碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)環(huán)境條件下的疲勞性能研究

摘 要：該文針對碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)，分別進行標準環(huán)境下和濕熱環(huán)境下的疲勞試驗，對完成規(guī)定疲勞壽命的層板試驗件進行剩余強度試驗，分析了碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)的破壞模式。試驗結(jié)果表明，濕熱環(huán)境對碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)的疲勞性能基本無影響，并對復合材料結(jié)構(gòu)疲勞性能的后續(xù)研究進行了展望。

關鍵詞：復合材料 濕熱環(huán)境 疲勞性能

中圖分類號：V258 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）08（a）-0076-02

碳纖維復合材料是20世紀60年代崛起的一種新材料，其密度小、比強度和比模量高、耐疲勞、性能可設計和易于整體成形等許多優(yōu)異特性，一經(jīng)問世就顯示了強大的生命力。作為一種先進的航空航天材料，其越來越廣泛地應用于航空航天等高技術領域[1-4]。飛機復合材料結(jié)構(gòu)在整個服役期間，反復作用的疲勞載荷是內(nèi)部構(gòu)件承受的主要載荷[5]。同時，濕熱環(huán)境將會影響復合材料基體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，從而影響復合材料的力學性能。因此，在復合材料層板結(jié)構(gòu)的設計、試驗驗證中需要考慮環(huán)境的影響。本文針對復合材料層板結(jié)構(gòu)在濕熱環(huán)境的疲勞性能進行了研究。

1 復合材料結(jié)構(gòu)的疲勞特性

復合材料結(jié)構(gòu)疲勞特性與金屬結(jié)構(gòu)的疲勞特性有較大差別。

金屬結(jié)構(gòu)對疲勞一般比較敏感，特別是含缺口結(jié)構(gòu)受拉拉疲勞時，其疲勞強度會急劇下降，但復合材料一般都有優(yōu)良的耐疲勞性能。對于碳纖維復合材料層板，在拉-拉疲勞下，它能在最大應力為80%極限拉伸強度的載荷下經(jīng)受106次循環(huán)。在拉-壓或壓-壓疲勞下，其疲勞強度略低一些，但106次循環(huán)對應的疲勞強度一般約為相應靜強度的50%。特別是壓-壓疲勞下含沖擊損傷試驗在106次循環(huán)對應的疲勞強度，一般不低于相應靜強度的60%[6]。由于目前復合材料結(jié)構(gòu)設計許用值主要取決于損傷容限許用值，在這樣的應變水平下，通常復合材料結(jié)構(gòu)具有無限壽命，這就是“靜力覆蓋疲勞”的含義。

復合材料結(jié)構(gòu)設計師通常利用材料的疲勞門檻值，來簡化復合材料層板結(jié)構(gòu)的疲勞設計過程。復合材料結(jié)構(gòu)通常按照疲勞損傷無擴展的概念來進行設計。

2 復合材料結(jié)構(gòu)的環(huán)境影響

碳纖維復合材料由基體材料和碳纖維增強材料組成。其中碳纖維增強體在復合材料中起主要作用，提供剛度和強度，基本控制其性能。基體起配合作用，支持和固定碳纖維，改善復合材料的性能。

通常情況下，除了極高的溫度，一般都不考慮濕熱對金屬強度的影響。但復合材料結(jié)構(gòu)則必須考慮濕熱環(huán)境的影響。碳纖維復合材料的樹脂基體是吸濕的，隨著吸濕擴展，會使結(jié)構(gòu)出現(xiàn)不同的吸濕量分布。這樣，不僅會降低碳纖維的抗腐蝕阻力，還會使基體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度降低，從而引起由基體控制的力學性能，如壓縮、剪切等性能的下降，影響其強度和剛度。

復合材料結(jié)構(gòu)對濕熱環(huán)境敏感，濕熱環(huán)境將會影響復合材料層板的物理性能、力學性能和破壞模式[7]。因此，在復合材料結(jié)構(gòu)的選材、設計和驗證過程中都要考慮濕熱環(huán)境的影響。目前，在復合材料結(jié)構(gòu)的“積木式”試驗驗證體系中已經(jīng)明確提出要考慮濕熱環(huán)境的影響。復合材料結(jié)構(gòu)的疲勞驗證過程中，需要進行充足的元件或試驗試驗，來確定疲勞分散性和環(huán)境影響，本文對復合材料層板環(huán)境影響下的疲勞性能研究，正是基于這個出發(fā)點，為后續(xù)復合材料結(jié)構(gòu)的部件疲勞試驗環(huán)境影響提供支持。

