邊緣沖擊下T300/69層合板壓-壓疲勞壽命預(yù)測(cè)模型

中圖分類號(hào)：TB332 DOI： 10.16579/j. issn.1001.9669.2025.07.011

0 引言

復(fù)合材料具有強(qiáng)度高、密度低、疲勞性能好等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天、新能源領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[1-3]。復(fù)合材料層合板由單向碳纖維與樹脂基體通過(guò)層合熱壓而成，在使用過(guò)程中可能會(huì)受到冰雹、碎片等撞擊。這會(huì)導(dǎo)致復(fù)合材料層合板的剩余強(qiáng)度和抗疲勞性能顯著下降，削減了材料的使用性能[4]。因此，研究復(fù)合材料層合板疲勞壽命成為國(guó)內(nèi)外研究的熱點(diǎn)之一[5]。復(fù)合材料層合板疲勞試驗(yàn)周期長(zhǎng)，耗費(fèi)大量的物力，其最直接、有效的方法就是通過(guò)建立疲勞壽命預(yù)測(cè)模型對(duì)疲勞性能進(jìn)行評(píng)價(jià)。

復(fù)合材料層合板的疲勞損傷機(jī)制十分復(fù)雜[6-7]在疲勞過(guò)程中，各種損傷相互影響，其材料性能逐漸退化。復(fù)合材料層合板的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型分為三大類： ① 根據(jù)S-N曲線來(lái)預(yù)測(cè)特定載荷下的疲勞壽命； ② 根據(jù)復(fù)合材料層合板疲勞漸進(jìn)損傷模型來(lái)預(yù)測(cè)疲勞壽命； ③ 根據(jù)剩余強(qiáng)度或剩余模量建立疲勞壽命預(yù)測(cè)模型。FAWAZ等將S-N疲勞壽命曲線變換為對(duì)數(shù)形式的表達(dá)式。SHEN等[0]研究了準(zhǔn)靜態(tài)和疲勞載荷作用下正交鋪設(shè)的玻璃纖維復(fù)合材料層合板損傷演化規(guī)律，分析不同鋪設(shè)順序?qū)Σ牧蠐p傷演化的影響。ATTIA等[\"研究了沖擊后復(fù)合材料在疲勞載荷作用下的損傷擴(kuò)展問(wèn)題，利用應(yīng)變能釋放率來(lái)預(yù)測(cè)沖擊損傷后復(fù)合材料的疲勞壽命。徐穎等針對(duì)沖擊后復(fù)合材料層合板，研究了沖擊損傷層合板的壓-壓疲勞壽命預(yù)測(cè)方法。劉儉輝等[13修正了應(yīng)力場(chǎng)強(qiáng)法，建立了疲勞壽命預(yù)測(cè)模型，并驗(yàn)證了模型的可靠性。

復(fù)合材料層合板疲勞損傷過(guò)程十分復(fù)雜，得到準(zhǔn)確的疲勞壽命通常需要做大量的試驗(yàn)。為了降低試驗(yàn)成本，提高預(yù)測(cè)模型的精度，考慮沖擊損傷層合板的壓縮剩余強(qiáng)度，選用開口等效法[1417]將損傷區(qū)域等效為圓形開孔，圓的直徑取決于最大損傷尺寸，并認(rèn)為該區(qū)域不再具有承載能力。此外，子層屈曲法18]將沖擊損傷看作多個(gè)矩形分層，并認(rèn)為壓縮破壞是各個(gè)子層發(fā)生屈曲失效的過(guò)程，該方法在工程實(shí)際中有一定的局限性。軟化夾雜法[19-21]將沖擊損傷等效為形狀規(guī)則的軟化夾雜，然后用應(yīng)力準(zhǔn)則、應(yīng)變準(zhǔn)則或其他準(zhǔn)則判定層合板的失效。損傷累積法[22-25]利用動(dòng)態(tài)有限元模擬層合板的沖擊損傷，將對(duì)應(yīng)退化后的剛度作為層合板的初始損傷，再用損傷累積法模擬層合板的壓縮破壞過(guò)程，并計(jì)算剩余壓縮強(qiáng)度。

