低速碰撞下复合材料叠层板的微裂纹演化及其对弹性模量的影响

采用双线性特性破坏模型研究了复合材料叠层板各层内部开裂裂纹的演化;通过引入弹性模量的裂纹影响系数表示,推导出裂纹影响系数与应变及应变率之间的微分关系,并得到裂纹耗散功率与裂纹影响系数变化率之间的关系。通过计算不同初始碰撞速度下复合材料叠层板的应变、应变率响应以及裂纹影响系数的演化,得到整个冲击过程中各层内任意点附近裂纹开裂情形及其对弹性模量的影响;通过检查界面各点处的裂纹影响系数是否发生改变,预测了碰撞完成之后复合材料叠层板中各层内微裂纹的分布区域位置与大小;并将该预测结果与其他破坏准则计算结果进行了比较。计算结果表明,在碰撞过程中各层内任意点处的应力值超过其屈服强度后,该点附近的弹性模量开始发生衰减,衰减大小随铁球初始碰撞速度的增大而增大。在四边夹支的边界条件下,复合材料叠层板的裂纹分布区域同样最先出现在碰撞点及边界中点位置,区域面积随初始碰撞速度的增大不断扩大     

正交叠层板横向开裂问题的研究

采用有限子层剪滞模型,并结合线弹性断裂力学,首先研究了正交叠层板在受到沿0o层方向的拉伸荷载作用下,90o层中产生横向初始开裂问题。然后采用坐标变换并结合线性叠加原理,研究了90o层发生横向基体多级开裂问题。求得了与实验结果较吻合的初始破坏应变和裂纹密度,证实了分析方法的正确性和可靠性。     

叠层板的翘曲修正模型

本文利用翘曲修正理论,通过最小势能原理导出了复合材料叠层板的静力方程。数值计算则采用二维升阶谱有限元技术,用本文方法计算正交铺层矩形叠层板所得的位移、应力分布结果与精确解相比,具有很好的收敛性。     

冲击载荷下复合材料层合杆的动力屈曲

研究复合材料层合杆被一质量块以某一速度沿轴向进行碰撞而导致的动力屈曲现象,采用不同的横向剪切理论,并用差分方法对杆的动力屈曲方程进行求解。文中考察了冲击块质量、初挠度、应力波、横向剪切等因素对临界冲击速度以及屈曲模态的影响。     

压电复合材料层合板的热压电弹性简化模型研究

为有效分析压电复合材料层合板在热、电和载荷下的单向耦合热电弹性问题,基于变分渐近方法(VAM)建立热电弹性简化模型。首先根据虚功原理推导三维压电复合板总势能泛函。然后基于变分渐近法,利用板固有的小参数将三维总势能泛函渐近扩展为系列二维泛函,同时将近似泛函转换为Reissner形式以便实际工程应用。最后建立三维场重构关系以正确预测沿厚度方向的应力分布。计算结果显示:基于该模型重构的沿厚度方向横向剪切应力较古典层合理论和一阶剪切变形理论精确度更好,与三维有限元精确解相一致,表明该模型在压电复合材料层合板应力预测上的有效性。     

圆锥头弹体冲击复合材料层合板数值模拟

采用ABAQUS软件建立了圆锥头弹体正冲击复合材料层合板的有限元模型,并与已有文献结果进行对比验证了模型的可靠性,进而研究圆锥头弹体以不同的入射角度冲击复合材料层合板时初始速度与剩余速度的关系、复合材料层合板的破坏形态及弹体发生跳弹的规律。结果表明：弹体以90°入射角冲击复合材料层合板,在距离临界速度较大时,弹体的剩余速度与初始速度呈线性关系;不同的初始速度对复合材料层合板的损伤面积和破坏机制也不相同;弹体的入射角度越小、复合材料层合板越厚,越容易产生跳弹现象,并给出了入射角度和铺陈层数对跳弹现象的影响规律。该研究可为各种防护装备的设计和优化提供参考。     

