復(fù)合材料層合板熱-力作用下的失效研究

龍連春，侯劍南，王兆坤，白 健

(北京工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程與應(yīng)用電子技術(shù)學(xué)院，北京 100124)

復(fù)合材料層合板熱-力作用下的失效研究

龍連春，侯劍南，王兆坤，白 健

(北京工業(yè)大學(xué)機(jī)械工程與應(yīng)用電子技術(shù)學(xué)院，北京 100124)

碳纖維復(fù)合材料力學(xué)性能優(yōu)異，在航空航天等領(lǐng)域廣泛使用，其在熱-力聯(lián)合作用下的損傷失效研究對(duì)于結(jié)構(gòu)的損傷破壞和強(qiáng)度預(yù)測具有重要意義。發(fā)展了熱力耦合條件下復(fù)合材料結(jié)構(gòu)漸進(jìn)損傷分析方法，建立了三維有限元熱燒蝕模型，并驗(yàn)證了計(jì)算模型的可靠性；采用三維Hashin失效準(zhǔn)則，結(jié)合材料剛度突然退化模式，建立了失效分析模型，仿真分析了熱-力聯(lián)合作用下復(fù)合材料層合板損傷演化全過程。結(jié)果表明，該方法不僅能夠較好地模擬復(fù)合材料層合板從局部失效的萌生、擴(kuò)展直至結(jié)構(gòu)完全失效的全過程，而且可以直觀地顯示結(jié)構(gòu)的損傷失效模式，預(yù)測結(jié)構(gòu)在不同條件下的承載能力。

復(fù)合材料層合板；熱力耦合；漸進(jìn)損傷；失效準(zhǔn)則

0 引言

碳纖維復(fù)合材料因優(yōu)異的力學(xué)性能廣泛應(yīng)用于航空航天等領(lǐng)域。碳纖維復(fù)合材料在濕熱等環(huán)境下的工作可靠性已成為研究熱點(diǎn)[1]。局部劇烈加熱引起溫度升高會(huì)造成結(jié)構(gòu)材料產(chǎn)生一系列復(fù)雜的物理化學(xué)變化，材料強(qiáng)度下降的同時(shí)，積累的熱量使結(jié)構(gòu)溫度升高甚至使材料產(chǎn)生熔化、氣化，直至燒蝕。在熱-力聯(lián)合作用下，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)也可能產(chǎn)生基體裂紋、纖維斷裂、纖維基體剪切破壞、分層等局部失效，局部失效擴(kuò)展將導(dǎo)致結(jié)構(gòu)最終失效破壞。研究碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在局部受熱與力載荷共同作用下的失效行為，對(duì)其高溫環(huán)境下的使用可靠性以及失效預(yù)測具有重要意義[2]。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的失效機(jī)理復(fù)雜，得到了廣泛的關(guān)注。Lachaud等[3]通過建立數(shù)值仿真模型對(duì)C/C復(fù)合材料表面燒蝕過程中發(fā)生的損傷和破壞進(jìn)行仿真。Young等[4]研究了激光燒蝕下復(fù)合材料板的孔洞形狀及形貌，從熱力耦合的角度對(duì)激光輻照復(fù)合材料板功能失效進(jìn)行了研究。Negarestani等[5]基于有限單元法，運(yùn)用順序去除單元方法預(yù)測激光作用碳纖維復(fù)合材料的熱影響區(qū)域和單元破壞機(jī)制。Cheng等[6]對(duì)激光在碳纖維復(fù)合材料板上開孔進(jìn)行了研究，通過有限差分法構(gòu)建的數(shù)值模型進(jìn)行分析并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。Young等[7]研究了激光鉆孔對(duì)熱塑性復(fù)合材料APC-2A/AS4靜態(tài)拉伸強(qiáng)度、剛度及疲勞壽命的影響，并建立了最大應(yīng)力與疲勞失效時(shí)間的能量函數(shù)關(guān)系式。Lu等[8]通過建立三維有限元模型分析了CF/EP復(fù)合材料的熱應(yīng)力分布情況。采用生死單元法研究了不同區(qū)域熱應(yīng)力分布。