借助低速?zèng)_擊試驗(yàn)分析損傷區(qū)域尺寸，并進(jìn)行等效孔徑計(jì)算，通過(guò)壓縮試驗(yàn)得到壓縮剩余強(qiáng)度，進(jìn)而求解外載荷應(yīng)力，通過(guò)15J沖擊能量下的壓-壓疲勞試驗(yàn)獲得其疲勞壽命?；谝陨辖Y(jié)果，擬合等效損傷系數(shù)，提出適用于低速?zèng)_擊損傷狀態(tài)下的T300/69層合板疲勞壽命預(yù)測(cè)模型，為工程應(yīng)用提供理論依據(jù)。本文只考慮沖擊能量對(duì)疲勞壽命的影響，未考慮鋪層方式、鋪層角度、沖擊大小及方向?qū)ζ谛阅艿挠绊憽?/p>

1低速?zèng)_擊后壓縮試驗(yàn)

1.1 T300/69試驗(yàn)件

T300/69 碳纖維復(fù)合材料層合板采用熱壓罐工藝制作而成，單層板厚度為 0.15mm ，材料鋪層順序?yàn)閇0/45/-45/90]_3s ，共24層。使用線切割技術(shù)將復(fù)合材料層合板切割成長(zhǎng)為 75mm 、寬為 35mm 的試驗(yàn)件。T300/69 層合板彈性性能參數(shù)和強(qiáng)度性能參數(shù)如表1所示。

1.2基于沖擊試驗(yàn)獲取凹陷損傷數(shù)據(jù)

如圖1所示，沖擊試驗(yàn)在落錘試驗(yàn)臺(tái)上完成，通過(guò)調(diào)整落錘高度來(lái)獲得沖擊能量，沖頭的形狀可以根據(jù)實(shí)際的工況進(jìn)行調(diào)整。

圓形凹陷，層間出現(xiàn)少量分層；當(dāng)沖擊能量為15J時(shí)，損傷區(qū)域的凹陷程度更明顯，其部位產(chǎn)生纖維翹起等現(xiàn)象（圖2）。

由試驗(yàn)可以得到不同沖擊能量下層合板損傷形貌尺寸，如表2所示。沖擊產(chǎn)生的凹坑長(zhǎng)度和寬度隨沖擊能量增大而增加。相比于凹陷寬度，損傷區(qū)域凹陷長(zhǎng)度對(duì)于沖擊能量的變化更加敏感。觀察層合板的損傷區(qū)域發(fā)現(xiàn)，其主要損傷模式有纖維壓縮破壞、基體擠壓及基體裂紋擴(kuò)展導(dǎo)致的分層。

1.3基于低速?zèng)_擊后壓縮試驗(yàn)獲取壓縮剩余強(qiáng)度

按照ASTMD7137[26標(biāo)準(zhǔn)，壓縮試驗(yàn)在WDW-300微機(jī)控制電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行。壓縮試驗(yàn)采用載荷控制的加載方式，壓縮試驗(yàn)加載速率為 2mm/min 試件夾持情況如圖3所示。

復(fù)合材料層合板邊緣沖擊的損傷形貌與沖擊能量有顯著關(guān)系。當(dāng)沖擊能量為5J時(shí)，損傷區(qū)域產(chǎn)生橢

損傷區(qū)域隨沖擊能量的增大而增大；當(dāng)沖擊能量為5J時(shí)，壓縮失效試件基本觀察不到因壓縮失效而產(chǎn)生的裂紋[圖4（a）；當(dāng)沖擊能量為15J時(shí)，壓縮失效試件表面產(chǎn)生裂紋[圖4（d）]，在沖擊點(diǎn)附近已經(jīng)造成了剪切損傷。由試件壓縮側(cè)面損傷圖可以看出，邊緣沖擊后層合板壓縮失效主要是以分層損傷為主，產(chǎn)生的分層對(duì)稱分布在層合板的兩側(cè)。分層損傷是由邊緣低能量沖擊造成試件的損傷起始，使得層合板在壓縮載荷的作用下不斷擴(kuò)展，最終失效，

