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性能。试验结果表明，般很难观察到它们在疲劳载荷作用下的扩展，即使出现损伤扩展，也往往出现在寿命后期，并且很难确定其扩展规律。各向异性复合材料比各向同性材料构件在疲劳和断裂性能方面具有较大的分散性。复合材料静强度和疲劳强度的分散性均高于金属材料，特别是疲劳强度尤为突出。湿热效应等是影响复合材料结构性能的重要因素。除了极高温外，般不考虑湿热对金属材料强度的影响，但复合材料基体不仅对温度敏感，而且容易吸收周围环境的水份，在湿热环境条件下，由基体控制的力学性能如压缩剪切等会明显下降。正是由于复合材料的以上性能区别于金属材料，在进行复合材料疲劳寿命估算时，必须提供准确可靠的疲劳损伤形式与损伤扩展性能数据。纤维增强能，为基体即芯层的应变能。是由外载荷所作的功，而且函数的定义见附录。采用同模型中相同的步骤。则在临界脱粘长度时，为了求单位宽度上的临界加载值，可以通过解方程得到此处，,,图夹层板内蜂窝夹心层的几何形状关于，等矩阵的定义，读者可以参考附录。对于不同的材料本文中特指面板与芯层，在其屈曲过程中将各阶段的柔度考虑在内，本文中对的表达采取了能量释放率的平均形式。对于定的复合材料及铺层，面板的弹性模量可以由经典层合板理论推得。蜂窝夹心层得力学性能参数通常用它的有效性能参数来描述，有效性能参数与均匀材料的芯层的性能参数相同。而这些有效性能参数是芯层材料性能参数与蜂窝几何参数的函数，其中几何参数包括芯层的杨氏模量，蜂窝壁厚，蜂窝尺寸如图所示。例如，蜂窝层的有效杨氏模量可以定义为蜂窝夹心层的几何参数可以通过的表达式来表达，这样同样也是芯层的几何形状的个函数，即就是此处，指芯层的高度，指剥落层的宽度。夹层板及蜂窝材料的力学性能参数可以通过参考资料和得到。因此，根据定的面板及芯层的几何形状和力学性能参数，联立方程在材料的值及几何形状已知的情况下，就可以使设计者得到在临界脱粘长度下，裂纹扩展的临界加载值。结果及讨论首先应该找出种求的方法，然后再通过解方程来求临界断裂载荷。目前，复合材料夹层板的脱粘准则值还不确定，虽然可以利用经典线弹性力学方法通过Ⅰ型裂纹来测定，但是该方法对于夹层板并不适用。通过胶粘接合铝黏合层以及厚度为毫米英寸的环氧粘合剂的裂纹韧度即从参考资料中查得。而且由于夹层板的未知，所以可以应用于此处的分析中。虽然粘接结合面的断裂试验结果不能直接应用于大量粘合的情况，但是作为设计举例的目的，可以假设为铝面板与环氧夹心层的夹层板模型如图。对于拥有定的芯层高度，壁厚的蜂窝夹心层，如果它的有效模量与环氧剂的有效模量相接近，那么假设所提出的夹层板模型将与真实的模型很好的吻合。使用图中的数据，单位宽度上基体的弹性模量为。该数据与厚度为的的铝质蜂窝夹心层相接近。输入的数据为面板的杨氏模量面板的厚度芯层的杨氏模量芯层的厚度断裂韧度变形单元数用来计算式中的变形量图所选模型的材料及几何形状初始的临界脱粘长度设为，增长速率为每次反复循环增长，直至。图所示为在给定的脱胶长度下，面板单位宽度上的临界断裂载荷。图示的曲线形状是线弹性断裂力学中的种典型曲线及就是说，初始临界脱粘长度越大，裂纹增长的临界载荷就越小。从图可以看出，当脱粘裂纹长度小于时，铝合金面板的屈曲可以控制面板的破坏。从而，当达到定的脱胶长度时，静强度破坏将是主要的破坏方式，并且是决定夹层板破坏的个主导性因素。图用和模型所预测的临界断裂载荷与临界脱胶长度间的关系图在面内加载情况下，脱粘尺寸对夹板及芯层断裂应力的影响图所示为对该模型所进行的定性实验核对。该实验使用的夹层板包含厚的绿枞夹板，以及厚的泡沫状夹心层。从图中我们可以看到长的脱胶长度并不能够影响断裂破坏的状态，而当裂纹长度为时，会使破坏应力有略微的降低。因此，正如用线弹性断裂力学所预测的样，可能存在个最小的脱胶长度，当脱胶长度超过它时，裂纹才开始扩展。如果个复合材料夹层板的这个非破坏性值旦给定，那么当脱胶长度低于这个数值时，就可以采用静态破坏的理论来分析它。从图中我们可以看出，脱胶长度大于时，预测的破坏形式应该是屈曲以及脱胶裂纹的扩展。总体上看来，用模型所预测结果与用模型所预测的结果非常接近，尤其是当脱粘长度较长时。结论通过本文可知，关于夹层板的脱胶裂纹扩展问题，可以采用屈曲分析以及线弹性力学理论来预测夹层板中裂纹扩展的临界面内加载值。如果能够采用合适的技术来检定临界裂纹的尺寸，那么本文中所提到的设计方法也可以用来对复合材料夹层板进行损伤容限设计。我们建议在以后的工作中，能够通过试验来测量出各种不同蜂窝夹心层以及面板的临界应变能释放率。同时将该研究与目前的理论研究相结合，可以对带有初始脱粘裂纹的夹层板结构提供设计准则。而且，还可以将相似的设计方法应用于其它形状的裂纹比如两维的裂纹圆型和椭圆型裂纹及其他的载荷状态中。例如，采用本文中的方法可以用来预测板件在四点弯曲作用下的突然翘曲以及裂纹的扩展。参考资料,Ⅰ,附录模型静屈曲问题的解法该部分提供了模型中，弹性基体上脱胶层静屈曲问题的解法。该模型的示意图图从参考资料中得到。假设在两端固支的条件下，形变函数为此处，形变函数由函数所定义，表示表示在傅立叶级中，方式下的振副。在计算机计算变形量函数的过程中，考虑到计算机的计算速度，应当给与个合适的变形单元数。弯曲能，基体的应变能，外载荷所做的功的表达式分别为这三个函数都可以通过无量纲参数，，转化为第二部分中的式。函数代表从基体中获得的反作用力的等级因子，表示为