在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)漸進(jìn)損傷失效研究方面，張飛等[9]針對(duì)復(fù)合材料層合板經(jīng)激光燒蝕后造成的損傷，綜合考慮了不同損傷模式及其相關(guān)性，提出了一種能較好預(yù)測含損傷復(fù)合材料層合板強(qiáng)度及破壞模式的方法。Lapczyk等[10]描述了適合預(yù)測纖維增強(qiáng)復(fù)合材料失效及失效后行為的損傷模型。模型針對(duì)平面應(yīng)力問題，未損傷材料表現(xiàn)為線彈性，使用Hashin理論作為預(yù)測損傷的起始準(zhǔn)則，破壞過程的演化則是基于損傷過程中的斷裂能量。Dong等[11]采用各向異性損傷分析模型研究了三維編織復(fù)合材料的失效過程，描述了編織復(fù)合材料的損傷過程。劉玉佳等[12]改進(jìn)了濕熱條件下復(fù)合材料本構(gòu)關(guān)系，模擬了不同濕熱條件下開孔層合板從損傷萌生至最終失效的損傷擴(kuò)展過程，預(yù)測了相應(yīng)條件下的極限強(qiáng)度。常新龍等[13]研究了激光-機(jī)械載荷聯(lián)合作用下復(fù)合材料層合板的漸進(jìn)式破壞規(guī)律。根據(jù)激光對(duì)碳纖維層合板的一維燒蝕模型改進(jìn)了橋聯(lián)模型，并應(yīng)用改進(jìn)的橋聯(lián)模型計(jì)算了層合板漸進(jìn)式拉伸破壞強(qiáng)度。Liu等[14]回顧了復(fù)合材料層合板的損傷模擬和有限元分析的進(jìn)展。目前對(duì)復(fù)合材料在熱-力聯(lián)合作用下失效的研究已取得了一定進(jìn)展，但以熱力耦合形式，尤其對(duì)于力載和局部熱載共同作用下考慮燒蝕效應(yīng)的復(fù)合材料失效分析，準(zhǔn)確模擬仍然相當(dāng)困難。因此，熱-力聯(lián)合作用下復(fù)合材料層合板的失效分析規(guī)律尚待更深入研究。

本文模擬了碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料層合板局部受熱燒蝕的溫度場，建立了三維有限元熱燒蝕模型，并將模擬計(jì)算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了仿真模型及算法的準(zhǔn)確性；在此基礎(chǔ)上，結(jié)合三維Hashin失效準(zhǔn)則和材料剛度退化模式，建立了熱-力聯(lián)合作用下復(fù)合材料層合板失效分析模型，并對(duì)失效歷程進(jìn)行了模擬分析，研究了考慮熱燒蝕引起結(jié)構(gòu)完整性缺失的情況下，復(fù)合材料層合板在熱-力聯(lián)合作用下從失效的萌生、擴(kuò)展直至完全失效的全過程，預(yù)測結(jié)構(gòu)在特定條件下的承載能力。

1 復(fù)合材料漸進(jìn)損傷失效分析方法

復(fù)合材料漸進(jìn)損傷分析一般包含應(yīng)力計(jì)算、失效分析和材料剛度退化3部分[15]。當(dāng)應(yīng)力滿足一定條件，結(jié)構(gòu)出現(xiàn)損傷，導(dǎo)致?lián)p傷區(qū)域材料剛度降低，結(jié)構(gòu)承載力下降。而復(fù)合材料在熱載荷作用下，材料力學(xué)性能將發(fā)生變化。綜合上述兩點(diǎn)，形成了熱-力聯(lián)合作用下復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)漸進(jìn)損傷仿真模型。首先利用數(shù)值模擬的方法研究局部受熱碳纖維復(fù)合材料層合板的瞬態(tài)熱效應(yīng)[16]，在此基礎(chǔ)上，運(yùn)用順序熱-力耦合方法，考慮熱載和力載聯(lián)合作用的情況，對(duì)復(fù)合材料層合板進(jìn)行漸進(jìn)損傷分析，分析其損傷規(guī)律。