不同沖擊能量后，層合板最大壓縮載荷及壓縮剩余強(qiáng)度如表3所示。邊緣沖擊對(duì)層合板壓縮強(qiáng)度的影響較大；隨著沖擊能量的增加，壓縮剩余強(qiáng)度隨之降低。同時(shí)也做了無(wú)損傷壓縮試驗(yàn)，無(wú)損傷的壓縮強(qiáng)度為 333.25MPa 。

2沖擊損傷層合板的失效理論分析

開孔等效法認(rèn)為，沖擊損傷層合板壓縮失效模式和開孔層合板相似，都是由孔（沖擊損傷區(qū)）邊緣應(yīng)力集中導(dǎo)致纖維屈曲，從而使層合板發(fā)生壓縮破壞2的。

2.1 平均應(yīng)力判據(jù)

平均應(yīng)力破壞準(zhǔn)則是將距離孔邊一定距離上的平均應(yīng)力作為標(biāo)準(zhǔn)來(lái)表征開孔層合板的破壞。假設(shè)在 y 軸上從 r 到 r+a₀ 這段距離的平均應(yīng)力 σ_y 等于或者大于無(wú)缺口層合板的強(qiáng)度 σ₀ ，就認(rèn)為開孔層合板失效。

式中， σ_?N^∞ 為遠(yuǎn)場(chǎng)應(yīng)力，即壓縮剩余強(qiáng)度； K_T^∞ 為開孔層合板孔邊應(yīng)力集中系數(shù)； r 為孔徑； a₀ 為特征長(zhǎng)度。

2.2 等效孔徑與特征長(zhǎng)度的確定

運(yùn)用開口等效法將沖擊造成的損傷處理為一圓 形開孔，根據(jù)表3將損傷區(qū)域等效為半圓孔，凹陷長(zhǎng)度 等效為開孔孔徑。

張彥等[28]認(rèn)為，含孔復(fù)合材料層合板特征長(zhǎng)度 a₀ 與層合板的材料體系有關(guān)。

通過(guò)層合板沖擊后的靜壓縮強(qiáng)度和平均失效準(zhǔn)則便可以推導(dǎo)出不同孔徑層合板的特征長(zhǎng)度。損傷寬度擴(kuò)展到層合板寬度的 50% 時(shí)，試件基本失去承載能力，經(jīng)過(guò)少數(shù)加載循環(huán)后就會(huì)失效。試驗(yàn)表明，選擇孔徑，到 50% 板寬距離的平均應(yīng)力會(huì)更適用[29]。如表4所示，沖擊能量越大，等效孔徑越大，特征長(zhǎng)度越小。

3壓-壓疲勞試驗(yàn)及壽命預(yù)測(cè)模型

3.1基于壓-壓疲勞試驗(yàn)獲取疲勞壽命

復(fù)合材料層合板低速?zèng)_擊后的壓-壓疲勞試驗(yàn)在試驗(yàn)機(jī)（圖5）進(jìn)行，試驗(yàn)均在室溫下進(jìn)行，疲勞加載采用載荷控制的加載方式，載荷波形為等幅正弦波。

T300/69 復(fù)合材料層合板沖擊后壓-壓疲勞損傷如圖6所示。由圖6可以看出，應(yīng)力水平越大，其疲勞損傷越嚴(yán)重，層間分層越明顯。在壓-壓疲勞載荷作用下，試件邊緣沖擊造成的分層由沖擊點(diǎn)附近沿寬度方向向另一側(cè)擴(kuò)展，這個(gè)過(guò)程十分緩慢。隨著循環(huán)次數(shù)的增加，直至臨近破壞時(shí)，整個(gè)試件才會(huì)發(fā)生貫穿式分層和子層屈曲現(xiàn)象。

由表5可知，即使是同一沖擊能量、同一應(yīng)力水平，疲勞壽命也存在分散性。應(yīng)力水平越高，循環(huán)次數(shù)越少。從邊緣沖擊試驗(yàn)到壓-壓疲勞試驗(yàn)，層合板局部損傷的復(fù)雜多樣性也對(duì)疲勞壽命產(chǎn)生了影響。試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，15J能量沖擊后層合板在 80% 應(yīng)力水平下壽命相差較大。