3 環(huán)境影響下的疲勞性能試驗

選用碳纖維織物和碳纖維單向帶兩種類型的復合材料層板結(jié)構(gòu)進行疲勞性能試驗。試驗環(huán)境如表1所示，試驗件數(shù)量及試驗項目如表2所示。

碳纖維織物層板和碳纖維單向帶層板的試驗件尺寸大小相同，如圖1所示。

試驗過程中，對需要進行濕熱環(huán)境的試驗件進行預浸，預浸過程在預浸環(huán)境箱中進行。碳纖維織物層板試驗件和碳纖維單向帶層板試驗件分別進行標準環(huán)境下拉-壓疲勞試驗和濕熱環(huán)境下的拉-壓疲勞試驗。完成106次循環(huán)后的試驗件處理成干態(tài)并冷卻至室溫后，再進行剩余強度壓縮試驗。

開孔壓縮強度按下列公式進行計算。

式中：-開孔壓縮強度，MPa；-破壞載荷，KN；-毛界面面積（忽略孔），mm2。

通過名義孔徑對壓縮強度進行修正。

式中：-修正后的壓縮強度，MPa；-實際孔徑大小，mm；D-名義孔徑大小，mm。

4 試驗結(jié)果及分析

通過試驗，最終得到碳纖維織物和單向帶層板的破壞載荷以及修正后的壓縮強度，濕熱環(huán)境和標準環(huán)境疲勞后剩余強度的對比如表3所示。

用ABAQUS對試件進行理論分析，根據(jù)已有的幾何尺寸建立有限元模型，計算得到試驗件的失效模式。理論計算得出破壞載荷與試驗載荷基本一致，碳纖維織物和碳纖維單向帶層板試驗件的基體破壞模式分別如圖2、圖3所示。

試驗結(jié)果及分析可以表明，濕熱環(huán)境對碳纖維復合材料層板疲勞壽命的影響可以忽略。在碳纖維復合材料全尺寸疲勞試驗中，可以忽略濕熱環(huán)境對疲勞壽命的影響。

5 結(jié)語和展望

本文針對碳纖維復合材料層板濕熱環(huán)境下的疲勞性能進行了研究，給出了結(jié)論。對于金屬材料，工程上多采用DFR方法或IQF方法進行疲勞分析。然而，對于復合材料結(jié)構(gòu)疲勞分析多是理論模型，缺乏有效的工程計算方法，這將會是復合材料疲勞分析的重要研究方向。

參考文獻

[1] 杜善義.先進復合材料與航空航天[J].復合材料學報，2007，24（1）：1-12.

[2] 沈軍，謝懷勤.航空用復合材料的研究與應用進展[J].玻璃鋼/復合材料，2006，（5）：48-52.

[3] Rebecca A.Atadero，Vistasp M.Karbhari，Calibration of resistance factors for reliability based design of externally-bonded FRP composites[J]. Composites Part B，2008（6）：665-679.

[4] Marouani S，Curtil L，Hamelin P.Composites realized by hand lay-up process in a civil engineering environment initial properties and durability[J]. Materials and structures，2008，（6）：831-851.

[5] 張阿櫻，張東興，李紅地，等.碳纖維/環(huán)氧樹脂層壓板疲勞性能研究進展[J].玻璃鋼/復合材料，2010（6）：70.

[6] 中國航空研究院.復合材料結(jié)構(gòu)設計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2004，6.

[7] 金暉.民用飛機復合材料結(jié)構(gòu)靜力試驗環(huán)境因子確定方法研究[J].民用飛機設計與研究，2012（S1）：34-37.

