周睿,關(guān)志東*,賈云超,王凱倫,張晨乾
(1.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院,北京100191;2.北京航空材料研究院,北京100095)
纖維增強(qiáng)復(fù)合材料具有比強(qiáng)度、比剛度高及可設(shè)計(jì)的特點(diǎn),已廣泛應(yīng)用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中.復(fù)合材料對(duì)外來(lái)低速?zèng)_擊敏感,沖擊導(dǎo)致的分層損傷使復(fù)合材料結(jié)構(gòu)承壓時(shí)發(fā)生局部子層屈曲和分層損傷擴(kuò)展等現(xiàn)象[1-2],嚴(yán)重影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的壓縮性能和剩余強(qiáng)度.國(guó)內(nèi)外學(xué)者已開(kāi)展了大量的工作,通過(guò)試驗(yàn)和有限元計(jì)算研究了含分層缺陷復(fù)合材料層板的壓縮性能.
Whitcomb[3-4]使用三維有限元技術(shù)對(duì)該問(wèn)題進(jìn)行了深入研究,但研究集中于前屈曲臨界載荷和后屈曲路徑的單獨(dú)分析,并未將二者關(guān)聯(lián)起來(lái).孫念先等[5-7]和郭兆璞等[8-9]采用有限元方法對(duì)含分層復(fù)合材料層板前后屈曲行為、損傷擴(kuò)展、剩余強(qiáng)度問(wèn)題進(jìn)行了系列研究,分析了分層缺陷大小、位置對(duì)層板壓縮性能的影響,但研究缺乏進(jìn)一步的試驗(yàn)支持.葉金蕊等[10]通過(guò)試驗(yàn)和有限元方法研究了分層位置和大小對(duì)層板壓縮強(qiáng)度的影響,但未考慮分層數(shù)量的影響.Asp 等[11]、Abrate[12-13]及許洪明等[14]分別通過(guò)試驗(yàn)方法研究了分層大小和分層沿厚度方向位置對(duì)復(fù)合材料層板壓縮性能的影響,但試驗(yàn)觀測(cè)手段有限,結(jié)果大多為分層對(duì)層板強(qiáng)度、模量等宏觀壓縮性能的影響,未涉及到子層屈曲、二次失穩(wěn)等壓縮破壞過(guò)程中重要現(xiàn)象.
本文針對(duì)國(guó)產(chǎn)CCF300/環(huán)氧復(fù)合材料準(zhǔn)各向同性鋪層層板,結(jié)合不同觀測(cè)手段,進(jìn)行了一系列壓縮試驗(yàn),研究了子層屈曲、二次失穩(wěn)、內(nèi)部分層擴(kuò)展等試驗(yàn)現(xiàn)象,對(duì)比分析了預(yù)制分層尺寸、位置、數(shù)量對(duì)復(fù)合材料層板壓縮性能的影響.
為定量研究分層對(duì)復(fù)合材料層板壓縮性能的影響,設(shè)計(jì)制造了表1所列含不同大小和位置預(yù)制分層的層板進(jìn)行壓縮試驗(yàn)研究.復(fù)合材料為國(guó)產(chǎn)CCF300/環(huán)氧材料.試件均采用[45/0/-45/90]4s準(zhǔn)各向同性鋪層方式.
表1 含預(yù)制分層復(fù)合材料層板試件列表Table1 List of composite laminate specimens with artificial delamination
以φ40 mm預(yù)制分層作為最大損傷,所有預(yù)制分層位于層板正中.按ASTM標(biāo)準(zhǔn)建議,損傷尺寸未超過(guò)無(wú)支持試件寬度的一半.
復(fù)合材料層板基體損傷和分層損傷及擴(kuò)展行為和相鄰鋪層角度、基體韌性等因素密切相關(guān).限于篇幅,本文只研究了預(yù)制分層位置、大小、數(shù)量對(duì)層板壓縮性能的影響.其中不同試件預(yù)制分層均位于45°和90°鋪層之間,在層板厚度方向位置不同.
1號(hào)與2號(hào)試件比較了預(yù)制分層位置的影響,2號(hào)與3號(hào)試件比較了預(yù)制分層大小的影響,2號(hào)與4號(hào)試件比較了多個(gè)預(yù)制分層的影響.每種編號(hào)試件制備若干數(shù)量.試件尺寸如圖1所示.試件制造過(guò)程中,在預(yù)設(shè)分層的單層之間放置四氟乙烯薄膜,利用四氟乙烯薄膜很難與樹(shù)脂基體發(fā)生粘連的特性實(shí)現(xiàn)預(yù)制分層目的.