熱-力耦合作用下復(fù)合材料失效分析流程如下：

1) 建立參數(shù)化有限元模型，給定材料參數(shù)、幾何參數(shù)、載荷及邊界條件。

2) 對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行局部熱燒蝕分析，采用生死單元法，根據(jù)材料燒蝕溫度確定結(jié)構(gòu)是否燒蝕及燒蝕后的結(jié)構(gòu)形貌。

3) 對(duì)剩余結(jié)構(gòu)進(jìn)行熱-力耦合下的應(yīng)力分析，根據(jù)應(yīng)力、應(yīng)變計(jì)算結(jié)果，應(yīng)用三維Hashin失效準(zhǔn)則，判斷結(jié)構(gòu)是否出現(xiàn)損傷。

4) 若結(jié)構(gòu)出現(xiàn)損傷，則應(yīng)用結(jié)構(gòu)總體破壞判據(jù)判斷是否發(fā)生破壞；若未發(fā)生破壞，則對(duì)損傷單元進(jìn)行材料剛度退化并增加溫度分析載荷步，然后回到步驟2)重新進(jìn)行應(yīng)力分析。

5) 若結(jié)構(gòu)未出現(xiàn)損傷，則增加溫度分析載荷步，回到步驟2)再次進(jìn)行應(yīng)力分析。

6) 增加載荷步直至層合板結(jié)構(gòu)整體破壞。

1.1 結(jié)構(gòu)熱應(yīng)力分析

采用有限元分析方法求解熱應(yīng)力，將溫度載荷轉(zhuǎn)化為與其相當(dāng)?shù)墓?jié)點(diǎn)力。一方面，熱環(huán)境的作用會(huì)導(dǎo)致復(fù)合材料本身的力學(xué)性能變化。另一方面，局部升溫使復(fù)合材料結(jié)構(gòu)內(nèi)產(chǎn)生熱變形與應(yīng)力，導(dǎo)致基體、纖維或界面發(fā)生變化或破壞，使復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的剛度和強(qiáng)度發(fā)生變化。復(fù)合材料計(jì)及溫度變化的本構(gòu)關(guān)系為

σ=QT(ε-αΔT)

(1)

其中，σ表示應(yīng)力，ε表示應(yīng)變，α表示熱膨脹系數(shù)，ΔT表示溫度的變化，QT表示考慮熱變化的剛度矩陣。

1.2 失效準(zhǔn)則

為同時(shí)預(yù)測各損傷模式的損傷起始狀態(tài)、最終失效狀態(tài)和極限載荷，以三維Hashin失效準(zhǔn)則作為失效判據(jù)，具體表達(dá)式[17]如下：

(1)纖維拉伸失效

(2)

(2)纖維壓縮失效

(3)

(3)基體拉伸失效

(4)

(4)基體壓縮失效

(5)

(5)基體纖維剪切失效

(6)

(6)拉伸分層失效

(7)

(7)壓縮分層失效

(8)

其中，σ11、σ22、σ33為復(fù)合材料層合板各單層的正應(yīng)力，τ12、τ13、τ23為復(fù)合材料層合板各單層的切應(yīng)力，XT、XC為纖維方向拉伸強(qiáng)度和壓縮強(qiáng)度，YT、YC為面內(nèi)垂直于纖維方向的拉伸強(qiáng)度和壓縮強(qiáng)度，ZT、ZC為層合板厚度方向的拉伸強(qiáng)度和壓縮強(qiáng)度，S12、S13、S23為復(fù)合材料層合板各單層剪切強(qiáng)度。