[8] 宋磊磊，李嘉祿.纖維增強復合材料疲勞性能研究進展[J].科技創(chuàng)新導報，2010（3）：4.endprint

摘 要：該文針對碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)，分別進行標準環(huán)境下和濕熱環(huán)境下的疲勞試驗，對完成規(guī)定疲勞壽命的層板試驗件進行剩余強度試驗，分析了碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)的破壞模式。試驗結(jié)果表明，濕熱環(huán)境對碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)的疲勞性能基本無影響，并對復合材料結(jié)構(gòu)疲勞性能的后續(xù)研究進行了展望。

關鍵詞：復合材料 濕熱環(huán)境 疲勞性能

中圖分類號：V258 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）08（a）-0076-02

碳纖維復合材料是20世紀60年代崛起的一種新材料，其密度小、比強度和比模量高、耐疲勞、性能可設計和易于整體成形等許多優(yōu)異特性，一經(jīng)問世就顯示了強大的生命力。作為一種先進的航空航天材料，其越來越廣泛地應用于航空航天等高技術領域[1-4]。飛機復合材料結(jié)構(gòu)在整個服役期間，反復作用的疲勞載荷是內(nèi)部構(gòu)件承受的主要載荷[5]。同時，濕熱環(huán)境將會影響復合材料基體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，從而影響復合材料的力學性能。因此，在復合材料層板結(jié)構(gòu)的設計、試驗驗證中需要考慮環(huán)境的影響。本文針對復合材料層板結(jié)構(gòu)在濕熱環(huán)境的疲勞性能進行了研究。

1 復合材料結(jié)構(gòu)的疲勞特性

復合材料結(jié)構(gòu)疲勞特性與金屬結(jié)構(gòu)的疲勞特性有較大差別。

金屬結(jié)構(gòu)對疲勞一般比較敏感，特別是含缺口結(jié)構(gòu)受拉拉疲勞時，其疲勞強度會急劇下降，但復合材料一般都有優(yōu)良的耐疲勞性能。對于碳纖維復合材料層板，在拉-拉疲勞下，它能在最大應力為80%極限拉伸強度的載荷下經(jīng)受106次循環(huán)。在拉-壓或壓-壓疲勞下，其疲勞強度略低一些，但106次循環(huán)對應的疲勞強度一般約為相應靜強度的50%。特別是壓-壓疲勞下含沖擊損傷試驗在106次循環(huán)對應的疲勞強度，一般不低于相應靜強度的60%[6]。由于目前復合材料結(jié)構(gòu)設計許用值主要取決于損傷容限許用值，在這樣的應變水平下，通常復合材料結(jié)構(gòu)具有無限壽命，這就是“靜力覆蓋疲勞”的含義。

復合材料結(jié)構(gòu)設計師通常利用材料的疲勞門檻值，來簡化復合材料層板結(jié)構(gòu)的疲勞設計過程。復合材料結(jié)構(gòu)通常按照疲勞損傷無擴展的概念來進行設計。

2 復合材料結(jié)構(gòu)的環(huán)境影響

碳纖維復合材料由基體材料和碳纖維增強材料組成。其中碳纖維增強體在復合材料中起主要作用，提供剛度和強度，基本控制其性能。基體起配合作用，支持和固定碳纖維，改善復合材料的性能。

通常情況下，除了極高的溫度，一般都不考慮濕熱對金屬強度的影響。但復合材料結(jié)構(gòu)則必須考慮濕熱環(huán)境的影響。碳纖維復合材料的樹脂基體是吸濕的，隨著吸濕擴展，會使結(jié)構(gòu)出現(xiàn)不同的吸濕量分布。這樣，不僅會降低碳纖維的抗腐蝕阻力，還會使基體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度降低，從而引起由基體控制的力學性能，如壓縮、剪切等性能的下降，影響其強度和剛度。

復合材料結(jié)構(gòu)對濕熱環(huán)境敏感，濕熱環(huán)境將會影響復合材料層板的物理性能、力學性能和破壞模式[7]。因此，在復合材料結(jié)構(gòu)的選材、設計和驗證過程中都要考慮濕熱環(huán)境的影響。目前，在復合材料結(jié)構(gòu)的“積木式”試驗驗證體系中已經(jīng)明確提出要考慮濕熱環(huán)境的影響。復合材料結(jié)構(gòu)的疲勞驗證過程中，需要進行充足的元件或試驗試驗，來確定疲勞分散性和環(huán)境影響，本文對復合材料層板環(huán)境影響下的疲勞性能研究，正是基于這個出發(fā)點，為后續(xù)復合材料結(jié)構(gòu)的部件疲勞試驗環(huán)境影響提供支持。