圖1 含分層缺陷復(fù)合材料層板試件尺寸Fig.1 Dimension of the composite laminate specimens with artificial delamination
首先進(jìn)行影像云紋法試驗(yàn),通過(guò)云紋觀測(cè)設(shè)備監(jiān)測(cè)加載過(guò)程中試件表面全場(chǎng)變形特點(diǎn),觀察典型的子層屈曲現(xiàn)象及其擴(kuò)展.
然后按照試件受載的形變規(guī)律制定應(yīng)變采集方案,對(duì)表1所示4組試件進(jìn)行對(duì)比分析試驗(yàn),在壓縮過(guò)程中實(shí)時(shí)采集試件表面應(yīng)變,監(jiān)測(cè)和對(duì)比不同分層缺陷對(duì)應(yīng)的子層屈曲及其擴(kuò)展現(xiàn)象的特點(diǎn).
最后對(duì)部分試件進(jìn)行分級(jí)加載并C掃描試驗(yàn),通過(guò)無(wú)損檢測(cè)手段觀察試件在不同壓應(yīng)力水平下的漸進(jìn)損傷形貌,分析層板二次失穩(wěn)等現(xiàn)象產(chǎn)生的原因.
影像云紋法是一種光測(cè)力學(xué)試驗(yàn)分析方法,具有非接觸、實(shí)時(shí)全場(chǎng)測(cè)量等特點(diǎn).其基本原理是利用一塊不變形的參考光柵和平行光投射下參考光柵在試件表面的影像疊加形成特定的干涉條紋,通過(guò)條紋的形貌與級(jí)數(shù)反映出全場(chǎng)的變形情況.基于影像云紋法[15]建立試驗(yàn)光路如圖2所示.采用影像云紋法主要目的是通過(guò)監(jiān)測(cè)試件表面離面變形以觀測(cè)子層屈曲及其擴(kuò)展過(guò)程.
圖2 影像云紋測(cè)量系統(tǒng)示意圖Fig.2 Schematic figure of the measuring system of Shadow Moiré
試件薄子層一側(cè)表面噴涂白漆以利于觀測(cè).試驗(yàn)時(shí),從試件下方45°方向投射平行光,并在試件垂直方向利用CCD攝像機(jī)記錄試件表面變形產(chǎn)生的云紋圖案.試驗(yàn)在WDW-200E型試驗(yàn)機(jī)上完成,固定加載速度1 mm/min.
通過(guò)云紋試驗(yàn)有效地監(jiān)測(cè)了含預(yù)制分層缺陷層板壓縮破壞過(guò)程.以下結(jié)合4號(hào)試件云紋圖樣和圖3所示壓縮試驗(yàn)應(yīng)力-位移曲線對(duì)破壞過(guò)程進(jìn)行分析.從曲線中選取參考點(diǎn)A~E.從連續(xù)采集的層板云紋圖像中提取以上各參考點(diǎn)處對(duì)應(yīng)的云紋形貌如圖4所示.
從云紋圖像中可以看到,加載初期線性段并未出現(xiàn)顯著的面外變形,以A點(diǎn)為例,云紋圖像為比較均勻的平直條紋.繼續(xù)加載,試件突然發(fā)出響聲,子層屈曲現(xiàn)象出現(xiàn).試件表面子層屈曲范圍存在較大的離面位移,可通過(guò)云紋圖樣直接反映.圖4中B點(diǎn)顯示了子層屈曲初始發(fā)生后試件表面的云紋圖樣,此時(shí)子層屈曲局限于試件中部的較小范圍.
圖3 云紋試驗(yàn)4號(hào)試件應(yīng)力-位移曲線結(jié)果Fig.3 Stress-displacement result of specimen No.4 in the Shadow Moiré measurement experiment
圖4 不同壓縮應(yīng)力狀態(tài)下4號(hào)試件云紋形貌Fig.4 Different Shadow Moiré morphologies of specimen No.4 under different compressional stress
繼續(xù)加載直至C點(diǎn),始終為線性加載階段,應(yīng)力-位移曲線斜率并無(wú)顯著變化,子層屈曲只在試件中部存在較小的擴(kuò)展,試件表面云紋圖樣在較大范圍內(nèi)仍保持平直,子層屈曲產(chǎn)生及初始的小范圍擴(kuò)展并未顯著影響層板的壓縮剛度.