纤维增强复合板中声弹Lamb波的波结构分析

基于线性三维弹性理论和“增量变形力学”理论,采用勒让德正交多项式展开法,推导了在水平和垂直方向施加初应力时,沿纤维增强复合板的非主对称轴方向传播的声弹Lamb波的波动方程,并对波动方程进行数值求解。为了验证方法的准确性,将该文方法求解的各向同性材料的相速度频散曲线与Disperse?软件的计算结果进行比较,两者吻合良好。以单层单向纤维增强复合材料板为例,计算了无初应力状态下的波结构应力曲线,并与应力自由边界初始条件的一致性进行了比较。研究了水平和垂直方向初应力效应对Lamb波频散曲线的影响。针对声弹效应较为敏感的Lamb波A₀模态,着重分析了初应力效应对波结构位移分布曲线的影响。     

复合材料叠层梁的冲击响应特性

用平面应力模型来模拟复合材料叠层梁，得到了正交各向异性叠层梁的频率和模态函数，并用间接模态叠加法（IMSM）求得了叠层梁的瞬态响应。针对正交各向异性单层梁，把研究结果与Timoshenko梁结果进行了的比较，说明了厚度效应对冲击响应的重要影响。对叠层梁受冲击过程中其内部的应力特征及波传播现象进行了分析。     

碳纤维复合材料层合板低速冲击损伤应力分析

目的 为掌握碳纤维复合材料板在低速冲击载荷作用下的损伤规律,延缓失效破坏,对其冲击损伤的应力状态进行研究。方法 基于ABAQUS平台,建立碳纤维复合材料层合板低速冲击有限元模型,采用Hashin失效准则和VUMAT用户子程序,对碳纤维复合材料层合板的冲击过程进行数值模拟,同时考虑层合板层内与层间失效,以此来研究低速冲击条件下复合材料的损伤机理,分析冲击损伤过程中的应力变化趋势,讨论应力的分布状态。重点研究铺层角度及铺层距离冲头远近对应力的影响。结果 不同角度铺层的应力传播轨迹均沿着纤维方向和垂直于纤维方向同时扩展,应力均先增加至极限值而后迅速下降;铺层角度越大,板料的承载能力越弱,0°铺层的极限应力为1 432 MPa,而90°铺层的极限应力降至1 206 MPa;离冲头越远的铺层应力越小,达到峰值的时间更早且率先下降,说明远离冲头的铺层更早发生失效。结论 揭示了碳纤维层合板在低速冲击载荷作用下的应力状态及其对损伤的影响规律,能够为复合材料层合板零件设计提供参考。     

含不同形状分层缺陷蜂窝夹层板的压缩性能

对含面板/夹芯界面中央分层缺陷复合材料蜂窝夹层板的压缩性能进行了试验研究和理论分析,考察了一种圆形分层和2种矩形分层缺陷对其压缩强度的影响,并采用子层局部屈曲模型对压缩强度进行了计算。结果表明：无缺陷夹层板表现为总体失稳破坏,而对于含分层缺陷的夹层板,则视分层形状及其大小的不同而表现出不同的破坏机制。对于矩形缺陷的长边与载荷方向垂直的夹层板,一般情况下面板子层局部屈曲对夹层板的最终破坏不起控制作用;对于矩形缺陷的长边与载荷方向平行的夹层板,表现为总体失稳破坏。压缩破坏过程中,面板子层屈曲起控制作用的夹层板,子层局部屈曲模型能够比较精确地预测其压缩强度。     

带脱层复合材料层板的低速冲击响应

研究了含脱层损伤的复合材料层板在低速冲击下的瞬态响应问题。首先,用基于Mindlin板理论的有限元法来描述层板的运动和变形,并同时考虑了层板大变形的影响。另外,用一种修正的Hertzian压痕法则来计算层板和刚球间的冲击力。同时为了有效地处理脱层间的动态接触问题,采用了由笔者以前提出的一种修正的Lagrange multiplier乘子法来提高计算精度和效率;为了研究脱层的扩展机理,提出了一种基于Mindlin板模型的应变能释放率的计算方法,用于计算脱层前沿的应变能释放率的分布。最后,算例研究了刚球的初始冲击速度、脱层面积和脱层位置对计算结果的影响,算例中提供的信息为人们更好地理解脱层损伤的扩展机理和它对复合材料层板的低速冲击响应的影响提供了依据。     