1.3 剛度退化過程模擬

利用復(fù)合材料性能突然退化模型對(duì)損傷材料進(jìn)行剛度退化，從而使失效區(qū)域的剛度降低。一旦單元出現(xiàn)損傷，則根據(jù)具體的失效模式對(duì)該單元的彈性模量進(jìn)行相應(yīng)的折減。當(dāng)兩種損傷失效模式相互疊加時(shí)，認(rèn)為材料發(fā)生二次破壞。Chang剛度退化方法直接將對(duì)應(yīng)的材料參數(shù)退化為0，過于保守。Camanho等結(jié)合大量實(shí)驗(yàn)提出了Camanho剛度退化方法，該方法給出了各種破壞方式下的折減剛度系數(shù)。

本文材料剛度退化系數(shù)參考實(shí)驗(yàn)數(shù)值，同時(shí)考慮對(duì)材料參數(shù)的限制條件(式(9))，提出材料性能退化方式，材料性能參數(shù)退化的具體形式如表1所示。當(dāng)材料發(fā)生二次失效時(shí)任務(wù)材料基本喪失承載力，且由于有限元分析中材料參數(shù)不能取0，因此對(duì)于二次破壞的E1值取退化倍數(shù)0.01。

(9)

表1 材料剛度退化參數(shù)

2 模型驗(yàn)證及算例分析

為說明本文建立的熱力耦合作用下層合板漸進(jìn)損傷仿真分析方法模型，首先對(duì)開孔復(fù)合材料層合板進(jìn)行常溫漸進(jìn)損傷失效仿真，分析驗(yàn)證漸進(jìn)損傷分析方法的可行性；然后對(duì)局部受熱燒蝕碳纖維復(fù)合材料層合板的溫度場進(jìn)行分析，并與實(shí)驗(yàn)測試結(jié)果對(duì)比；最后基于上述的溫度場分析結(jié)果，利用熱力順序耦合分析方法，結(jié)合漸進(jìn)損傷失效分析模型，完成熱-力聯(lián)合作用下復(fù)合材料層合板的漸進(jìn)損傷失效分析。

2.1 開孔復(fù)合材料層合板漸進(jìn)損傷失效

2.1.1 層合板幾何構(gòu)型

復(fù)合材料開孔層合板幾何構(gòu)型如圖1所示，為

T300/976鋪設(shè)的層合板，長度L為50.80mm，寬度W為25.40mm，開孔直徑D為6.35mm，厚度為3.43mm。左端固定，右端施加水平向左壓縮載荷。

材料力學(xué)性能數(shù)據(jù)參考文獻(xiàn)[18]，見表2、表3。

圖1 開孔層合板幾何構(gòu)型Fig.1 Geometry configuration of the composite laminates with an open hole

彈性模量數(shù)值/MPa剪切模量數(shù)值/MPa泊松比數(shù)值Exx156500Gxy6960vxy0.23Eyy12960Gxz6960vxz0.23Ezz12960Gyz4090vyz0.23

表3 T300/976單層板材料強(qiáng)度參數(shù)表

2.1.2 實(shí)驗(yàn)件有限元模型

復(fù)合材料層合板鋪層順序?yàn)閇0/90]6s。對(duì)每層復(fù)合材料進(jìn)行網(wǎng)格劃分，取單層厚度作為單元厚度，并根據(jù)各鋪層角度旋轉(zhuǎn)每層單元坐標(biāo)系，指定材料特性主軸方向。本文對(duì)于應(yīng)力分析采用SOLID185單元，對(duì)于熱燒蝕分析采用SOLID70單元以及SURF12單元，計(jì)算完成后根據(jù)單元表提取單元應(yīng)力，并將其帶入失效準(zhǔn)則進(jìn)行失效判斷。