C點(diǎn)以后進(jìn)入非線性加載階段,云紋圖樣由最初的平直條紋轉(zhuǎn)變?yōu)槿珗?chǎng)的彎曲條紋,表明面外變形顯著,子層屈曲已大范圍擴(kuò)展.應(yīng)力-位移曲線從C點(diǎn)到E點(diǎn)經(jīng)歷數(shù)次波動(dòng),每次波動(dòng)時(shí)試件均發(fā)出響聲,云紋圖樣變密且云紋反映的子層屈曲范圍擴(kuò)大.非線性段應(yīng)力-位移曲線斜率明顯降低,表明較大的子層屈曲范圍已經(jīng)明顯降低了層板的壓縮剛度.最終破壞前E點(diǎn),子層屈曲上下方區(qū)域面外變形程度相當(dāng),都有明顯而密集的云紋.最終層板從中部斷裂,中部鼓起,云紋進(jìn)一步加密;試件上下段面外變形回復(fù),云紋平直均勻.
云紋試驗(yàn)結(jié)果表明,子層屈曲現(xiàn)象經(jīng)歷了初始產(chǎn)生、局部小范圍擴(kuò)展和大范圍漸進(jìn)擴(kuò)展3個(gè)階段,其初始產(chǎn)生和擴(kuò)展過(guò)程都伴有試件響聲,表明子層屈曲及其擴(kuò)展現(xiàn)象與層板損傷相關(guān)聯(lián).但云紋試驗(yàn)存在局限性,通過(guò)云紋試驗(yàn)結(jié)果不能判斷層板失穩(wěn)以及內(nèi)部損傷情況.文獻(xiàn)[7]的數(shù)值研究結(jié)果表明,導(dǎo)致子層屈曲及其擴(kuò)展的重要因素之一是分層損傷的擴(kuò)展,且分層的不穩(wěn)定擴(kuò)展的最直觀體現(xiàn)是層板二次失穩(wěn)等現(xiàn)象.為進(jìn)一步研究子層屈曲的產(chǎn)生及其擴(kuò)展機(jī)理和層板失穩(wěn)現(xiàn)象,進(jìn)行了表面應(yīng)變測(cè)量試驗(yàn).
分析同一位置正反兩面的應(yīng)變規(guī)律是監(jiān)測(cè)結(jié)構(gòu)失穩(wěn)的有效方法.為分析預(yù)制分層大小、位置、數(shù)量對(duì)層板壓縮穩(wěn)定性和承載能力的影響,觀察可能發(fā)生的二次失穩(wěn)等現(xiàn)象,進(jìn)行了表面應(yīng)變測(cè)量試驗(yàn).
按圖5所示方案在試件兩側(cè)布置應(yīng)變測(cè)點(diǎn).子層屈曲導(dǎo)致的失穩(wěn)會(huì)導(dǎo)致整個(gè)試件的載荷重新分配,影響全局的應(yīng)變規(guī)律.因此選擇距預(yù)制缺陷較遠(yuǎn)的1區(qū)域應(yīng)變測(cè)點(diǎn)(正反共4個(gè))監(jiān)測(cè)失穩(wěn)的發(fā)生.剩余應(yīng)變測(cè)點(diǎn)用來(lái)監(jiān)測(cè)失穩(wěn)發(fā)生后子層屈曲在橫向和縱向的擴(kuò)展.壓縮試驗(yàn)在量程25 t的INSTRON試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行,固定加載速度1 mm/min,應(yīng)變數(shù)據(jù)采集隨壓縮過(guò)程同步進(jìn)行.