3.2 數(shù)值分析

建立層合板沖擊后的疲勞壽命模型：

式中， σ_y（x，0） 與 σ_s 分別為開孔層合板的外載荷應(yīng)力和無(wú)損傷層合板的靜壓縮強(qiáng)度。為了更加真實(shí)地反映出應(yīng)力-壽命情況，根據(jù)等應(yīng)力等損傷原則對(duì)開孔層合板的疲勞壽命模型進(jìn)行修正，等效損傷系數(shù)為α ，式（2）變?yōu)?/p>

根據(jù)無(wú)損傷層合板疲勞壽命模型的指數(shù)函數(shù)規(guī)律，假設(shè)損傷層合板的對(duì)數(shù)壽命與應(yīng)力水平之間也存在指數(shù)函數(shù)規(guī)律，用試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合，得到了低速?zèng)_擊后層合板的疲勞壽命：

1）計(jì)算孔徑應(yīng)力集中系數(shù) K_T^∞ ，即

2）計(jì)算外載荷應(yīng)力 σ_y ，即

等效孔徑 r 和特征長(zhǎng)度 a₀ 由表4確定，將5J、15J能量沖擊后的層合板的疲勞壽命代入式（4）得到 α 值，如表6所示。

將15J沖擊能量在不同應(yīng)力水平下獲得的等效損傷系數(shù)求和再取平均值，得到的疲勞模型等效損傷系數(shù) α=0.4970 ，則疲勞壽命模型為

4試驗(yàn)驗(yàn)證與分析

4.1 試驗(yàn)驗(yàn)證

如圖7所示，將15J能量沖擊后復(fù)合材料層合板所獲得的試驗(yàn)結(jié)果與預(yù)測(cè)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比。結(jié)果表明，誤差范圍較小，具體誤差分析見第4.2節(jié)。平均應(yīng)力水平為 60% 時(shí)，相對(duì)誤差最大為 6.541% ；平均應(yīng)力水平為 70% 時(shí)，相對(duì)誤差最大為 5.896% 。

如圖8所示，將低速?zèng)_擊損傷層合板的疲勞壽命試驗(yàn)值與預(yù)測(cè)值進(jìn)行了對(duì)比。低速?zèng)_擊損傷層合板的疲勞壽命預(yù)測(cè)結(jié)果說(shuō)明，本文所采用的疲勞壽命預(yù)測(cè)方法是合理的。

4.2 誤差分析

誤差來(lái)源可以歸納為以下幾點(diǎn)： ① 復(fù)合材料層合板的疲勞壽命存在一定的分散性，疲勞性能易受到?jīng)_擊載荷、環(huán)境溫度和濕度的影響。邊緣沖擊后的壓-壓疲勞試驗(yàn)，層合板局部損傷的復(fù)雜多樣性也對(duì)疲勞壽命產(chǎn)生了影響。 ② 試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，層合板在 80% 應(yīng)力水平下的壽命相差較大。一方面，因?yàn)閷雍习鍖?duì)分層損傷較為敏感，15J能量的低速?zèng)_擊造成的分層損傷嚴(yán)重影響了復(fù)合材料層合板的疲勞性能；另一方面，邊緣沖擊能量越高，層合板損傷區(qū)域越大，層合板承受的壓縮載荷變?nèi)?，?yīng)力集中使得損傷區(qū)域的應(yīng)力變大，從而影響層合板的疲勞壽命。 ③ 碳纖維復(fù)合材料本身為各向異性材料，存在一定的分散性。 ④ 將沖擊損傷區(qū)域等效為圓形孔，雖然兩者的力學(xué)特性相似但并不完全相同，導(dǎo)致等效過(guò)程存在差異。

5結(jié)論

針對(duì)低速邊緣沖擊下的 T300/69 復(fù)合材料層合板疲勞壽命開展一些研究?？紤]層合板壓縮剩余強(qiáng)度對(duì)疲勞壽命的影響，基于開口等效法建立了疲勞壽命預(yù)測(cè)模型；通過(guò)預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)值，驗(yàn)證了該方法的合理性和可靠性，得出以下結(jié)論：