低速冲击后复合材料层合板的压缩破坏行为

对缝纫层合板和无缝纫层合板进行低速冲击后压缩破坏实验,以研究低速冲击后层合板的压缩破坏机理。采用C扫描、X射线、热揭层等技术对层合板内的损伤进行测量和对比。结果表明,界面不是很强的碳纤维增强复合材料层合板低速冲击后受压时,层合板非冲击面的子层屈曲及其扩展是导致层合板冲击后压缩强度下降的重要因素,而且子层屈曲主要是沿垂直载荷的方向(90°)扩展;对于准各向同性板,屈曲子层中与母层相邻的铺层的方向一般为90°。层合板的剩余压缩强度与板的冲击损伤面积无直接关系。      

不同形状弹体高速冲击下复合材料层板损伤分析

根据纤维增强复合材料宏细观结构,基于纤维的线弹性假设和基体的粘弹性假设,推导了单向复合材料粘弹性损伤本构关系。在此基础上,结合Hashin失效准则进行单层板面内损伤识别,通过界面单元模拟层间分层损伤,采用非线性有限元方法,建立了复合材料层板高速冲击损伤有限元分析模型。利用该模型,深入研究了不同形状弹体高速冲击下复合材料层板的弹道性能和损伤特性,探讨了相关参数对冲击损伤的影响规律,获得了一些有价值的结论。     

玻璃纤维-不锈钢网混杂增强环氧树脂层合板对球形弹斜冲击响应特性实验研究

为了研究玻璃纤维-不锈钢网混杂增强环氧树脂层合板在球形弹高速斜冲击下的损伤特性,利用一级气炮对2 mm厚度的玻璃纤维增强环氧树脂复合材料层合板和含一层、三层304不锈钢网的玻璃纤维-不锈钢网混杂增强环氧树脂层合板进行倾角为30°的冲击实验,以揭示304不锈钢网对层合板弹道极限和能量吸收的影响规律,并分析层合板损伤特征及其机理。通过实验发现,含有三层不锈钢网层合板的弹道极限最高,而不含不锈钢网层合板和含一层不锈钢网层合板的弹道极限速度接近。层合板吸收的能量随着弹体速度增加呈现出先增加后趋于平稳,然后急剧上升的趋势。层合板损伤模式为基体开裂和破碎、分层、不锈钢丝拉伸断裂、纤维拉伸断裂和剪切断裂。层合板分层损伤面积随弹体速度增大先增大后减小,最后趋于稳定。当弹体速度较低时,层合板主要发生纤维拉伸断裂、基体开裂、层间有分层损伤产生。随着弹体速度的增大,层合板正面纤维逐渐发生压剪断裂、基体破碎,背面纤维发生严重的拉伸撕裂。      

Woven glass/epoxy laminates subject to projectile impact

Impact results of woven E-glass/epoxy composite laminates are presented in this paper. A gas gun was employed to launch 12.7 mm diameter hemispherically-tipped projectiles 35.5 g in weight. The developed laser Doppler anemometer (LDA) system was successfully employed to record the projectile velocity history, whose range was from several m/s to twice the ballistic limit of the target, and was converted into the force history by using both the optimization and the polynomial curve-fitting methods. It was found that, when the projectile initial velocity was lower than the ballistic limit, the delamination area was approximately proportional to the initial energy of the projectile, and the relationship between the absorbed energy and initial energy of the projectile followed a straight line of unit slope when it was expressed non-dimensionally. Also, the incremental rate of the peak impact force became gradually smaller and finally reached a constant value at the ballistic limit, and the impact force history became progessively asymmetric. Beyond the ballistic limit, the absorbed energy remained approximately constant regardless of the increase of the initial striking velocity of the projectile. The peak impact force, on the other hand, was surprisingly found to increase again.     