2.1.3 極限強(qiáng)度預(yù)測

壓縮位移載荷下開孔復(fù)合材料層合板整體最終失效狀態(tài)如圖2所示。在壓縮載荷作用下，復(fù)合材料層合板在開孔周邊縱向主要產(chǎn)生了基體壓縮失效，纖維壓縮失效，基體纖維剪切失效和二次失效，當(dāng)失效區(qū)域延伸至層合板兩側(cè)邊緣時(shí)，層合板結(jié)構(gòu)失去承載力。同時(shí)，在圓孔左右兩側(cè)邊緣處0°鋪層，由于垂直于纖維方向拉應(yīng)力的存在而產(chǎn)生了基體拉伸失效模式。最終失效載荷與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比情況如表4所示。

圖2 整體完全失效圖Fig.2 Completely failure diagram of the structure

試樣數(shù)值模擬值/N實(shí)驗(yàn)測量值/N誤差T300/976層合板33504.7937113.979.7%

由上述數(shù)據(jù)可知，數(shù)值模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果誤差為9.7%，對(duì)于這類復(fù)雜損傷機(jī)理的模擬，說明該分析模型準(zhǔn)確性較好。

2.2 局部受熱燒蝕復(fù)合材料層合板仿真分析

2.2.1 模型設(shè)置

復(fù)合材料層合板試件為T700/603鋪設(shè)層合板，幾何構(gòu)型如圖3所示，試件尺寸為15cm×15cm×0.15cm，鋪層順序?yàn)閇±45/0/90/0]s，0°鋪層方向?yàn)榇怪毕蛏希椪諢崃髅芏葹?256W/cm2，熱流加載圓形區(qū)域直徑為3.85cm，材料的密度為1.65g/cm3，隨溫度變化材料參數(shù)如圖4所示。其中，熱傳導(dǎo)系數(shù)的相關(guān)數(shù)據(jù)見文獻(xiàn)[19]，比熱容的數(shù)據(jù)見文獻(xiàn)[20]。

圖3 層合板幾何構(gòu)型Fig.3 Geometry configuration of composite laminates

圖4 計(jì)算模型中隨溫度變化的材料參數(shù)Fig.4 Temperature-dependent thermal properties of the material used in the model

2.2.2 數(shù)值模擬結(jié)果分析

為了驗(yàn)證數(shù)值模擬的結(jié)果，在熱流加載區(qū)域的背面取3個(gè)樣本點(diǎn)，將模擬結(jié)果與實(shí)驗(yàn)測試結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。樣品點(diǎn)選取位置如圖5所示，其中，Y軸為0°鋪層方向，點(diǎn)1位于光斑區(qū)域中心，點(diǎn)2和點(diǎn)3分別位于水平和垂直方向，距離點(diǎn)1的距離為1.5cm。

圖5 實(shí)驗(yàn)試件背面樣本點(diǎn)位置示意圖Fig.5 Sketch of sample points on the back surface

樣本點(diǎn)1、2和3的數(shù)值計(jì)算結(jié)果如圖6所示。將數(shù)值計(jì)算結(jié)果與處理后的實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，可發(fā)現(xiàn)兩者具有較好的吻合性，說明本文采用的數(shù)值計(jì)算模型可在一定程度模擬碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料層合板的熱燒蝕效應(yīng)。

(a)樣本點(diǎn)1

(b)樣本點(diǎn)2

(c)樣本點(diǎn)3圖6 樣本點(diǎn)溫度的數(shù)值結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)照Fig.6 Temperature comparison of simulation results and tested results

通過模擬可得燒蝕區(qū)域的形貌，如圖7(a)所示，展現(xiàn)了一個(gè)橢圓形的溫度分布區(qū)域，與圖7(b)中實(shí)驗(yàn)所得的橢圓形的燒蝕坑相似，說明本文計(jì)算模型對(duì)燒蝕形貌的計(jì)算結(jié)果與實(shí)測結(jié)果基本一致。

(a) 仿真結(jié)果 (b) 實(shí)驗(yàn)結(jié)果圖7 試件燒蝕區(qū)域Fig.7 Aablative zone feature

2.3 熱-力聯(lián)合作用下層合板漸進(jìn)損傷仿真

由于熱力完全耦合分析的復(fù)雜性，其計(jì)算規(guī)