1）考慮低速?zèng)_擊后復(fù)合材料層合板復(fù)雜的損傷機(jī)制，將邊緣沖擊損傷層合板等效為開孔層合板，通過(guò)測(cè)量凹陷損傷尺寸，確定開孔孔徑及特征長(zhǎng)度，其計(jì)算過(guò)程簡(jiǎn)潔高效。

2）考慮壓縮剩余強(qiáng)度對(duì)疲勞壽命的影響，結(jié)合平均應(yīng)力準(zhǔn)則計(jì)算外載荷應(yīng)力，通過(guò)試驗(yàn)數(shù)據(jù)擬合疲勞壽命模型，得到損傷參數(shù)，從而獲得 T300/69 復(fù)合材料層合板的疲勞壽命預(yù)測(cè)模型。

3）將疲勞壽命預(yù)測(cè)與疲勞壽命試驗(yàn)相比，驗(yàn)證該方法可以準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)邊緣低速?zèng)_擊下的層合板疲勞壽命，且預(yù)測(cè)精度較高，預(yù)測(cè)誤差在 10% 以內(nèi)。

參考文獻(xiàn)（References）

[1] 葉林，賀鵬飛，李文曉．含z向纖維增強(qiáng)的連續(xù)纖維增強(qiáng)樹脂基 復(fù)合材料沖擊性能研究進(jìn)展[J].高科技纖維與應(yīng)用，2021，46 （3）：44-52. YE Lin，HE Pengfei，LI Wenxiao. A review on impact property of continuous fiber reinforced resin matrix compositeswith z -direction fiber reinforced[J].Hi-Tech Fiber and Application，2021，46（3）： 44-52. （In Chinese）

[2]陳縣輝，張彥飛，杜瑞奎，等．沖擊方向?qū)雍习宓退贈(zèng)_擊響應(yīng)的 模擬研究[J].工程塑料應(yīng)用，2014，42（5）：89-92. CHEN Xianhui， ZHANG Yanfei，DU Ruikui，et al. Simulation of effects of impact orientations on low velocity impact responses of composite laminates[J].Engineering Plastics Application，2014，42 （5）：89-92.（In Chinese）

[3]RHEAD A T，MARCHANT D，BUTLER R. Compressive strength of composite laminates following free edge impact[J]. Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2010，41（9） ： 1056- 1065.

[4] 賈耀雄，敖清陽(yáng)，張文正，等．碳纖維復(fù)合材料層壓板低速?zèng)_擊損 傷性能分析[J].兵器材料科學(xué)與工程，2022，45（5）：170-174. JIA Yaoxiong，AO Qingyang，ZHANG Wenzheng，et al. Analysis on low-velocity impact damage properties of carbon fiber compositelaminates[J].Ordnance Material Science and Engineering， 2022，45（5）：170-174.（In Chinese）

[5]俞鳴明，朱雪莉，劉雪強(qiáng)，等．低速多次沖擊下碳纖維/環(huán)氧樹脂 基復(fù)合材料層合板失效機(jī)制及剩余強(qiáng)度評(píng)估[J]．復(fù)合材料學(xué) 報(bào)，2023，40（9）：5359-5370. YU Mingming，ZHU Xueli，LIU Xueqiang，et al. Failure mechanism and assessment of residual strength of carbon fiber/epoxy resin matrix composite laminates under multiple impacts at low velocities[J].Acta Materiae Compositae Sinica，2023，40（9）： 5359-5370.（In Chinese）

[6]MAHMOUDI A，MOHAMMADI B，HOSSEINI-TOUDESHKY H T. Damage behaviour of laminated composites during fatigue loading[J].Fatigueamp;Fracture of EngineeringMaterialsamp; Structures， 2020，43（4）：698-710.

[7]ZUO P Y，SRINIVASAN D V， VASSILOPOULOS A P. Review of hybrid composites fatigue[J].Composite Structures，2021，274： 114358.