3 環(huán)境影響下的疲勞性能試驗

選用碳纖維織物和碳纖維單向帶兩種類型的復合材料層板結(jié)構(gòu)進行疲勞性能試驗。試驗環(huán)境如表1所示，試驗件數(shù)量及試驗項目如表2所示。

碳纖維織物層板和碳纖維單向帶層板的試驗件尺寸大小相同，如圖1所示。

試驗過程中，對需要進行濕熱環(huán)境的試驗件進行預浸，預浸過程在預浸環(huán)境箱中進行。碳纖維織物層板試驗件和碳纖維單向帶層板試驗件分別進行標準環(huán)境下拉-壓疲勞試驗和濕熱環(huán)境下的拉-壓疲勞試驗。完成106次循環(huán)后的試驗件處理成干態(tài)并冷卻至室溫后，再進行剩余強度壓縮試驗。

開孔壓縮強度按下列公式進行計算。

式中：-開孔壓縮強度，MPa；-破壞載荷，KN；-毛界面面積（忽略孔），mm2。

通過名義孔徑對壓縮強度進行修正。

式中：-修正后的壓縮強度，MPa；-實際孔徑大小，mm；D-名義孔徑大小，mm。

4 試驗結(jié)果及分析

通過試驗，最終得到碳纖維織物和單向帶層板的破壞載荷以及修正后的壓縮強度，濕熱環(huán)境和標準環(huán)境疲勞后剩余強度的對比如表3所示。

用ABAQUS對試件進行理論分析，根據(jù)已有的幾何尺寸建立有限元模型，計算得到試驗件的失效模式。理論計算得出破壞載荷與試驗載荷基本一致，碳纖維織物和碳纖維單向帶層板試驗件的基體破壞模式分別如圖2、圖3所示。

試驗結(jié)果及分析可以表明，濕熱環(huán)境對碳纖維復合材料層板疲勞壽命的影響可以忽略。在碳纖維復合材料全尺寸疲勞試驗中，可以忽略濕熱環(huán)境對疲勞壽命的影響。

5 結(jié)語和展望

本文針對碳纖維復合材料層板濕熱環(huán)境下的疲勞性能進行了研究，給出了結(jié)論。對于金屬材料，工程上多采用DFR方法或IQF方法進行疲勞分析。然而，對于復合材料結(jié)構(gòu)疲勞分析多是理論模型，缺乏有效的工程計算方法，這將會是復合材料疲勞分析的重要研究方向。

參考文獻

[1] 杜善義.先進復合材料與航空航天[J].復合材料學報，2007，24（1）：1-12.

[2] 沈軍，謝懷勤.航空用復合材料的研究與應用進展[J].玻璃鋼/復合材料，2006，（5）：48-52.

[3] Rebecca A.Atadero，Vistasp M.Karbhari，Calibration of resistance factors for reliability based design of externally-bonded FRP composites[J]. Composites Part B，2008（6）：665-679.

[4] Marouani S，Curtil L，Hamelin P.Composites realized by hand lay-up process in a civil engineering environment initial properties and durability[J]. Materials and structures，2008，（6）：831-851.

[5] 張阿櫻，張東興，李紅地，等.碳纖維/環(huán)氧樹脂層壓板疲勞性能研究進展[J].玻璃鋼/復合材料，2010（6）：70.

[6] 中國航空研究院.復合材料結(jié)構(gòu)設計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2004，6.

[7] 金暉.民用飛機復合材料結(jié)構(gòu)靜力試驗環(huán)境因子確定方法研究[J].民用飛機設計與研究，2012（S1）：34-37.

