【正文】 I含穿孔損傷復(fù)合材料層合板剛度降模 型畢業(yè)論文目 錄第 1 章 概 述 .............................................................1 引 言 ................................................................1 復(fù)合材料疲勞特性研究方法 ............................................4 累積損傷理論回顧 ....................................................5 剩余壽命模型 ....................................................6 剩余強(qiáng)度模型 ....................................................6 剩余剛度模型 ....................................................7 耗散能模型 ......................................................8 Markov 鏈損傷擴(kuò)展模型 ...........................................8 其他模型 ........................................................8 本文研究方法 ........................................................9第 2 章 復(fù)合材料層合板疲勞壽命分析模型的建立 .............................12 剛度降模型簡(jiǎn)介 .....................................................12 理論模型 .......................................................12 半經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?.....................................................14 經(jīng)驗(yàn)?zāi)Ｐ?.......................................................16 基于分段損傷論的剛度降模型的建立 ...................................19 帶孔層合板的疲勞累積損傷模型 .......................................22 本章小結(jié) ...........................................................24第 3 章 完整層合板剛度降模型的求解 ........................................25 試驗(yàn)概況 ...........................................................25 靜強(qiáng)度試驗(yàn)結(jié)果 .....................................................26Comment [kxuy1]: 宋體，小四，倍行間距 疲勞壽命試驗(yàn)結(jié)果及分析 .............................................26 疲勞損傷模型的求解 .................................................29 第一階段剛度降模型的求解 .......................................30 第二階段剛度降模型的求解 .......................................31 單級(jí)載荷下復(fù)合材料層合板 SN曲線預(yù)測(cè) ...............................33 預(yù)測(cè)已知最大加載應(yīng)力試件使用壽命的算例 .............................35 關(guān)于經(jīng)驗(yàn)剛度斷裂準(zhǔn)則的擬合 .....................................35 75%應(yīng)力水平下的壽命預(yù)測(cè)算例 ....................................36 本章小結(jié) ...........................................................36第 4章 帶孔層合板疲勞及損傷模型研究 .....................................38 不同孔徑帶孔層合板的靜態(tài)參數(shù) .......................................38 試件的幾何尺寸 .................................................38 帶孔板件的靜拉伸試驗(yàn)與靜強(qiáng)度參數(shù) ...............................39 帶孔層合板特征尺寸 d的確定 .....................................39 不同孔徑帶孔層合板的疲勞行為 .......................................40 帶孔板疲勞累積損傷壽命模型 .........................................42 帶孔板的 S—N曲線預(yù)測(cè) ..............................................44 本章小結(jié) ...........................................................46第 5章 總結(jié)與展望 .......................................................47 全文總結(jié) ...........................................................47 展望 ...............................................................48后 記 ...................................................................50參考文獻(xiàn) .................................................................51附錄 .....................................................................55附錄 A：程序清單 ........................................................55附錄 B：外文資料翻譯 ....................................................58英文資料原文部分 ......................................................58英文資料翻譯部分 ......................................................68Comment [kxuy2]: 羅馬數(shù)字章序號(hào)。Comment [kxuy3]: 每章另起一頁，黑體，三號(hào)字Comment [kxuy4]: 章內(nèi)小節(jié)編號(hào)，各左對(duì)齊Comment [kxuy5]: 雙字節(jié)逗號(hào)Comment [kxuy6]: 雙字節(jié)頓號(hào)Comment [kxuy7]: 雙字節(jié)句號(hào)Comment [kxuy8]: 文內(nèi)英語字體：Times New Roman，小四Comment [kxuy9]: 縮寫首次出現(xiàn)時(shí)，應(yīng)在其后附括號(hào)內(nèi)注明，列出原文及最后的縮寫第 1章 概 述本章首先簡(jiǎn)單地介紹了復(fù)合材料的基本概念、特點(diǎn)、發(fā)展過程以及其在民用飛機(jī)上的應(yīng)用情況。然后簡(jiǎn)單的介紹了復(fù)合材料損傷的類型和特點(diǎn)。最后系統(tǒng)的總結(jié)了幾種復(fù)合材料的疲勞累積損傷模型，并按照損傷的不同定義將現(xiàn)有的累積損傷理論分為：剩余壽命模型、剩余強(qiáng)度模型、剩余剛度模型、耗散能模型、Markov 鏈模型。 引 言復(fù)合材料是由兩種或兩種以上不同性質(zhì)的單一材料用物理和化學(xué)方法在宏觀尺度上人工復(fù)合而成的具有新性能的固體材料。在微觀上它是一種不均勻材料，具有明顯的界面，在界面上存在著力的相互作用。它保留了組分材料的主要優(yōu)點(diǎn)，改善了組分材料的的剛度、強(qiáng)度、熱學(xué)等性能，克服或減少了組分材料的許多缺點(diǎn)，還會(huì)產(chǎn)生一些組分材料所沒有的優(yōu)異性能和弱點(diǎn)。通常復(fù)合材料是由高強(qiáng)度、高模量、脆性的增強(qiáng)材料和低強(qiáng)度、低模量、韌性的基體材料經(jīng)一定的成型加工方法制成。復(fù)合材料可綜合發(fā)揮各種組成材料的優(yōu)點(diǎn)，使一種材料具有多種性能?？砂磳?duì)性能的需要進(jìn)行材料的設(shè)計(jì)和制造?？芍瞥伤璧娜我庑螤畹漠a(chǎn)品，避免多次加工。不僅如此，它還有比強(qiáng)度和比模量高、抗疲勞性能好、減震性能好、高溫性能好和破損安全性好等普通金屬無法比擬的特點(diǎn)。但是它也具有脆性材料特性的不足之處。復(fù)合材料的發(fā)展大致可以分為三個(gè)階段。從 1940年到 1960年是玻璃纖維增強(qiáng)塑料時(shí)代，同時(shí)還出現(xiàn)了硼纖維和碳纖維增強(qiáng)塑料，這個(gè)時(shí)期可以看著復(fù)合材料發(fā)展的第一階段。從 1960年到 1980年的 20年里是先進(jìn)復(fù)合材料相繼出現(xiàn)的時(shí)代，它們是Kevlar纖維增強(qiáng)塑料、碳化硅纖維增強(qiáng)塑料、氧化鋁金屬纖維增強(qiáng)塑料、各種金屬基、陶瓷基、碳基纖維增強(qiáng)塑料等，該時(shí)期可以看著發(fā)展的第二段。從 1980年至今是復(fù)合材料發(fā)展的第三階段，先進(jìn)復(fù)合材料在此時(shí)期得到充分的發(fā)展，復(fù)合材料不僅在宇航及航空材料中得到應(yīng)用，而且在所有的工業(yè)領(lǐng)域中都得到廣泛的應(yīng)用。