【摘要】：纖維增強復(fù)合材料具有比強度高、比剛度高等優(yōu)良材料性能,廣泛應(yīng)用于航空、航天等領(lǐng)域。靜載荷作用下復(fù)合材料的強度、剛度研究已取得了很大成果,隨之而來被靜強度所覆蓋的復(fù)合材料疲勞成為關(guān)注的重點。復(fù)合材料的疲勞損傷機理比金屬材料更加復(fù)雜,針對不同材料、不同組分,復(fù)合材料的疲勞特性及失效模式不盡相同。纖維增強復(fù)合材料是由纖維、基體以及界面所組成的各向異性材料,在疲勞交變載荷作用下其結(jié)構(gòu)內(nèi)部會產(chǎn)生基體微裂紋、基纖界面脫粘、分層和纖維斷裂等四種基本破壞模式以及由于不同損傷相互耦合作用而形成的諸多綜合破壞形式。因此,研究疲勞交變載荷作用下復(fù)合材料內(nèi)部的損傷演化機理,對復(fù)合材料的疲勞壽命進行預(yù)測具有重要的理論和工程意義。本文從連續(xù)損傷力學(xué)理論出發(fā),研究不同加載方式作用下纖維增強復(fù)合材料的疲勞損傷機理,預(yù)測復(fù)合材料層合板的疲勞壽命。具體研究工作如下:1.以連續(xù)損傷力學(xué)理論和Ladevèze理論方法為基礎(chǔ),研究纖維增強復(fù)合材料單向?qū)雍习鍍?nèi)部疲勞損傷演化機理。將纖維增強復(fù)合材料偏軸單向?qū)雍习宓钠趽p傷分為面內(nèi)軸向、橫向和剪切三種損傷模式,建立含損傷復(fù)合材料單向?qū)雍习灞緲?gòu)方程,揭示疲勞載荷作用下面內(nèi)橫向和剪切損傷的耦合機理。根據(jù)熱力學(xué)原理,利用Gibbs自由能函數(shù)得到多軸疲勞載荷作用下?lián)p傷驅(qū)動力的一般表達形式,進而得到純橫向拉伸和純剪切疲勞交變載荷作用下的損傷驅(qū)動力。以不可逆熱動力學(xué)理論為基礎(chǔ),建立考慮面內(nèi)軸向、橫向和剪切耦合作用的三種損傷演化方程。分別利用玻璃纖維增強復(fù)合材料0o、90o和45o偏軸單向?qū)雍习迤谠囼灁M合面內(nèi)軸向、橫向和剪切損傷演化方程參數(shù)。提出考慮面內(nèi)軸向、橫向和剪切損傷模式的疲勞失效判據(jù),建立纖維增強復(fù)合材料單向?qū)雍习迤趽p傷模型,分析其內(nèi)部疲勞損傷失效機理,利用數(shù)值解法預(yù)測纖維增強復(fù)合材料偏軸單向?qū)雍习宓钠趬勖⑴c試驗結(jié)果比較,驗證模型的正確性。2.從連續(xù)損傷力學(xué)理論出發(fā),研究平均應(yīng)力和不同纖維鋪層對復(fù)合材料單向?qū)雍习迤谔匦缘挠绊憽Ｊ紫妊芯拷?jīng)驗疲勞強度比和無量綱有效應(yīng)力對玻璃纖維、碳纖增強復(fù)合材料偏軸單向?qū)雍习迤谔匦缘挠绊�。在此基礎(chǔ)上考慮應(yīng)力比影響,建立修正疲勞強度比和修正無量綱有效應(yīng)力的一般表達形式。在上一章單向?qū)雍习迤趽p傷模型的基礎(chǔ)上,建立含應(yīng)力比影響的單向?qū)雍习迤趬勖A(yù)估模型�？紤]面內(nèi)三種損傷演化失效模式,分別利用玻璃纖維增強復(fù)合材料單向?qū)雍习逶趹?yīng)力比R=0和碳纖維增強復(fù)合材料單向?qū)雍习逶趹?yīng)力比R=0.1作用下的疲勞試驗數(shù)據(jù)擬合面內(nèi)軸向、橫向和剪切三種損傷演化方程的模型參數(shù),進而預(yù)報兩種復(fù)合材料偏軸單向?qū)雍习逶趹?yīng)力比R=0.5作用下的疲勞壽命及S-N曲線。預(yù)測結(jié)果與試驗結(jié)果相吻合,驗證模型的合理及正確性。3.研究不同加載方式對玻璃纖維增強復(fù)合材料層合板疲勞性能的影響規(guī)律。以剩余剛度模型為基礎(chǔ),考慮應(yīng)力比、加載頻率和最小纖維鋪層角對玻璃纖維增強復(fù)合材料層合板疲勞壽命的影響,建立有效的唯象疲勞壽命預(yù)測模型。以四種玻璃纖維增強復(fù)合材料層合板為研究對象,分別利用單軸拉伸應(yīng)力比R=0.1、單軸壓縮應(yīng)力比R=10以及頻率f=1Hz交變載荷作用下的試驗數(shù)據(jù)擬合模型參數(shù),進而預(yù)測其他應(yīng)力比和頻率作用下同一體系玻璃纖維增強復(fù)合材料層合板的疲勞壽命,與試驗數(shù)據(jù)相比較。結(jié)果表明,該模型能夠較好地預(yù)測玻璃纖維增強復(fù)合材料層合板的疲勞壽命,從理論上輔助并減少疲勞試驗工作量,提高預(yù)報效率。
【學(xué)位授予單位】：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類號】：TB33
【圖文】：

圖 1-1 復(fù)合材料層合板的多種損傷機理Fig.1-1 Damage mechanism of composite laminatesa) 基體微裂紋a) Matrix microcrackb) 分層b) Delaminationd) 基體/纖維脫粘d) Matrix/fiber debondingc) 纖維斷裂c) Fiber breakage

著材料內(nèi)部基體和界面的失效，已有裂紋構(gòu)內(nèi)部出現(xiàn)較為明顯的局部分層，裂紋更多的纖維斷裂，引發(fā)周圍區(qū)域應(yīng)力重，材料剛度急劇下降，結(jié)構(gòu)最終斷裂失-3 和圖 1-4 所示。

材料內(nèi)部損傷演化

本文編號：2792830