圖5 含預(yù)制分層試件表面應(yīng)變測(cè)點(diǎn)布置方案Fig.5 Arrangement of strain measurement points on the surface of composite laminate specimens with artificial delamination
圖6所示為4種類型試件加載過(guò)程中1區(qū)域4個(gè)應(yīng)變測(cè)點(diǎn)的應(yīng)力-應(yīng)變曲線,表2為各試件失穩(wěn)應(yīng)力及最終破壞強(qiáng)度.1號(hào)試件首先經(jīng)歷線性段,4個(gè)測(cè)點(diǎn)的曲線具有較好的重合度.加載至160 MPa時(shí),試件發(fā)出響聲,應(yīng)力-應(yīng)變曲線發(fā)生分岔并向相反方向發(fā)展,表明失穩(wěn)現(xiàn)象發(fā)生.臨近破壞時(shí),試件發(fā)出明顯脆響,應(yīng)力-應(yīng)變曲線第2次波動(dòng),二次失穩(wěn)現(xiàn)象發(fā)生.
圖6 4種含預(yù)制分層復(fù)合材料試件壓縮載荷作用下應(yīng)力-應(yīng)變曲線Fig.6 Stress-strain results of 4 types of composite specimens with artificial delamination under compressional load
表2 含不同形式預(yù)制分層復(fù)合材料試件失穩(wěn)應(yīng)力及破壞應(yīng)力列表Table2 List of buckling stress and final failure stress of composite specimens with different artificial delamination MPa
2號(hào)試件經(jīng)歷線性加載段后在250 MPa時(shí)發(fā)出較大的響聲,同時(shí)應(yīng)力-應(yīng)變曲線發(fā)生分岔.與1號(hào)試件相比,2號(hào)試件應(yīng)力-應(yīng)變曲線分岔時(shí)波動(dòng)更加劇烈且對(duì)應(yīng)更高的應(yīng)力值.這表明使分層缺陷由1/8厚度增至1/4厚度處,薄子層厚度增大,層板失穩(wěn)發(fā)生的臨界應(yīng)力值提高,且較高的失穩(wěn)應(yīng)力會(huì)導(dǎo)致試件失穩(wěn)時(shí)產(chǎn)生較大震動(dòng).第1次失穩(wěn)發(fā)生后直至最終破壞前,試件沒(méi)有明顯的響聲.應(yīng)力-應(yīng)變曲線未發(fā)生再次波動(dòng),表明該型試件不會(huì)發(fā)生二次失穩(wěn).與1號(hào)試件相比,2號(hào)試件承載能力略有降低,表明減少厚子層的厚度會(huì)一定程度地削弱層板承載能力.
3號(hào)試件加載至破壞前始終未發(fā)出明顯響聲,應(yīng)力-應(yīng)變曲線未發(fā)生明顯分岔,表明直至試件破壞前未發(fā)生明顯的失穩(wěn)現(xiàn)象和損傷現(xiàn)象.臨近破壞時(shí),應(yīng)力-應(yīng)變曲線出現(xiàn)略微彎曲分岔,破壞時(shí)試件發(fā)出巨響,破壞的試件有目視可見(jiàn)的大范圍分層損傷.試驗(yàn)現(xiàn)象表明失穩(wěn)發(fā)生的瞬時(shí),試件損傷起始并發(fā)生大范圍擴(kuò)展,喪失承載能力.2號(hào)與3號(hào)試件試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比,表明1/4厚度處預(yù)制分層尺寸減小,顯著提高了層板抗失穩(wěn)能力和承載能力,較小的預(yù)制分層不會(huì)在較低的壓縮應(yīng)力水平下引起層板內(nèi)部損傷.
4號(hào)試件含兩處預(yù)制分層,加載至134 MPa時(shí)發(fā)出響聲,應(yīng)力-應(yīng)變曲線首次分岔并向相反方向擴(kuò)展,第1次失穩(wěn)發(fā)生.壓縮至262 MPa時(shí),試件再次發(fā)出明顯響聲,應(yīng)力應(yīng)變曲線第2次波動(dòng),二次失穩(wěn)現(xiàn)象發(fā)生.繼續(xù)加載,試件不時(shí)發(fā)出響聲,應(yīng)力-應(yīng)變曲線有波動(dòng)現(xiàn)象,直至試件損壞.與其他試件試驗(yàn)結(jié)果相比表明,分層數(shù)量較多且尺寸較大時(shí),試件抗失穩(wěn)能力和承載能力均下降,失穩(wěn)發(fā)生后,試件出現(xiàn)明顯的連續(xù)損傷現(xiàn)象.
