復合材料層合板沖擊后的疲勞壽命研究.pdf

1、隨著航天航空科技的快速發(fā)展，先進復合材料以其比重小、比強度比模量高、耐高溫性能好、耐疲勞性能優(yōu)越等獨特優(yōu)點在現(xiàn)代航空飛行器結構中獲得廣泛應用，較好地滿足了航空業(yè)對高性能低成本制備工藝技術和減重方面的高要求。然而復合材料層合板在制造和使用中受到低速沖擊時，內部會出現(xiàn)大面積的不可視損傷，尤其是受到交變循環(huán)載荷作用時，損傷會快速擴展，使得層板結構的承載能力和疲勞性能都大大降低，甚至會突然破壞，造成安全隱患。因此開展復合材料層合板沖擊后的疲勞壽

2、命研究，對于提高復合材料層合板結構的利用率和降低飛行器使用維修成本具有重要的理論意義和工程應用價值。
　　本文針對某典型鋪層T300/5405雙馬來酰亞胺復合材料層合板開展了2種能量的低速沖擊損傷和沖擊后的靜壓縮試驗研究，獲得層板沖擊后的損傷規(guī)律，通過對比無損層板的靜壓縮強度，討論了沖擊對復合材料層板靜壓縮強度的影響；對2種能量沖擊后的層板在5種應力水平下進行壓-壓疲勞試驗研究，分析了疲勞損傷擴展與疲勞壽命之間的變化規(guī)律。研究表明

3、：當垂直于疲勞載荷方向上的損傷寬度超過試件寬度的50％時，試件的剩余疲勞壽命不及總體壽命的1/10；無論是試件表面的可視損傷還是內部不可視損傷，其擴展都經歷了穩(wěn)定擴展和快速擴展兩個階段；與4.45J/mm能量沖擊相比較，6.67J/mm能量沖擊后，層板損傷擴展的疲勞應力閥值要低一些。根據(jù)損傷檢測結果，運用開口等效法將層板沖擊損傷區(qū)域等效為相應孔徑的開孔，基于無孔層合板指數(shù)函數(shù)規(guī)律的疲勞模型，采用含孔正交各向異性材料的平均應力破壞準則，提