模極其巨大，且力載荷作用對(duì)溫度的影響相對(duì)很小，本文采用順序耦合分析方法進(jìn)行解耦。首先進(jìn)行熱應(yīng)力分析，在考慮熱燒蝕引起結(jié)構(gòu)幾何缺失和溫度變化引起的材料熱物性變化的基礎(chǔ)上，結(jié)合外界機(jī)械載荷，采用改進(jìn)的Hashin失效判斷準(zhǔn)則以及材料剛度突然退化模型，實(shí)現(xiàn)熱-力聯(lián)合作用下復(fù)合材料層合板的漸進(jìn)損傷失效分析。

2.3.1 模型設(shè)置

層合板尺寸見圖3，鋪層方式同2.2.1小節(jié)。采用有限元方法分析復(fù)合材料層合板在熱-力聯(lián)合作用下的承載能力，邊界條件為：約束下邊界UX、UY和UZ3個(gè)自由度；上邊界施加豎直向上的位移，初始位移為0.35mm，位移增長速度為0.5mm/s，層合板加載示意圖如圖8所示。

圖8 層合板加載示意圖Fig.8 Load schematic diagram of laminates

碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)參數(shù)和強(qiáng)度參數(shù)設(shè)置分別如表5和表6所示?？紤]材料力學(xué)參數(shù)隨溫度的變化，結(jié)構(gòu)分析參數(shù)設(shè)置參考文獻(xiàn)[21]，材料強(qiáng)度參數(shù)設(shè)置參考文獻(xiàn)[21]和文獻(xiàn)[22]。

表5 結(jié)構(gòu)分析材料力學(xué)性能參數(shù)表

表6 失效分析材料強(qiáng)度性能參數(shù)表

2.3.2 數(shù)值模擬結(jié)果及分析

圖9 層合板力載荷-位移曲線Fig.9 Load-displacement curve of the laminate

采用上述有限元模型方法進(jìn)行模擬分析，繪制熱-力耦合作用下的復(fù)合材料層合板的載荷位移曲線，如圖9所示。在拉伸初始階段，力隨位移載荷的增加線性增加。隨著加載時(shí)間的增長，力與位移關(guān)系呈現(xiàn)非線性，這是由于熱載作用下形成的溫度場引起材料力學(xué)性能降低，同時(shí)熱燒蝕引起了結(jié)構(gòu)完整性的缺失；隨著加載時(shí)間的增長，復(fù)合材料層合板開始產(chǎn)生損傷失效，位移載荷進(jìn)一步增大，產(chǎn)生纖維損傷失效，結(jié)構(gòu)逐步達(dá)到極限載荷；隨后，纖維損傷失效區(qū)域擴(kuò)展至層合板兩側(cè)邊緣，層合板承載能力逐步降低。

采用熱力耦合作用下復(fù)合材料層合板漸進(jìn)失效分析模型對(duì)層合板進(jìn)行失效分析，得到各層板的損傷失效演化過程。熱-力聯(lián)合作用下，考慮二次損傷狀態(tài)的層合板整體模型最終失效狀態(tài)如圖10所示。

圖10 結(jié)構(gòu)整體最終失效圖Fig.10 Completely failure diagram of the structure

由圖10可知，熱力耦合作用下漸進(jìn)失效分析模型可在考慮熱燒蝕引起結(jié)構(gòu)完整性缺失的情況下，對(duì)復(fù)合材料層合板進(jìn)行損傷失效分析。隨著加載時(shí)間的增長，當(dāng)位移載荷增加到0.7mm時(shí)，層合板90°層首先產(chǎn)生局部基體拉伸失效，且由于熱燒蝕的作用，層合板結(jié)構(gòu)第一層產(chǎn)生圓形燒蝕坑，結(jié)構(gòu)完整性受到影響，因此，層合板載荷-位移曲線在此處呈現(xiàn)出了明顯的非線性；當(dāng)位移載荷為0.95mm時(shí)，層合板達(dá)到最大承載力92997.24N；位移載荷繼續(xù)增加，層合板損傷失效區(qū)域不斷向外擴(kuò)展，燒蝕坑的深度加深，層合板結(jié)構(gòu)承載力不斷降低；當(dāng)加載到2.4s時(shí)，位移達(dá)到1.5mm時(shí)，0°方向鋪層損傷區(qū)域擴(kuò)展至層合板兩側(cè)邊緣，結(jié)構(gòu)失去絕大部分承載能力，發(fā)生整體失效。