[8]DEGRIECK J， VAN PAEPEGEM W. Fatigue damage modeling of fibre-reinforced composite materials： review[J].Applied Mechanics Reviews，2001，54（4）：279-299.

[9]FAWAZ Z，ELLYIN F. Fatigue failure model for fibre-reinforced materials under general loading conditions[J]. Journal of Composite Materials，1994，28（15）：1432-1451.

[10]SHEN HJ，YAO W X，QI W X，et al. Experimental investigation on damage evolution in cros-ply laminates subjected to quasi-static and fatigue loading[J]. Composites Part B： Engineering，2017， 120：10-26.

[11]ATTIAO，KINLOCHAJ，MATTHEWSFL.Thepredictionof fatigue damage growth in impact-damaged composite skin/stringer structures.part I： theoretical modelling studies [J].Composites Science and Technology，2003，63（10）：1463-1472.

[12］]徐穎，溫衛(wèi)東，崔海濤．復(fù)合材料層合板沖擊后壓-壓疲勞壽命預(yù) 測(cè)方法[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2007，24（2）：159-167. XU Ying，WEN Weidong，CUI Haitao. Prediction method for fatiguelifeof laminated compositesafterimpactunder compression-compression loading[J]. Acta Materiae Compositae Sinica，2007，24（2）：159-167.（In Chinese）

[13］劉儉輝，薛文卓，魏泰．含沖擊損傷復(fù)合材料層合板疲勞壽命預(yù) 測(cè)[J]．西安理工大學(xué)學(xué)報(bào)，2022，38（2）：164-170. LIU Jianhui，XUE Wenzhuo，WEI Tai. Fatigue life prediction of composite laminates with impact damage[J].Journal of Xi'an UniversityofTechnology，2022，38（2）：164-170.（In Chinese）

[14]CHEN P H，SHEN Z，WANG JY.A new method for compression after impact strength prediction of composite laminates[J]. Journal of Composite Materials，2002，36（5）：589-610.

[15]SOUTIS C，CURTIS P T. Prediction of the post-impact compressive strength of CFRP laminated composites[J]. Composites Science and Technology，1996，56（6）：677-684.

[16]SOUTIS C，SMITH F C，MATTHEWS F L. Predicting the compressive engineering performance of carbon fibre-reinforced plastics [J].Composites Part A：Applied Science and Manufacturing， 2000，31（6） ：531-536.

[17］童谷生，孫良新，劉英衛(wèi)，等．復(fù)合材料層壓板低能量沖擊后剩余 抗壓強(qiáng)度的工程估算[J]．機(jī)械工程材料，2004，28（3）：19-21. TONG Gusheng，SUN Liangxin，LIU Yingwei，et al. A simplified method of evaluating compression after impact strength for composite laminate[J].Materials for Mechanical Engineering，2004，28 （3）：19-21. （In Chinese）

[18]KUTLU Z，CHANG F K. Composite panels containing multiple through-the-width delaminations and subjected to compression. Part I：analysis[J]. Composite Structures，1995，31（4）：273-296.

[19]JOHNSON W S，MASTERS JE，O'BRIEN TK，et al. Residual strength of impacted composites： analysis and tests[J]. Journal of Composites Technology and Research，1994，16（3）：244-255.

[20]XIONG Y，POON C，STRAZNICKY P V，et al.A prediction method for the compressive strength of impact damaged composite laminates[J]. Composite Structures，1995，30（4）：357-367.

[21］燕瑛，曾東.復(fù)合材料層板低速?zèng)_擊剩余強(qiáng)度的研究[J]．航空學(xué) 報(bào)，2003，24（2）：137-139. YAN Ying，ZENG Dong. Study on the post-impact compressive strength of composite laminates[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2003，24（2）：137-139.（In Chinese）

[22]程小全，正能.復(fù)合材料層合板低速?zèng)_擊后壓縮的損傷累積模 型[J].應(yīng)用數(shù)學(xué)和力學(xué)，2005（5）：569-576. CHENG Xiaoquan，LI Zhengneng. Damage progressive model of comperssion composite laminates after lowvelocity impact[J]. Applied Mathematics and Mechanics，2005（5）：569-576.（In Chinese）

