復(fù)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(fù)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(jié)構(gòu)中獲得廣泛應(yīng)用，較好地滿足了航空業(yè)對高性能低成本制備工藝技術(shù)和減重方面的高要求。然而復(fù)合材料層合板在制造和使用中受到低速沖擊時，內(nèi)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(jié)構(gòu)的承載能力和疲勞性能都大大降低，甚至?xí)蝗黄茐?，造成安全隱患。因此開展復(fù)合材料層合板沖擊后的疲勞壽

2、命研究，對于提高復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)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(yīng)用價值。
　　本文針對某典型鋪層T300/5405雙馬來酰亞胺復(fù)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(fù)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(yīng)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(dāng)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(nèi)部不可視損傷，其擴展都經(jīng)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(yīng)力閥值要低一些。根據(jù)損傷檢測結(jié)果，運用開口等效法將層板沖擊損傷區(qū)域等效為相應(yīng)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(yīng)力破壞準(zhǔn)則，提