圖7給出了各試件的最終破壞形貌.破壞的試件均存在表面鼓起和分層擴(kuò)展的情況.結(jié)合云紋試驗(yàn)結(jié)果,表面鼓起的產(chǎn)生原因是子層屈曲的擴(kuò)展.4種試件分層擴(kuò)展在橫向均完全貫穿,縱向擴(kuò)展程度存在差異,按從大到小的順序?yàn)?號(hào),2號(hào),1號(hào),4號(hào).
圖7 含不同形式預(yù)制分層復(fù)合材料試件破壞形貌Fig.7 Failure morphologies of composite specimens with different artificial delamination
結(jié)合以上分析結(jié)果,試件的失穩(wěn)現(xiàn)象伴隨響聲出現(xiàn),與層板的內(nèi)部損傷相關(guān)聯(lián).為驗(yàn)證導(dǎo)致層板失穩(wěn)的損傷形式為分層不穩(wěn)定擴(kuò)展[7]以及分析子層屈曲產(chǎn)生及擴(kuò)展的內(nèi)在機(jī)理,進(jìn)行了分級(jí)加載超聲掃描試驗(yàn).
超聲C掃描試驗(yàn)是監(jiān)測(cè)分層等層板內(nèi)部損傷的有效試驗(yàn)方法.為研究子層屈曲的產(chǎn)生、擴(kuò)展以及層板失穩(wěn)與層板內(nèi)部損傷的關(guān)聯(lián),對(duì)4種試件進(jìn)行了分級(jí)加載C掃描試驗(yàn).基于試驗(yàn)結(jié)果歸納了分層損傷擴(kuò)展的不同模式,建立了分層損傷擴(kuò)展模式與子層屈曲的產(chǎn)生、擴(kuò)展和層板失穩(wěn)現(xiàn)象的聯(lián)系.
根據(jù)表面應(yīng)變測(cè)量試驗(yàn)獲得的各型試件失穩(wěn)及最終破壞載荷建立4種試件的分級(jí)加載載荷表.在試件加載至相應(yīng)載荷以及加載過(guò)程中試件發(fā)出聲響時(shí),停止加載并將試件取下,通過(guò)超聲C掃描設(shè)備監(jiān)測(cè)層板內(nèi)部損傷情況.試驗(yàn)在WDW-200E型試驗(yàn)機(jī)上完成,固定加載速度1 mm/min.
1號(hào)與4號(hào)試件損傷過(guò)程類似,以下對(duì)2號(hào)、3號(hào)、4號(hào)試件的分級(jí)加載C掃描結(jié)果進(jìn)行分析.圖8所示為4號(hào)試件在特定載荷下以及發(fā)生明顯響聲時(shí)的C掃描結(jié)果及相應(yīng)應(yīng)力狀態(tài).加載至100 MPa時(shí),試件處于線性加載階段,預(yù)制分層無(wú)擴(kuò)展.發(fā)生第1次響聲時(shí),出現(xiàn)預(yù)制分層的少量擴(kuò)展.隨后加載至260 MPa,試件第2次發(fā)出明顯響聲,分層擴(kuò)展范圍略有增大.隨后的加載過(guò)程,試件不斷發(fā)出響聲,這一階段分層擴(kuò)展有顯著的漸進(jìn)擴(kuò)大趨勢(shì).最終破壞時(shí)試件發(fā)出較大響聲,分層損傷沿層板橫向貫穿,沿縱向擴(kuò)展范圍較小.
圖8 不同壓縮應(yīng)力狀態(tài)下4號(hào)試件C掃描形貌Fig.8 C-scan morphologies of specimen No.4 under different compressional stress conditions
3號(hào)試件子層厚度大,只有一處較小尺寸預(yù)制分層,試驗(yàn)結(jié)果與4號(hào)試件形成鮮明對(duì)比.圖9所示為該型試件在不同壓縮應(yīng)力水平下分層情況.直至破壞前,試件均未發(fā)出明顯響聲,C掃描結(jié)果也顯示分層并未擴(kuò)展.破壞瞬間,試件發(fā)出巨響.破壞后C掃描結(jié)果顯示分層損傷沿層板橫向貫穿,且沿縱向存在較大范圍擴(kuò)展.