3 結(jié)論

1)本文建立熱力耦合作用下復(fù)合材料層合板損傷失效分析模型，在考慮熱燒蝕引起結(jié)構(gòu)完整性缺失的情況下，既能直觀顯示結(jié)構(gòu)的損傷失效模式，又能預(yù)測結(jié)構(gòu)在特定載荷條件下的承載載荷。

2)通過與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，驗(yàn)證了本文建立的復(fù)合材料層合板三維有限元熱燒蝕模型的可靠性；本文方法預(yù)測的機(jī)械載荷作用下復(fù)合材料開孔層合板的極限強(qiáng)度與實(shí)驗(yàn)結(jié)果誤差在10%以內(nèi)，驗(yàn)證了三維損傷失效分析模型的可靠性和材料剛度退化參數(shù)的合理性。

3)本文方法完整地仿真了復(fù)合材料層合板在熱-力聯(lián)合作用下從失效的萌生、擴(kuò)展至完全失效的損傷擴(kuò)展過程，為仿真分析復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)在熱-力聯(lián)合作用下或激光輻照及力載荷共同作用下的失效行為提供了可行方法。

[1] 李威, 郭權(quán)鋒.碳纖維復(fù)合材料在航天領(lǐng)域的應(yīng)用[J].中國光學(xué), 2011, 4(3):201-212.

[2] 周宏偉，易海洋，薛東杰，等.纖維方位角對(duì)玻纖復(fù)合材料破壞機(jī)理的影響研究[J].中國科學(xué)：物理學(xué) 力學(xué) 天文學(xué)，2013(2)：167-176.

[3] Lachaud J， Aspa Y， Vignoles G L.Analytical modeling of the steady state ablation of a 3D C/C composite[J].International Journal of Heat and Mass Transfer，2008，51(9-10)：2614-2627.

[4] Young T， O' Driscoll D.Impact of Nd-YAG laser drilled holes on the strength and stiffness of laminar flow carbon fibre reinforced composite panels[J].Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2002，33(1)：1-9.

[5] Negarestani R, Sundar M, Sheikh M A, et al. Numerical simulation of laser machining of carbon-fibre-reinforced composites [J]. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part B: Journal of Engineering Manufacture, 2010, 224(7): 1017-1027.

[6] Cheng C F, Tsui Y C, Clyne T W. Application of a three-dimensional heat flow model to treat laser drilling of carbon fibre composites [J]. Acta Materialia, 1998, 46(12): 4273-4285.

[7] Young T M. Impact of Nd-YAG laser drilling on thefatigue characteristics of APC2A/AS4 thermoplastic composite material[J]. Journal of Thermoplastic Composite Materials, 2008, 21(6):543-555.

[8] Lu C. Chen P， Gao Y，et al.Thermal stress distribution in CF/EP composite in low earth orbit[J].Journal of Composite Materials，2010，44(14)：1729-1738.

[9] 張飛，張鋼錘，李侃，等. 復(fù)合材料層合板激光燒蝕后的三維逐漸損傷分析[J]. 固體火箭技術(shù)，2009，32(2)：218-221+229.

[10] Lapczyk I， Hurtado J A.Progressive damage modeling in fiber-reinforced materials[J].Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2007，38(11)：2333-2341.

[11] Dong F G, Jun L, Lai W B. Progressive damage and nonlinear analysis of 3D four-directional braided composites under unidirectional tension [J]. Composite Structures, 2009, 89(1): 126-133.

