摘要：分层损伤是航空航天复合材料结构分层的主要损伤模式之一。Ⅰ型分层具有起始断裂韧性值低,损伤模式复杂的特征,深入分析裂纹尖端损伤区多种损伤机制之间的相互关系及纤维桥接损伤演化过程,对研究Ⅰ型分层损伤起关键作用。本文针对性采用3种不同层间铺层(0//0、0//45、0//90)设计T700级碳纤维/环氧复合材料层合板并开展Ⅰ型分层测试。通过观测分层起始及损伤演化过程,总结标准双悬臂梁(DCB)试验结果载荷位移曲线及R曲线规律,并根据试样断口形貌、SEM等多种表征方法分析,揭示了裂纹尖端的损伤机制。在此基础上提出了一种分层损伤机制解耦的新方法。该方法基于3个双线性内聚力本构叠加,通过建立内聚力单元模型来解耦不同损伤尺度的分层损伤机制,独立表征了不同损伤机制在分层扩展过程中所作的贡献。仿真模拟所需参数均可从试验获得,计算得到的仿真结果与试验结果具有良好的一致性。

摘要：[目的]为了研究复合材料夹芯板抗冲击力学性能,选取尺寸为150 mm×100 mm×26 mm的正交编织玻纤复合材料PVC泡沫夹芯板为研究对象,研究其单点低速冲击动态响应与冲击后的剩余压缩强度。[方法]开展一系列不同冲击能量下夹芯板落锤冲击试验,研究夹芯板在不同冲击能量下的失效模式、冲击力–位移响应和能量吸收特性。随后开展含冲击损伤的夹芯板试样准静态压缩试验,分析含冲击损伤的复合夹芯板的最大压缩承载能力和剩余压缩强度。[结果]研究结果发现,不同冲击能量下夹芯板失效模式和冲击力–位移特性有明显的区别,芯层主要通过压缩变形来吸收冲击能量。随着冲击能量增大,复合材料夹芯板的最大冲击力、凹坑深度和结构吸收能量都随之增大,夹芯板结构的最大压缩承载能力和剩余压缩强度在逐渐降低,夹芯结构受冲击面板的损伤程度决定了夹芯板的剩余压缩强度。[结论]研究工作可为舰船结构抗冲击设计提供参考。