[8] 宋磊磊，李嘉祿.纖維增強復合材料疲勞性能研究進展[J].科技創(chuàng)新導報，2010（3）：4.endprint

摘 要：該文針對碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)，分別進行標準環(huán)境下和濕熱環(huán)境下的疲勞試驗，對完成規(guī)定疲勞壽命的層板試驗件進行剩余強度試驗，分析了碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)的破壞模式。試驗結(jié)果表明，濕熱環(huán)境對碳纖維復合材料層板結(jié)構(gòu)的疲勞性能基本無影響，并對復合材料結(jié)構(gòu)疲勞性能的后續(xù)研究進行了展望。

關鍵詞：復合材料 濕熱環(huán)境 疲勞性能

中圖分類號：V258 文獻標識碼：A 文章編號：1674-098X（2014）08（a）-0076-02

碳纖維復合材料是20世紀60年代崛起的一種新材料，其密度小、比強度和比模量高、耐疲勞、性能可設計和易于整體成形等許多優(yōu)異特性，一經(jīng)問世就顯示了強大的生命力。作為一種先進的航空航天材料，其越來越廣泛地應用于航空航天等高技術領域[1-4]。飛機復合材料結(jié)構(gòu)在整個服役期間，反復作用的疲勞載荷是內(nèi)部構(gòu)件承受的主要載荷[5]。同時，濕熱環(huán)境將會影響復合材料基體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，從而影響復合材料的力學性能。因此，在復合材料層板結(jié)構(gòu)的設計、試驗驗證中需要考慮環(huán)境的影響。本文針對復合材料層板結(jié)構(gòu)在濕熱環(huán)境的疲勞性能進行了研究。

1 復合材料結(jié)構(gòu)的疲勞特性

復合材料結(jié)構(gòu)疲勞特性與金屬結(jié)構(gòu)的疲勞特性有較大差別。

金屬結(jié)構(gòu)對疲勞一般比較敏感，特別是含缺口結(jié)構(gòu)受拉拉疲勞時，其疲勞強度會急劇下降，但復合材料一般都有優(yōu)良的耐疲勞性能。對于碳纖維復合材料層板，在拉-拉疲勞下，它能在最大應力為80%極限拉伸強度的載荷下經(jīng)受106次循環(huán)。在拉-壓或壓-壓疲勞下，其疲勞強度略低一些，但106次循環(huán)對應的疲勞強度一般約為相應靜強度的50%。特別是壓-壓疲勞下含沖擊損傷試驗在106次循環(huán)對應的疲勞強度，一般不低于相應靜強度的60%[6]。由于目前復合材料結(jié)構(gòu)設計許用值主要取決于損傷容限許用值，在這樣的應變水平下，通常復合材料結(jié)構(gòu)具有無限壽命，這就是“靜力覆蓋疲勞”的含義。

復合材料結(jié)構(gòu)設計師通常利用材料的疲勞門檻值，來簡化復合材料層板結(jié)構(gòu)的疲勞設計過程。復合材料結(jié)構(gòu)通常按照疲勞損傷無擴展的概念來進行設計。

2 復合材料結(jié)構(gòu)的環(huán)境影響

碳纖維復合材料由基體材料和碳纖維增強材料組成。其中碳纖維增強體在復合材料中起主要作用，提供剛度和強度，基本控制其性能?；w起配合作用，支持和固定碳纖維，改善復合材料的性能。

通常情況下，除了極高的溫度，一般都不考慮濕熱對金屬強度的影響。但復合材料結(jié)構(gòu)則必須考慮濕熱環(huán)境的影響。碳纖維復合材料的樹脂基體是吸濕的，隨著吸濕擴展，會使結(jié)構(gòu)出現(xiàn)不同的吸濕量分布。這樣，不僅會降低碳纖維的抗腐蝕阻力，還會使基體的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度降低，從而引起由基體控制的力學性能，如壓縮、剪切等性能的下降，影響其強度和剛度。

復合材料結(jié)構(gòu)對濕熱環(huán)境敏感，濕熱環(huán)境將會影響復合材料層板的物理性能、力學性能和破壞模式[7]。因此，在復合材料結(jié)構(gòu)的選材、設計和驗證過程中都要考慮濕熱環(huán)境的影響。目前，在復合材料結(jié)構(gòu)的“積木式”試驗驗證體系中已經(jīng)明確提出要考慮濕熱環(huán)境的影響。復合材料結(jié)構(gòu)的疲勞驗證過程中，需要進行充足的元件或試驗試驗，來確定疲勞分散性和環(huán)境影響，本文對復合材料層板環(huán)境影響下的疲勞性能研究，正是基于這個出發(fā)點，為后續(xù)復合材料結(jié)構(gòu)的部件疲勞試驗環(huán)境影響提供支持。