同時(shí)在此階段纖維增強(qiáng)塑料 FRP（Fiber Reinforced Plastic， FRP）和纖維增強(qiáng)金屬 FRM (Fiber Reinforced Metal FRM)都得到了實(shí)用化。復(fù)合材料可以在很大程度上改善和提高了單一常規(guī)材料的力學(xué)性能、物理性能和化學(xué)性能。并且可以解決在工程結(jié)構(gòu)上采用常規(guī)材料無法解決的關(guān)鍵性問題。因此，不僅飛機(jī)、火箭、導(dǎo)彈、艦艇、坦克和人造衛(wèi)星這些軍工產(chǎn)品離不開它，甚至連運(yùn)輸工具、建筑材料、機(jī)器零件、化工容器和管道、電子材料、原子能工程結(jié)構(gòu)材料、醫(yī)療器械、體育用品以及食品包裝等產(chǎn)品也離不開它。由此可見，復(fù)合材料在國民經(jīng)濟(jì)中的作用十分重要，要使工業(yè)和國防現(xiàn)代化，沒有新型的復(fù)合材料的開發(fā)和應(yīng)用是不可能的。纖維增強(qiáng)復(fù)合材料在飛機(jī)的主要結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用始于 70 年代初，隨著復(fù)合材料在飛機(jī)主結(jié)構(gòu)上的大量應(yīng)用，以及其設(shè)計(jì)許用應(yīng)變的提高，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的疲勞成為飛機(jī)設(shè)計(jì)師迫切關(guān)心的問題之一，因而受到廣泛重視。玻璃纖維復(fù)合材料（又稱玻璃鋼）是首先應(yīng)用于飛機(jī)上的復(fù)合材料。因?yàn)椴ＡЮw維增強(qiáng)復(fù)合材料具有較高的比強(qiáng)度，能為無線電波和雷達(dá)波所穿過，制造上又易于成形復(fù)雜外形輪廓。所以，這種復(fù)合材料首先應(yīng)用在飛機(jī)上制作雷達(dá)罩和無線電天線罩（B737－300 的雷達(dá)罩就采用了玻璃纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)。當(dāng)然這種材料也用在民用機(jī)的其他部件上） 。碳纖維復(fù)合材料的優(yōu)異性能是密度低、強(qiáng)度高和彈性模量高，并且熱膨脹系數(shù)小，能耐受多種介質(zhì)的腐蝕，是一種較為理想的纖維增強(qiáng)材料。所以，碳纖維復(fù)合材料在民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)上也得到了廣泛的應(yīng)用。芳綸性能尚佳，但在濕熱環(huán)境下性能明顯下降，一般不用作飛機(jī)主承力結(jié)構(gòu)，多與碳纖維混雜使用。另外，復(fù)合材料發(fā)展方向之一的混雜復(fù)合材料在民用飛機(jī)上也都得到了應(yīng)用。復(fù)合材料在波音和空客某些機(jī)型上的應(yīng)用見圖 11。其中波音787 的復(fù)合材料占全部結(jié)構(gòu)重量的 51%，空客 380 的這個(gè)數(shù)據(jù)也達(dá)到了 22%。但總的來說，目前大型民用飛機(jī)上采用的復(fù)合材料部件主要是指承受和傳遞局部氣動(dòng)載荷的部件或某些內(nèi)部結(jié)構(gòu)，且主要以蜂窩結(jié)構(gòu)的形式應(yīng)用，而不參與飛機(jī)結(jié)構(gòu)的總體受力。如，雷達(dá)罩，整流包皮，副翼，襟翼，升降舵和方向舵等。隨著復(fù)合材料的發(fā)展，目前已研制出主要使用復(fù)合材料的小型商用飛機(jī)（包括有總體受力部件）。但是目前常常由于現(xiàn)有的疲勞壽命估算方法不夠成熟而使長壽命復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)不盡合理。在過去 20 年中，已提出了不少針對(duì)復(fù)合材料疲勞壽命的預(yù)測(cè)方法。這些方法基本上可歸并為基于強(qiáng)度的模型和基于剛度的模型。基于剛度的模型以剩余剛度作為疲勞損傷的度量，其優(yōu)點(diǎn)是剛度可在試驗(yàn)過程中可連續(xù)測(cè)量，但破壞準(zhǔn)則難以確定。與此相反，基于強(qiáng)度的模型有著天然的破壞準(zhǔn)則，但剩余強(qiáng)度試驗(yàn)既花錢又費(fèi)力。本文采用的是基于剛度的方法。(a) A320 結(jié)構(gòu)的材料分配(b) 復(fù)合材料在空客 380 上的應(yīng)用復(fù)合材料的應(yīng)用Comment [kxuy10]: 圖標(biāo)號(hào)，大章號(hào)章內(nèi)序號(hào)。 在圖下標(biāo)注。 黑體，五號(hào)字圖 11 復(fù)合材料在民用飛機(jī)上的應(yīng)用 復(fù)合材料疲勞特性研究方法與以往研究金屬材料疲勞特性問題方法有很大的差別，研究復(fù)合材料疲勞特性問題相對(duì)要復(fù)雜得多，其差別主要來源于復(fù)合材料層合板的各向異性、脆性和非勻質(zhì)性，特別是層間性能遠(yuǎn)低于層內(nèi)性能等特點(diǎn)。另外，復(fù)合材料構(gòu)件在制造、加工、運(yùn)輸過程中可能會(huì)受到外部環(huán)境等因素的影響，而不同程度地帶有各種缺陷或損傷。復(fù)合材料損傷與普通金屬材料的差別主要表現(xiàn)在以下幾方面：（1）裂紋是金屬結(jié)構(gòu)的主要損傷形式，而復(fù)合材料的損傷形式包括界面脫膠、分層和低能量(