坏机理展开研究。结果表明：单搭胶接接头在静力和疲劳载荷下,由于偏心拉伸应变呈非线性变化,搭接区域两端由于应力集中首先出现裂纹,由两端向中央区域扩展并迅速贯穿整个搭接区域,静力失效模式为内聚破坏,疲劳断面为界面脱胶。     

美国纺织复合材料在航空结构上的应用研究(二)

纺织复合材料具有整体性能好,力学结构合理,高的损伤容限和显著的抵抗裂纹扩展的能力,为复合材料应用于主承力结构件提供了广阔的前景。本文介绍了美国在航空结构上对纺织复合材料的应用研究情况。     

三维整体中空复合材料的力学性能研究进展

三维整体中空复合材料是一种新型的夹芯结构材料,是将芯材和上下面板交织连接在一起,芯材和面板构成一个整体。三维整体中空复合材料的面板与芯材为一体结构且一次固化成型,因此具有优异的抗分层、抗冲击、高损伤容限等性能。研究三维整体中空复合材料的力学性能对其结构设计与应用具有重要的指导意义。详细介绍了三维整体中空复合材料的平压性能、侧压性能、剪切性能、弯曲性能等力学性能的研究进展,提出目前研究存在的问题,以期为以后的发展提供研究方向。     

复合材料MMB试件Ⅰ-Ⅱ混合型层间裂纹扩展分析

基于经典层合板理论及双线性黏聚区本构关系,建立了含一般分层裂纹层合板的理论模型,对I-II混合型弯曲(MMB)断裂试件进行了裂纹扩展理论分析.提出了一种I-II混合型断裂叠加模型,引入I型裂纹分量的刚体转动位移,同时考虑了裂纹长度超过试件半长后中部载荷分量对裂纹扩展的闭合效应,并根据黏聚区力学响应,分段获得了位移函数通...     

CFRP层合板力学性能数值模拟的研究进展

碳纤维增强聚合物基复合材料（Carbon fiber reinforced polymer,CFRP）具有高比模量、高比强度及耐疲劳等优异的性能,被广泛应用于各个领域。但由于其具体的使用环境较为复杂,在服役的过程中易造成损伤而形成安全隐患,为此国内外学者针对CFRP层合板的力学性能进行了研究。本文从冲击损伤、分层损伤、高低温及湿热老化和多场耦合损伤4个角度对CFRP层合板力学性能模拟研究进展进行系统综述,并详细阐述了基于虚拟裂纹闭合技术（VCCT）、内聚力模型（CZM）和渐进损伤本构模型（PDM）等先进数值分析方法模拟CFRP层合板损伤机理的研究现状。通过对比不同的有限元模拟方法,指出其优势及存在的问题,并对CFRP层合板力学性能模拟未来的研究方向进行了展望。     

FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹闭合特性数值模拟

采用有限元方法研究了FGH97粉末高温合金缺口试样小裂纹的塑性诱导裂纹闭合效应,分析了网格单元尺寸、缺口形式及外载大小、应力比和本构模型对裂纹闭合的影响,同时采用Walker公式计算裂纹扩展速率,并和试验结果进行对比以考察有限元方法的准确性。结果表明:当前塑性区尺寸大于10倍裂纹尖端网格单元尺寸时,裂纹闭合程度会趋于收敛;缺口形式在裂纹闭合未稳定前会产生影响,外载荷将决定闭合程度的稳定值;应力比的增大会降低裂纹闭合程度直至消失;相对于理想弹塑性本构模型,多线性弹塑性本构模型对网格的依赖性较低。缺口试样小裂纹扩展试验结果表明:考虑裂纹闭合效应之后,裂纹扩展速率计算结果与试验符合良好。      

SiC/SiC复合材料纳秒激光和皮秒激光制孔质量的对比研究

采用纳秒激光和皮秒激光在厚度3mm的碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(SiC/SiC)上进行了制孔试验,并对这两种不同脉冲宽度激光制孔的质量进行了分析.结果表明:纳秒激光在SiC/SiC复合材料上制孔存在热影响区,导致加工区域附近产生重铸物、分层、热影响区和微裂纹等热缺陷.与纳秒激光制孔相比,皮秒激光在SiC/SiC复合材料上制孔质量有明显提高,加工区域附近几乎不存在热影响区,且不存在重铸物、分层、微裂纹等缺陷.     

"湿热"老化对复合材料胶补金属结构 力学特性的影响

通过玻璃纤维复合材料补片对含穿透双边裂纹的铝合金板进行单面胶接修补,测试修补试件"湿热"(加温浸泡)老化实验前后力学性能,并与未修补试件进行对比,分析老化前后修补结构的破坏模式、失效机理,评估"湿热"老化对修补结构疲劳裂纹扩展寿命和承载能力的影响。结果表明:"湿热"老化降低了复合材料补片削弱疲劳裂纹之间干涉效果的能力,老化试件从裂纹的扩展长度小于未老化试件的;距离补片越近,沿金属板厚度方向疲劳裂纹扩展速率越慢,老化后复合材料补片减缓沿金属板厚度方向疲劳裂纹扩展速率的作用下降;老化严重削弱了修补结构承载能力恢复率和疲劳裂纹扩展寿命,老化试件的承载能力恢复率下降为未老化试件的45%,疲劳裂纹扩展安全寿命下降为未老化试件的63.7%;老化降低了胶层与金属之间的粘合力,造成了复合材料补片的提前脱落,胶层的破坏模式由内聚破坏转变为界面破坏。     

航空制造领域精密电火花加工技术

阐述了电火花加工技术的概念、技术特点及应用范围,同时介绍了电火花加工技术在国内外航空制造领域的发展及应用情况,并着重介绍了北京航空制造工程研究所近年来在大型整体复杂结构、密集群孔、大尺寸薄壁结构以及先进碳纤维复合材料等方面取得的研究成果,并指出了未来电火花加工技术的发展方向。