基于CFRP层合板钻削轴向力时变曲线的钻头几何形状分析

为探索能够实现碳纤维增强复合材料（CFRP）层合板低损制孔的钻头几何形状,采用4种不同几何形状的钻头,对T800级CFRP层合板进行钻孔实验研究,分析了钻头几何形状对钻削轴向力的影响,探讨了钻削轴向力与分层损伤之间的关系。结果表明:轴向力归零速度与出口分层因子有较好的正相关性,可采用钻削轴向力归零速度来表征钻头几何形状对CFRP层合板钻孔的适用性能。同时,实验发现切削区域具有多阶段几何特征的钻头,在钻出工件底部时轴向力是分阶段缓慢归零,出口分层因子较小。      

复合材料加筋板低速冲击损伤的数值模拟

建立了复合材料加筋板在横向低速冲击载荷作用下的渐进损伤有限元模型。该模型考虑了复合材料加筋板受低速冲击时的纤维断裂、基体开裂及分层脱粘等五种典型的损伤形式, 在层内采用应变描述的失效判据, 结合相应的材料性能退化方案, 通过编写VUMAT用户自定义子程序以实现相应损伤类型的判断和演化。在层间以及筋条与层板间加入界面元, 模拟层间区域的情况, 结合传统的应力失效判据和断裂力学中的能量释放率准则来判断分层损伤的起始和演化规律。通过对数值模拟结果与实验数据的比较, 验证了模型的合理性和有效性。同时探讨了不同位置、不同冲击能量以及含初始损伤(脱粘)等因素对复合材料加筋板低速冲击性能的影响。     

准静态压痕力作用下复合材料层压板的损伤阻抗分析

建立了一种复合材料层压板在准静态压痕力作用下的损伤阻抗的预测方法。首先分别针对基体破坏、分层、 纤维断裂等失效模式引入相应的失效变量 , 并建立不同失效模式下的刚度折减方法 , 然后采用基于应变描述的 Hashin和 Yeh失效准则并结合有限元方法 , 对复合材料层压板在准静态压痕力作用下的破坏过程进行渐进损伤分析 , 在此基础上进一步预测了层压板的损伤阻抗。采用商用有限元软件 ABAQUS/ Standard 的 UMAT用户子程序实现数值模拟。计算结果表明 , 分层起始与扩展是导致载荷2位移曲线发生第 1 次卸载的主要原因 , 当接触力达到其最大值时出现较明显的纤维断裂。分层起始载荷和最大接触力的预测结果与实验数据吻合良好。     

Matrix cracking and delamination in laminated composites. Part II: Evolution of crack density and delamination

This paper presents a model to predict the propagation of transverse cracks in polymer matrix composite laminates. Different possibilities for the crack pattern are analyzed and the different stress-strain response are compared. Taking into account that matrix cracking promotes delamination between the plies, the propagation of delamination is also simulated. The model predictions are compared with experimental data obtained in composite laminates that accumulate transverse cracks and delaminations before failing catastrophically. The possibility and limitations of a general constitutive law applied at ply level, as a mesomodel, is analyzed and the bounds of applicability of the model are explained.     

Numerical evaluation of failure mechanisms on composite specimens subjected to impact loading

Composite panels are in common use, especially in aeronautic and aerospace structures due to their high strength/weight and stiffness/weight ratio. The out-of-plane impact loading is considered potentially dangerous mainly because the damage may be left undetected and because the loading itself acts in the through-the-thickness direction of the laminated composite panel. This direction is the weakest in the composite since no fibres are present in that direction. The impact loading can lead to damage involving three modes of failure: matrix cracking, delamination and eventually fibre breakage for higher impact energies. Even when no visible impact damage is observed at the surface on the point of impact, matrix cracking and delamination can occur, and the residual strength of the composite is considerably reduced. The objective of this study is to determine the mechanisms of the damage growth of impacted composite laminates when subjected to impact loading. For this purpose a series of impact tests were carried out on composite laminates made of carbon fibre reinforced epoxy resin matrix. An instrumented drop-weight-testing was used together with a C-scan ultrasonic device for the damage identification. Two stacking sequences of two different epoxy resins and carbon fibres, representative of four different elastic behaviours with a different number of interfaces were used. A numerical evaluation of these specimens was also carried out, using static analysis only. Results showed that the delaminated area due to impact loading depends on the number of interfaces between plies. Two failure mechanisms due to impact were identified, which are influenced by the stacking sequence and by the thickness of the panels.