[23]崔海坡，溫衛(wèi)東，崔海濤.復(fù)合材料層合板沖擊損傷及剩余強(qiáng)度 研究進(jìn)展[J].材料科學(xué)與工程學(xué)報(bào)，2005，23（3）：466-472. CUIHaipo，WEN Weidong，CUI Haitao.Advancesof study on lowvelocity impact damaged and residual strength of composite laminates[J].Journal ofMaterialsScienceand Engineering，2005， 23（3）：466-472.（In Chinese）

[24]崔海坡，溫衛(wèi)東，崔海濤．復(fù)合材料層合板沖擊損傷及剩余強(qiáng)度 分析方法[J].固體力學(xué)學(xué)報(bào)，2006，27（3）：237-242. CUI Haipo，WENWeidong，CUI Haitao.Research on low velocity impact damageand residual strength ofcomposite laminates[J]. ActaMechanica Solida Sinica，2006，27（3）：237-242.（In Chinese）

[25］崔海坡，溫衛(wèi)東，崔海濤．層合復(fù)合材料板的低速?zèng)_擊損傷及剩 余壓縮強(qiáng)度研究[J].機(jī)械科學(xué)與技術(shù)，2006，25（9）：1013-1017. CUI Haipo，WENWeidong，CUI Haitao.Research on lowvelocity impact damage and residual compressive strength of laminated composites[J].Mechanical Science and Technology，2006，25（9）： 1013-1017.（InChinese）

[26]UDA N，ONO K，KUNOO K.Compression fatigue failure of CFRPlaminateswith impactdamage[J].Composites Science and Technology，2009，69（14）：2308-2314.

[27]梁小林．復(fù)合材料層合板沖擊后的疲勞壽命研究[D].南京：南 京航空航天大學(xué)，2014：36-38. LIANG Xiaolin.The study on fatigue life of composite laminates after impact[D]. Nanjing：NanjingUniversity of Aeronautics and Astronautics，2012：36-38.（In Chinese）

[28]張彥，朱平，來(lái)新民，等．低速?zèng)_擊作用下碳纖維復(fù)合材料鋪層板 的損傷分析[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào)，2006，23（2）：150-157. ZHANG Yan，ZHU Ping，LAI Xinmin，etal.Low-velocity impact damageanalysisin carbon fiber reinforced composite laminated plates[J]. Acta Materiae Compositae Sinica，2006，23（2）：150- 157.（In Chinese）

[29］朱煒垚．含低速?zèng)_擊損傷復(fù)合材料層板剩余強(qiáng)度及疲勞性能研 究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2012：99-101. ZHUWeiyao.Research on residual strength and fatigue performance of composite laminates with low-velocity impact damage [D].Nanjing：Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2012：99-101.（In Chinese）

Abstract：Afterlow-velocityimpactat theedge，delamination and matrix extrusion occurinside thecomposite laminates， which willhaveaseriousimpactonthesafeuseand lifeofthecompositelaminates.Therefore，itisofpractical engieering significancetoestablishafatiguelifepredictionmodelforlow-velocityimpactattheedge.Thedentdamagesize，copressive residualstrengthandfatiguelifeofthefatiguelifepredictionmodelwereobtainedbylow-spedimpacttest，compressiontest andcompresson-compressionfatigue test.Basedontheaverage stress failure criterion，theimpactdamageareaof the laminated platewasequivalenttothecorrespondingaperturebycombiningtheopeningequivalentmethod，andtheequivalent damage coeffcient of diferent impact energy was proposed.A fatigue life prediction model considering the compressive residual strengthofimpactdamagedlaminates wasestablished，andthe predictionresults werecompared with thetestresults. The resultsshow that the fatigue life prediction accuracy of the model is high，the eror is controlled within 10% ，andthe model has good prediction ability.

Keywords：Compositelaminate;Fatigue lifepredictionmodel;Opening equivalentmethod;Low-velocityedge impact

Correspondingauthor：LIUJianhui，E-mail： liujh@lut.edu.cn

Fund：National Natural Science Foundation of China （51605212）

Received：2023-11-23 Revised： 2024-01-15