【摘要】：形狀記憶合金作為一種智能材料,能夠在外界因素(溫度、電和磁等激勵(lì))的刺激下回復(fù)到原來(lái)的形狀。因其特有的超彈性和形狀記憶效應(yīng),受到了船舶制造業(yè)、航空航天工業(yè)、建筑工業(yè)、汽車(chē)制造業(yè)等領(lǐng)域的高度重視。形狀記憶合金和其復(fù)合材料已被廣泛的研究并投入到實(shí)際應(yīng)用中。將形狀記憶合金以絲、薄膜、顆粒、纖維或帶的形式嵌入到基體材料中,能夠改變基體材料的許多力學(xué)特性,從而實(shí)現(xiàn)許多材料無(wú)法實(shí)現(xiàn)的特殊的功能。本文主要通過(guò)真空輔助樹(shù)脂注射工藝制備出形狀記憶合金/玻璃纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料層合板,并對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的靜力學(xué)性能和動(dòng)力學(xué)性能進(jìn)行研究。其具體工作如下:(1)通過(guò)纖維拔出測(cè)試,分析形狀記憶合金復(fù)合材料的界面性能,研究不同表面處理方法對(duì)復(fù)合材料界面性能的改善程度。通過(guò)掃描電子顯微鏡測(cè)試和界面力學(xué)性能分析,研究不同表面處理方法的微觀形貌特征。(2)介紹了形狀記憶合金幾種宏觀唯象本構(gòu)模型,其中包括一維和多維本構(gòu)模型。給出了SMA復(fù)合材料在不同條件下的本構(gòu)關(guān)系。并基于Hashin漸進(jìn)損傷模型和與雙線性損傷演化法則來(lái)描述損傷過(guò)程,建立SMA復(fù)合材料層合板有限元模型所需的損傷模型。(3)利用真空輔助樹(shù)脂注射工藝制備形狀記憶合金復(fù)合材料層合板,研究SMA絲的含量和位置對(duì)玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹(shù)脂基(GF/環(huán)氧樹(shù)脂)復(fù)合材料層合板靜力學(xué)性能的影響;根據(jù)SMA絲不同嵌入量以及不同鋪層方式對(duì)復(fù)合材料層合板力學(xué)性能的影響,找出SMA嵌入層合板優(yōu)選位置及其最優(yōu)含量。通過(guò)SMA復(fù)合材料層合板I型和II型層間斷裂韌性測(cè)試以及掃描電子顯微鏡分析,研究界面性能對(duì)SMA復(fù)合材料層合板力學(xué)性能的影響。建立GF/環(huán)氧復(fù)合材料及SMA復(fù)合材料層合板靜態(tài)力學(xué)有限元模型,對(duì)比模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果,驗(yàn)證模型的有效性,根據(jù)有限元結(jié)果,定量闡述SMA嵌入位置與嵌入含量對(duì)復(fù)合材料力學(xué)性能的影響。(4)通過(guò)實(shí)驗(yàn)研究SMA復(fù)合材料層合板的疲勞性能,研究了SMA嵌入層板含量及位置對(duì)其層合板疲勞性能的影響。在相同的應(yīng)力水平作用下,利用三種疲勞參數(shù)去衡量SMA復(fù)合材料層合板的疲勞性能。研究結(jié)果表明,雙SMA絲的GF/環(huán)氧復(fù)合材料的疲勞壽命是普通GF/環(huán)氧復(fù)合材料的約兩倍。SMA變形可以抑制基體的裂紋產(chǎn)生并降低已有裂紋的生長(zhǎng)速率,這有助于提高含有SMA的GF/環(huán)氧復(fù)合材料的疲勞壽命。復(fù)合材料的疲勞失效模式類似于靜態(tài)負(fù)載的疲勞失效模式。(5)實(shí)驗(yàn)研究了形狀記憶合金復(fù)合材料的溫度變化對(duì)沖擊響應(yīng)的影響。隨著溫度的降低,兩種復(fù)合材料層合板的低速?zèng)_擊性能都有所改善。在溫度范圍為-50?25℃,形狀記憶合金復(fù)合材料的影響行為明顯高于GF/環(huán)氧復(fù)合材料。GF/環(huán)氧樹(shù)脂和SMA復(fù)合材料試樣的最大接觸力隨著溫度的升高而降低,最大接觸力隨著沖擊能量的增加而增加。(6)采用有限元方法對(duì)沖擊載荷作用下形狀記憶合金復(fù)合材料層合板的響應(yīng)過(guò)程進(jìn)行模擬,選擇玻璃纖維單向和形狀記憶合金/玻璃纖維/樹(shù)脂基復(fù)合材料作為模型系統(tǒng)。建立形狀記憶合金復(fù)合材料層合板沖擊損傷模型,分析復(fù)合材料層合板的沖擊損傷機(jī)理,將數(shù)值結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。通過(guò)有限元方法找出形狀記憶合金復(fù)合材料沖擊損傷臨界能量值。
【圖文】：

(a) 美國(guó)波音公司的波音787 (b) 歐洲空客公司的A350圖1.1 民用飛機(jī)中復(fù)合材料使用所占比重Fig.1.1 The proportion of composite materials used in civil aircraft在過(guò)去幾十年中，由于纖維增強(qiáng)復(fù)合材料（Fiber reinforced composites, FRCs）具有高的強(qiáng)度重量比，高耐腐蝕性和良好的耐久性，因此人們對(duì)其在結(jié)構(gòu)應(yīng)用中的使用非常感興趣[10]。纖維增強(qiáng)復(fù)合材料（FRCs）已被廣泛用作建筑材料，甚至已經(jīng)被廣泛用作某些飛機(jī)和機(jī)動(dòng)車(chē)輛的主要結(jié)構(gòu)。為了為給定的工程應(yīng)用選擇適當(dāng)?shù)牟牧舷到y(tǒng)，設(shè)計(jì)人員必須考慮材料在靜態(tài)和動(dòng)態(tài)條件下的機(jī)械性能以及預(yù)期的惡劣操作環(huán)境下的性能。常規(guī)類型的 FRCs 通�？梢酝ㄟ^(guò)改變纖維的取向和層數(shù)以及纖維的類型來(lái)滿足一些要求[11-13]。在當(dāng)前市場(chǎng)上，有大量的單片或復(fù)合材料被選擇用于不同的特定應(yīng)用。

第 1 章 緒論]。SMAs 可以在兩個(gè)不同階段中存在三個(gè)不同晶體結(jié)構(gòu)（即孿氏體）和六種轉(zhuǎn)變的可能[63-64]，如圖 1.2。在高溫下奧氏體組織穩(wěn)定。當(dāng) SMA 被加熱時(shí)，，它開(kāi)始從馬氏體轉(zhuǎn)變成奧氏s）是這種相變開(kāi)始的溫度，奧氏體完成溫度（Af）是該A 加熱溫度超過(guò) As，它開(kāi)始收縮并轉(zhuǎn)變成奧氏體結(jié)構(gòu)，即換甚至在高施加載荷下也是可行的，能夠?qū)е赂咧聞?dòng)能量馬氏體起始溫度(Ms)時(shí)，相變轉(zhuǎn)換開(kāi)始恢復(fù)到馬氏體并且 Mf時(shí)相變完成。馬氏體不能再受應(yīng)力誘導(dǎo)的最高溫度稱為MA與任何普通金屬材料一樣永久變形[66]。這些形狀變化效超彈性），可以分為三種形狀記憶特性：?jiǎn)纬逃洃浶?yīng)、應(yīng)。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工程大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：TG139.6;TB33

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本文編號(hào)：2634327