增强金其设计许用应变的提高，复合材料结构的疲劳成为飞机设计师迫切关心的问题之，因而受到广泛重视。

玻璃纤维复合材料又称玻璃钢是首先应用于飞机上的复合材料。

因为玻璃纤维增强复合材料具有较高的比强度，能为无线电波和雷达波所穿过，制造上又易于成形复杂外形轮廓。

所以，这种复合材料首先应用在飞机上制作雷达罩和无线电天线罩的雷达罩就采用了玻璃纤维复合材料结构。

当然这种材料也用在民用从年到年是综合发挥各种组成材料的优点，使种材料具有多种性能。

可按对性能的需要进行材料的设计和制造。

可制成所需的任意形状的产品，避免多次加工。

不仅如此，它还有比强度和比模量高抗疲劳性能好减震性能好高温性能好和破损安全性好等普通金属无法比拟的特点。

但是它也具有脆性材料特性的不足之处。

但是它也具有脆性材料特性的不足之处。

复合材料的发展大致可以分为三个阶段。

它还有比强度和比模量高抗疲劳性能好减震性能好高温性能好和破损安全性好等普通金属无法比拟的特点。

可制成所需的任意形状的产品，避免多次加工。

不仅如此，部分内容简介度高模量脆性的增强材料和低强度低模量韧性的基体材料经定的成型加工方法制成。

复合材料可综合发挥各种组成材料的优点，使种材料具有多种性能。

可按对性能的需要进行材料的设计和制造。

可制成所需的任意形状的产品，避免多次加工。

不仅如此，它还有比强度和比模量高抗疲劳性能好减震性能好高温性能好和破损安全性好等普通金属无法比拟的特点。

但是它也具有脆性材料特性的不足之处。

复合材料的发展大致可以分为三个阶段。

从年到年是玻璃纤维增强塑料时代，同时还出现了硼纤维和碳纤维增强塑料，这个时期可以看着复合材料发展的第阶段。

从年到年的年里是先进复合材料相继出现的时代，它们是纤维增强塑料碳化硅纤维增强塑料氧化铝金属纤维增强塑料各种金属基陶瓷基碳基纤维增强塑料等，该时期可以看着发展的第二段。

从年至今是复合材料发展的第三阶段，先进复合材料在此时期得到充分的发展，复合材料不仅在宇航及航空材料中得到应用，而且在所有的工业领域中都得到广泛的应用。

同时在此阶段纤维增强塑料和纤维增强金属都得到了实用化。

复合材料可以在很大程度上改善和提高了单常规材料的力学性能物理性能和化学性能。

并且可以解决在工程结构上采用常规材料无法解决的关键性问题。

因此，不仅飞机火箭导弹舰艇坦克和人造卫星这些军工产品离不开它，甚至连运输工具建筑材料机器零件化工容器和管道电子材料原子能工程结构材料医疗器械体育用品以及食品包装等产品也离不开它。

由此可见，复合材料在国民经济中的作用十分重要，要使工业和国防现代化，没有新型的复合材料的开发和应用是不可能的。

纤维增强复合材料在飞机的主要结构中的应用始于年代初，随着复合材料在飞机主结构上的大量应用，以及其设计许用应变的提高，复合材料结构的疲劳成为飞机设计师迫切关心的问题之，因而受到广泛重视。

玻璃纤维复合材料又称玻璃钢是首先应用于飞机上的复合材料。

因为玻璃纤维增强复合材料具有较高的比强度，能为无线电波和雷达波所穿过，制造上又易于成形复杂外形轮廓。

所以，这种复合材料首先应用在飞机上制作雷达罩和无线电天线罩的雷达罩就采用了玻璃纤维复合材料结构。

当然这种材料也用在民用机的其他部件上。

碳纤维复合材料的优异性能是密度低强度高和弹性模量高，并且热膨胀系数小，能耐受多种介质的腐蚀，是种较为理想的纤维增强材料。

所以，碳纤维复合材料在民用飞机结构上也得到了广泛的应用。

芳纶性能尚佳，但在湿热环境下性能明显下降，般不用作飞机主承力结构，多与碳纤维混杂使用。

另外，复合材料发展方向之的混杂复合材料在民用飞机上也都得到了应用。

复合材料在波音和空客些机型上的应用见图。

其中波音的复合材料占全部结构重量的，空客的这个数据也达到了。

但总的来说，目前大型民用飞机上采用的复合材料部件主要是指承受和传递局部气动载荷的部件或些内部结构，且主要以蜂窝结构的形式应用，而不参与飞机结构的总体受力。

如，雷达罩，整流包皮，副翼，襟翼，升降舵和方向舵等。

随着复合材料的发展，目前已研制出主要使用复合材料的小型商用飞机包括有总体受力部件。

但是目前常常由于现有的疲劳寿命估算方法不够成熟而使长寿命复合材料结构设计不尽合理。

在过去年中，已提出了不少针对复合材料疲劳寿命的预测方法。

这些方法基本上可归并为基于强度的模型和基于刚度的模型。

基于刚度的模型以剩余刚度作为疲劳损伤的度量，其优点是刚度可在试验过程中可连续测量，但破坏准则难以确定。

与此相反，基于强度的模型有着天然的破坏准则，但剩余强度试验既花钱又费力。

本文采用的是基于刚度的方法。

结构的材料分配复合材料在空客上的应用图复合材料在民用飞机上的应用复合材料的应用复合材料疲劳特性研究方法与以往研究金属材料疲劳特性问题方法有很大的差别，研究复合材料疲劳特性问题相对要复杂得多，其差别主要来源于复合材料层合板的各向异性脆性和非匀质性，特别是层间性能远低于层内性能等特点。