圖10所示為2號(hào)試件的C掃描結(jié)果.分層損傷擴(kuò)展過(guò)程與其他試件均不同.加載至250 MPa時(shí),試件發(fā)出響聲,C掃描結(jié)果顯示此時(shí)預(yù)制分層存在較大的初始擴(kuò)展.隨后加載直至破壞,試件均沒(méi)有明顯響聲,C掃描結(jié)果表明分層損傷不存在明顯的進(jìn)一步擴(kuò)展.破壞時(shí),試件發(fā)出較大響聲,分層損傷沿層板橫向貫穿,沿層板縱向擴(kuò)展范圍介于4號(hào)和3號(hào)試件之間.
圖9 不同壓縮應(yīng)力狀態(tài)下3號(hào)試件C掃描形貌Fig.9 C-scan morphologies of specimen No.3 under different compressional stress conditions
本文研究的含預(yù)制分層損傷層板受壓縮載荷作用時(shí)存在3種分層擴(kuò)展模式,結(jié)合云紋試驗(yàn)和表面應(yīng)變測(cè)量試驗(yàn)結(jié)果,可以看出分層擴(kuò)展與子層屈曲的產(chǎn)生及擴(kuò)展、層板失穩(wěn)密切相關(guān).
第1種分層擴(kuò)展模式為起始小范圍擴(kuò)展,此時(shí)發(fā)生局部子層屈曲,層板首次失穩(wěn).此后的加載過(guò)程中分層和子層屈曲均發(fā)生少量擴(kuò)展,直到加載進(jìn)入非線性段,分層發(fā)生大范圍漸進(jìn)擴(kuò)展,子層屈曲范圍相應(yīng)增大,影響范圍由局部擴(kuò)大為全場(chǎng),層板發(fā)生二次失穩(wěn).此種分層擴(kuò)展模式發(fā)生于1號(hào)和4號(hào)試件,試件含有尺寸較大且靠近試件表面的預(yù)制分層.
第2種模式為起始有較大范圍的分層擴(kuò)展,此時(shí)出現(xiàn)層板失穩(wěn)和子層屈曲.隨后加載直至破壞前,分層擴(kuò)展極緩慢,不再出現(xiàn)顯著擴(kuò)展,不發(fā)生二次失穩(wěn)現(xiàn)象.最終破壞時(shí),分層大范圍擴(kuò)展.此種分層擴(kuò)展模式發(fā)生于2號(hào)試件,試件含有較大尺寸且與表面距離較大的預(yù)制分層.
第3種模式為試件破壞瞬時(shí)大范圍擴(kuò)展.破壞前不發(fā)生分層擴(kuò)展、子層屈曲和層板失穩(wěn)現(xiàn)象.此種分層擴(kuò)展模式發(fā)生于3號(hào)試件,對(duì)應(yīng)預(yù)制分層尺寸較小且與試件表面距離較大.
通過(guò)影像云紋法、表面應(yīng)變測(cè)量、分級(jí)加載超聲C掃描3種試驗(yàn)方法,研究了不同大小、位置、數(shù)量的預(yù)制分層損傷對(duì)準(zhǔn)各向同性鋪層的國(guó)產(chǎn)CCF300/環(huán)氧復(fù)合材料層板壓縮性能的影響,得到以下結(jié)論:
1)含有不同類型預(yù)制分層層板受壓縮載荷破壞前存在3種分層擴(kuò)展模式:漸進(jìn)擴(kuò)展、初始大范圍擴(kuò)展后緩慢擴(kuò)展、破壞瞬時(shí)大范圍擴(kuò)展.分層擴(kuò)展是子層屈曲、層板失穩(wěn)現(xiàn)象產(chǎn)生的原因.
2)分層起始擴(kuò)展導(dǎo)致層板出現(xiàn)首次失穩(wěn).分層漸進(jìn)大范圍擴(kuò)展導(dǎo)致層板出現(xiàn)二次失穩(wěn).二次失穩(wěn)發(fā)生后,層板壓縮剛度顯著下降.
3)不同的分層擴(kuò)展模式對(duì)應(yīng)試驗(yàn)件破壞后分層沿層板縱向擴(kuò)展范圍不同.破壞后,漸進(jìn)擴(kuò)展模式對(duì)應(yīng)的分層沿層板縱向擴(kuò)展范圍最小,破壞瞬時(shí)大范圍擴(kuò)展模式對(duì)應(yīng)的分層沿縱向擴(kuò)展范圍最大.
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