[12] 劉玉佳，燕瑛，何明澤，等.濕/熱/力耦合條件下復(fù)合材料結(jié)構(gòu)漸進(jìn)損傷仿真[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào)，2012，38(3)：384-388.

[13] 常新龍，李正亮，陳特熙，等.激光 - 機(jī)械載荷聯(lián)合作用下復(fù)合材料層合板的破壞規(guī)律分析[J].紅外與激光工程，2011，40(10)：1935-1939.

[14] Liu P F, Zheng J Y. Recent developments on damage modeling and finite element analysis for composite laminates: A review[J]. Materials & Design, 2010, 31(8):3825-3834.

[15] Lessard L B， Chang F K.Damage tolerance of laminated composites containing an open hole and subjected to compressive loadings.part II-experiment[J].Journal of Composite Materials，1991，25(1)：44-64.

[16] Long L， Huang Y， Zhang J.Experimental investigation and numerical simulation on continuous wave laser ablation of multilayer carbon fiber composite[J].Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers， Part L： Journal of Materials Design & Applications，2015： 1464420715608656.

[17] Shokrieh M M, Lessard L B, Poon C. Three-dimensional progressive failure analysis of pin/bolt loaded composite laminates[C]. Florence, Italy, 1996: 7-2.

[18] 崔海坡，溫衛(wèi)東，崔海濤.含孔復(fù)合材料層合板在壓縮載荷下的三維逐漸損傷[J].機(jī)械工程學(xué)報(bào),2006，42(8)：89-93.

[19] Negarestani R， Sundar M， Sheikh M A，et al.Numerical simulation of laser machining of carbon-fibre-reinforced composites[J].Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers，Part B: Journal of Engineering Manufacture，2010，224(7)：1017-1027.

[20] Griffis C A， Masumura R A， Chang C I.Thermal response of graphite epoxy composite subjected to rapid heating[J].Journal of Composite Materials，1981，15(5)：427-442.

[21] Griffis C A， Nemes J A， Stonesifer F R，et al.Degradation in strength of laminated composites subjected to intense heating and mechanical loading[J].Journal of Composite Materials，1986，20(3)：216-235.

[22] 熊艷麗，凌輝，蔣文革，等.結(jié)構(gòu)復(fù)合材料用耐高溫環(huán)氧樹脂體系[J].宇航材料工藝，2011，41(2)：64-67.

Failure Study of Composite Laminates under Thermal-mechanical Loads

LONG Lian-chun, Hou Jian-nan, WANG Zhao-kun, BAI Jian

(College of Mechanical Engineering and Applied Electronics Technology,Beijing University of Technology, Beijing 100124, China)

Carbon fiber composites have been widely used in the fields of aerospace and other fields because of its good mechanical property. The damage failure of composites under thermal-mechanical coupling conditions is of great significance for damage and strength prediction of structures. A three-dimensional finite element model considering ablation is established for the Progressive damage simulation of the composite structure under thermal-mechanical coupling conditions, and the reliability of the model is verified. Based on the failure criterion of three-dimensional Hashin failure criterion and the abrupt degradation of material stiffness, a failure analysis model is established. The whole process of damage evolution of composite laminates from the beginning of the damage to ultimate failure under thermal-mechanical coupling is simulated. The results show that the method can simulate the failure of composite laminates from the beginning of the damage to grow completely broken of the structure of whole process. It also can display the failure mode of the structure intuitively and can predict the bearing load of the structure under different conditions.

Composite laminates；Thermal mechanical coupling；Progressive damage；Failure criterion

2017-01-23；

2017-04-18

國家自然科學(xué)基金(11272020)

龍連春(1963-),男,博士,教授,博士生導(dǎo)師，主要從事復(fù)雜系統(tǒng)的分析優(yōu)化及超常環(huán)境下材料和結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為研究。E-mail：longlc@bjut.edu.cn

V19

A

2096-4080(2017)02-0033-09