基于疲勞損傷理論的復(fù)合材料膠接修補(bǔ)結(jié)構(gòu)參數(shù)研究.pdf

1、碳纖維復(fù)合材料因其優(yōu)越的性能普遍應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域中。復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)或多或少會(huì)出現(xiàn)一些微小損傷，鑒于此種情況，復(fù)合材料貼片修補(bǔ)逐漸成為人們的一個(gè)分析重點(diǎn)。而航空器結(jié)構(gòu)在飛行情況下不僅承受靜載荷還受到一些疲勞載荷的影響，因此疲勞載荷下膠接修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度研究則具有重要的實(shí)際意義。本文主要研究了疲勞載荷下復(fù)合材料膠接修補(bǔ)結(jié)構(gòu)的損傷擴(kuò)展和剩余強(qiáng)度。
　　首先，采用 APDL編程語(yǔ)言進(jìn)行碳纖維復(fù)合材料建模，并建立復(fù)合材料膠接修補(bǔ)結(jié)構(gòu)

2、的疲勞逐漸損傷仿真模型?；谌S Hashin疲勞失效準(zhǔn)則，分別考慮了基體開(kāi)裂疲勞失效、基體壓縮疲勞失效、基體纖維剪切疲勞失效、層間拉伸疲勞失效、層間壓縮疲勞失效、纖維斷裂疲勞失效和纖維壓縮疲勞失效七種單元失效模式，使用 Shokrieh提出的復(fù)合材料衰減模型仿真復(fù)合材料單元的疲勞失效擴(kuò)展情況，并選擇突降準(zhǔn)則作為疲勞損傷單元材料屬性的變化準(zhǔn)則。
　　其次，采用以連續(xù)介質(zhì)損傷力學(xué)為基礎(chǔ)的膠層失效判定準(zhǔn)則，使用該膠層失效準(zhǔn)則來(lái)模擬膠層