另外，复合材料构件在制造加工运输过程中可能会受到外部环境等因素的影响，而不同程度地带有各种缺陷或损伤。

复合材料损伤与普通金属材料的差别主要表现在以下几方面裂纹是金属结构的主要损伤形式，而复合材料的损伤形式包括界面脱胶分层和低能量特别是低速外来物产生的冲击损伤。

复合材料静强度缺口敏感性远高于金属材料，这是由于金属材料般都具有屈服阶段，而复合材料往往直至破坏，其应力应变曲线仍呈现线性。

复合材料的疲劳缺口敏感性远低于金属材料，其疲劳缺口系数远小于静应力集中系数，并且在中长寿命情况下接近。

金属材料般对疲劳比较敏感，特别是含缺口结构受拉拉疲劳时，其疲劳强度会急剧下降，但复合材料般都有优良的疲劳性能，对于常用的纤维增强多向层合板，在拉拉疲劳下，它能在最大应力为极限拉伸强度的载荷下经受次循环。

在拉拉或压压疲劳下，其疲劳强度略低些，但次循环对应的疲劳强度均不低于相应静强度的。

生产和使用过程中外来物的冲击都可能引起复合材料结构内部产生大范围基体开裂和分层，其外表面往往目视不可检，但此时压缩承载能力己大幅度下降。

分层是复合材料层合板结构特有的损伤形式。

这类损伤对层合板或结构强度和刚度下降的影响是显著的。

对复合材料结构损伤主要考虑冲击损伤和分层，因此其损伤扩展性能主要是指冲击损伤和分层在疲劳载荷下的冲蚀将材料在疲劳载荷作用下的过程分为两个阶段第阶段为疲劳特性阶段，材料在此阶段不会失效，只是随着载荷循环次数的增加而不断的积累损伤扩展裂纹。

第二阶段为静强度特性阶段，材料在此阶段将突然失效，而失效与否取决于静强度理论。

第阶段在时间上几乎占有全部的使用寿命，第二阶段只占有破坏前的几个载荷循环或更少。

虽然时间极短，但它对材料的影响极大，它是材料在第阶段量变的积累，是材料最后发生的质变过程。

所以总的来说，复合材料不管在静载荷还是在循环载荷的作用下，最终的破坏都可以看着是单次循环造成的静强度破坏，两者不同的只是材料微结构的响应过程，即损伤的累积过程不样。

第章带孔层合板疲劳及损伤模型研究事实上，复合材料的疲劳研究是建立在试验基础上的门学科，故研究复合材料构件的疲劳强度，最好的方法是对其零构件进行疲劳试验，这样才能准确地评价其真实的疲劳损伤特性，但是这样做的消耗是非常巨大的。

于是我们可以设计些标准的试样进行疲劳损伤试验，如光滑试件标准缺口试件等。

工程结构的疲劳破坏通常发生在诸如连接开孔等缺口处，所以缺口件的疲劳行为分析对结构的疲劳强度估算是十分重要的。

本章首先通过查阅相关文献的试验数据，分析不同孔径对层合板铺层参数的静态拉伸特性和疲劳行为的影响，获得带孔层合板疲劳累积损伤模型的数学表达式，并运用该模型对孔径层合板的曲线曲线进行预测，结果显示预测值与试验值较为接近。

不同孔径带孔层合板的静态参数试件的几何尺寸层合板的静态参数是进行疲劳试验的重要参数。

本文通过查阅相关的复合材料文献，得到三种不同孔径的层合板静态拉伸试验的数据。

三种不同孔径的层合板试件的两端使用高性能结构型胶粘贴有厚度为的环氧树脂玻璃纤维板加固。

试件的几何形状和尺寸分别见图和表图试件的几何形状图表试件的几何参数长度宽度孔径三种不同孔径试件的共同特点是试件的总长度相同，尽管孔径长度不同但是孔径与宽度的比值均为。

带孔板件的静拉伸试验与静强度参数同第三章的试验条件样，试验在电液伺服疲劳试验机上进行。

试验采用循环正弦波加载，加载频率为赫兹，应力比。

所有试验均在室温中进行。

试验开始时，为了确定以后疲劳试验中加载的循环应力峰值，首先进行静拉伸试验，试验数据见表。

表含孔层合板的静拉伸参数层合板孔径试验结果试验破坏载荷试验破坏强度平均破坏强度带孔层合板特征尺寸的确定根据第二章节的式可以求出不同孔径的复合材料层合板特征尺寸的大小。

侯县计算层合板的应力集中系数。

层合板的刚度系数矩阵则把相关的系数代入式得到应力集中系数把带孔板强度极限代入式可以得到三种不同孔径层合板的特征尺寸，其结果见表所示表带孔板特征尺寸的计算结果孔径特征尺寸对于给定的复合材料层合板来讲，特征尺寸是材料常数。

本文特征尺寸取表计算的数学平均值，即为。

特征尺寸处的应力是带孔板静态破坏的重要参数，也是本文建立带孔板疲劳模型的重要参数。

不同孔径带孔层合板的疲劳行为为了了解不同孔径大小对复合材料层合板疲劳特性的影响和建立带孔板疲劳累积损伤模型的具体表达式，在统净截面应力频率为应力比为环境温度为条件下对三种不同孔径的层合板进行疲劳试验研究。

试验结果见表表表孔径为层合板的试验结果试件代号应力寿命次平均值表孔径为层合板的试验结果试件代号应力寿命次平均值表孔径为层合板的试验结果试件代号应力寿命次平均值根据表表的试验结果，绘制出同应力水平和相同宽径比的疲劳寿命变