3 環(huán)境影響下的疲勞性能試驗

選用碳纖維織物和碳纖維單向帶兩種類型的復合材料層板結(jié)構(gòu)進行疲勞性能試驗。試驗環(huán)境如表1所示，試驗件數(shù)量及試驗項目如表2所示。

碳纖維織物層板和碳纖維單向帶層板的試驗件尺寸大小相同，如圖1所示。

試驗過程中，對需要進行濕熱環(huán)境的試驗件進行預浸，預浸過程在預浸環(huán)境箱中進行。碳纖維織物層板試驗件和碳纖維單向帶層板試驗件分別進行標準環(huán)境下拉-壓疲勞試驗和濕熱環(huán)境下的拉-壓疲勞試驗。完成106次循環(huán)后的試驗件處理成干態(tài)并冷卻至室溫后，再進行剩余強度壓縮試驗。

開孔壓縮強度按下列公式進行計算。

式中：-開孔壓縮強度，MPa；-破壞載荷，KN；-毛界面面積（忽略孔），mm2。

通過名義孔徑對壓縮強度進行修正。

式中：-修正后的壓縮強度，MPa；-實際孔徑大小，mm；D-名義孔徑大小，mm。

4 試驗結(jié)果及分析

通過試驗，最終得到碳纖維織物和單向帶層板的破壞載荷以及修正后的壓縮強度，濕熱環(huán)境和標準環(huán)境疲勞后剩余強度的對比如表3所示。

用ABAQUS對試件進行理論分析，根據(jù)已有的幾何尺寸建立有限元模型，計算得到試驗件的失效模式。理論計算得出破壞載荷與試驗載荷基本一致，碳纖維織物和碳纖維單向帶層板試驗件的基體破壞模式分別如圖2、圖3所示。

試驗結(jié)果及分析可以表明，濕熱環(huán)境對碳纖維復合材料層板疲勞壽命的影響可以忽略。在碳纖維復合材料全尺寸疲勞試驗中，可以忽略濕熱環(huán)境對疲勞壽命的影響。

5 結(jié)語和展望

本文針對碳纖維復合材料層板濕熱環(huán)境下的疲勞性能進行了研究，給出了結(jié)論。對于金屬材料，工程上多采用DFR方法或IQF方法進行疲勞分析。然而，對于復合材料結(jié)構(gòu)疲勞分析多是理論模型，缺乏有效的工程計算方法，這將會是復合材料疲勞分析的重要研究方向。

參考文獻

[1] 杜善義.先進復合材料與航空航天[J].復合材料學報，2007，24（1）：1-12.

[2] 沈軍，謝懷勤.航空用復合材料的研究與應用進展[J].玻璃鋼/復合材料，2006，（5）：48-52.

[3] Rebecca A.Atadero，Vistasp M.Karbhari，Calibration of resistance factors for reliability based design of externally-bonded FRP composites[J]. Composites Part B，2008（6）：665-679.

[4] Marouani S，Curtil L，Hamelin P.Composites realized by hand lay-up process in a civil engineering environment initial properties and durability[J]. Materials and structures，2008，（6）：831-851.

[5] 張阿櫻，張東興，李紅地，等.碳纖維/環(huán)氧樹脂層壓板疲勞性能研究進展[J].玻璃鋼/復合材料，2010（6）：70.

[6] 中國航空研究院.復合材料結(jié)構(gòu)設計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2004，6.

[7] 金暉.民用飛機復合材料結(jié)構(gòu)靜力試驗環(huán)境因子確定方法研究[J].民用飛機設計與研究，2012（S1）：34-37.

[8] 宋磊磊，李嘉祿.纖維增強復合材料疲勞性能研究進展[J].科技創(chuàng)新導報，2010（3）：4.endprint