1.北京航空航天大学材料科学与工程学院.北京100191

　　2.中国商用飞机有限责任公司上海飞机制造有限公司.上海200436

　　摘要以碳纤维增强环氧树脂基复合材料结构为研究对象。设计了含有预埋分层缺陷复合材料层合板的典型试件及压缩实验装置。采用试验与数值模拟相结合的方法。研究了分层缺陷位置、大小对结构压缩强度的影响。研究结果表明。分层缺陷的位置会改变层合板的分层形式。且小尺寸分层缺陷对于层合板的压缩强度几乎无影响。此结论可为复合材料结构应用于飞机结构的设计和制造提供依据。

　　引言

　　复合材料已成为航空航天领域广泛应用的材料之～.在B787和A350飞机上的用量比例均已超过50%。然而，复合材料结构与各向同性材料不同，复合材料结构具有层压成型层合结构的特征，其层间强度低。因此，复合材料结构在服役或制造过程中以及外界环境作用下，极易产生界面脱胶、层间分层等损伤，特别是在受到外来物的横向冲击时，很容易使内部产生分层⋯。由于内部分层等损伤具有不可见性和难修补性，因此研究出现分层损伤后复合材料结构的剩余强度具有重要的理论和实践意义口--4]。本文选取碳纤维增强环氧树脂基复合材料为研究对象，通过预埋分层缺陷实现对分层损伤大小及位置的控制.采用试验与数值模拟相结合的方法研究了分层损伤对结构压缩强度的影响，研究结果可为复合材料结构应用于飞机结构设计和制造提供依据。

　　1 有限元数值模拟研究

　　本文研究基于Hashin关于纤维增强复合材料的失效起始判据的理论口-71，该理论包括纤维拉伸断裂(式(1))、纤维压缩屈曲(式(2))、基体在横向拉伸和剪切下的断裂(式(3))、基体在横向压缩和剪切下的压溃(式(4))等失效模式分析。

　　3试验结果与分析

　　图3为缺陷位于上层、中层、下层以及不含缺陷试样的位移一载荷曲线，每组试样有4件分别为含不同缺陷尺寸的复合材料层合板。从图中可以看出，在压缩载荷作用下含不同尺寸缺陷的层合板路径基本一致，载荷峰值差别较大，除不含缺陷试样外，预埋缺陷位于中层的试样载荷峰值最高，其次为上层，缺陷位于下层的试样载荷峰值最低。从位移一载荷曲线图可看出.分层缺陷会降低试样的压缩强度。

　　不同尺寸的分层缺陷对压缩强度的影响不同，其载荷路径有重合之处。图4给出了不同尺寸不同位置的压缩强度。

　　可以看出，对于含表层分层缺陷层合板，压缩强度随着缺陷尺寸的增大有减小的趋势，较大分层缺陷尺寸(缺陷直径大于9mm)对层合板的压缩强度影响较明显，而缺陷尺寸小于一定值时(缺陷直径小于3mm)对层合板的压缩强度影响不是很明显，这时强度趋于无损强度;对于含中间分层缺陷层合板，压缩强度受缺陷尺寸的影响不大。另外，从图中还可以看出，同一缺陷大小同一位置的不同试样，压缩强度并不相同，离散性在11%～25%之间，这与试验中存在不利于压缩强。度测量的客观因素有关，例如试样的对中、夹具的变形、试样的加工几何精度、夹持力等。

　　图5给出了含分层缺陷复合材料层合板压缩损伤模式及局部放大图，并对断口进行电子显微镜观察(图6)。由图可看出，分层缺陷会改变层合板的破坏模式，压缩过程中，当压力达到一定程度时.缺陷上表面材料铺层“鼓起”，而相应的反面由于压缩力矩的不平衡产生顺势弯曲失稳.致使层合板的破坏方向为向缺陷下表面微弯。

　　无预埋缺陷分层试样的失效模式为层板整体欠稳引发层合板破坏，如罔7、冈8所示，上层预埋分层缺陷的试件在压缩过程中表现为局部屈曲模态，局部屈曲强度只有其破坏强度的30%～60%，分层直径增加.局部屈曲强度降低。局部屈ffn发生后，层合板尚可进一步承载，直至层合板失稳破坏。中间分层缺陷层合板压缩损伤不m现局部分层屈曲，直接产生较大的响声后发生整体压缩破坏。