【摘要】：碳纖維增強復合材料(Carbon Fiber Reinforced Plastic,CFRP)具有輕質(zhì)高強、耐疲勞性好、有效吸收沖擊載荷等優(yōu)點,廣泛應用于航空航天領(lǐng)域。由于CFRP層合板結(jié)構(gòu)在裝配、修理過程中的工器具跌落碰撞,在使用過程中的外物沖擊,使得層合板表面產(chǎn)生不易觀察但在其內(nèi)部大量存在的分層損傷。這種分層損傷出現(xiàn)概率較高,使結(jié)構(gòu)在低載荷下發(fā)生屈曲失穩(wěn)和分層損傷擴展,同時還可能引起其他形式的破壞,致使結(jié)構(gòu)提前發(fā)生整體失穩(wěn)和破壞。由于分層損傷是導致復合材料層合板結(jié)構(gòu)提前失穩(wěn)破壞的一種常見破壞形式,本文著重研究了含分層損傷CFRP復合材料層合板結(jié)構(gòu)屈曲及后屈曲力學行為,以及伴隨屈曲行為產(chǎn)生的CFRP結(jié)構(gòu)表面損傷的損傷機理及其損傷擴展規(guī)律。作者分別采用解析方法、數(shù)值模擬法和數(shù)字圖像相關(guān)實驗方法對在四點彎曲作用下含分層損傷CFRP層合板結(jié)構(gòu)的分層屈曲力學行為以及由分層屈曲進一步驅(qū)動的層間分層損傷擴展問題進行了詳細的研究,主要包括以下內(nèi)容:首先,根據(jù)分層屈曲的屈曲形貌,構(gòu)建了反映含分層層合板結(jié)構(gòu)在彎曲載荷作用下屈曲力學行為的理論簡化模型,并推導出含分層損傷CFRP層合板結(jié)構(gòu)屈曲臨界載荷的計算公式,該公式充分考慮了復合材料的各向異性和層合屬性。其次,本文研究了含沖擊損傷和人造缺陷的CFRP層合板的屈曲和后屈曲力學行為。根據(jù)分層損傷分布位置以及屈曲形貌的特征,提出了用理想人工缺陷代替沖擊分層損傷的創(chuàng)新思路,避免了沖擊實驗的不確定性對含沖擊損傷CFRP層合板結(jié)構(gòu)屈曲行為變化規(guī)律的影響。采用圖像分解法,研究了二者在四點彎曲作用下的屈曲及后屈曲力學行為,證明了含人造缺陷CFRP層合板結(jié)構(gòu)可替代含沖擊分層損傷CFRP層合板結(jié)構(gòu)用于含分層層合板的屈曲和后屈曲力學行為的研究。并研究了分層損傷幾何因子對CFRP層合板結(jié)構(gòu)屈曲后屈曲力學行為影響的敏感度,發(fā)現(xiàn)分層面積大于某一閥值時,層合板結(jié)構(gòu)發(fā)生以分層屈曲為主導的破壞形式,且隨著分層面積的增加分層屈曲臨界載荷值降低;發(fā)現(xiàn)分層形狀對分層屈曲形貌和分層擴展路徑有著重要的影響;發(fā)現(xiàn)分層方向?qū)η蚊埠头謱訑U展路徑無明顯影響,且對臨界屈曲載荷值的影響不大。最后,本文采用數(shù)值法研究含分層損傷CFRP層合板結(jié)構(gòu)的屈曲和后屈曲行為,構(gòu)建了反映含分層損傷CFRP層合板結(jié)構(gòu)由初始加載到整個結(jié)構(gòu)最終破壞過程中分層擴展和復合材料本身損傷等現(xiàn)象的有限元模型�；贒ávila and Camanho準則,建立了單層板損傷判定準則和復合材料損傷退化的本構(gòu)方程。并通過圖像分解法,證明了所構(gòu)建的有限元數(shù)值模型可以準確的反映分層屈曲形貌、分層損傷擴展路徑以及復合材料本身損傷的破壞模式和位置。
[Abstract]:Carbon Fiber reinforced Plastics (CFRP) has been widely used in aerospace industry due to its advantages of light and high strength, good fatigue resistance, effective absorption of impact load, and so on. Due to the falling impact of the workmanship during the assembly and repair of CFRP laminates and the impact of external objects during the use of CFRP laminates, the laminated plates have a lot of delamination damage which is not easy to observe but exists in the inner part of the laminates. This kind of delamination damage has a high probability of appearing, which causes buckling instability and delamination damage expansion of the structure under low load, and may also cause other forms of damage, resulting in the overall instability and failure of the structure ahead of time. As delamination damage is a common failure form of composite laminated plate structures, the buckling and post-buckling behaviors of CFRP composite laminates with delamination damage are studied in this paper. And the damage mechanism and damage propagation law of CFRP structure caused by buckling behavior. The authors adopted analytical methods, The delamination buckling behavior of CFRP laminated structures with delamination damage and the delamination damage propagation problem driven by delamination buckling are studied in detail by numerical simulation and digital image correlation experiments. The main contents are as follows: firstly, according to the buckling morphology of layered buckling, a theoretical simplified model is constructed to reflect the buckling behavior of laminated structures under bending loads. A formula for calculating the critical buckling load of CFRP laminated plates with delamination damage is derived, which takes fully into account the anisotropy and lamination properties of composite materials. Secondly, the buckling and post-buckling behaviors of CFRP laminated plates with impact damage and artificial defects are studied. According to the location of delamination damage distribution and the characteristics of buckling morphology, an innovative idea of replacing impact delamination damage with ideal artificial defects is put forward. The influence of the uncertainty of impact test on the buckling behavior of CFRP laminates with impact damage is avoided. The buckling and postbuckling mechanical behaviors of the two were studied by image decomposition method under the action of four points bending. It is proved that CFRP laminates with artificial defects can be used to study the buckling and post-buckling behavior of laminated CFRP laminates with impact delamination instead of those with impact delamination. The sensitivity of geometric factors of delamination damage to the post-buckling mechanical behavior of CFRP laminates is studied. It is found that when the delamination area is larger than a certain threshold, the delamination buckling is the dominant failure mode. With the increase of delamination area, the critical load value of delamination buckling decreases, the delamination shape has an important influence on the delamination buckling morphology and delamination extension path, and the delamination direction has no obvious effect on the delamination morphology and delamination extension path. And the critical buckling load has little effect. Finally, the buckling and post-buckling behaviors of CFRP laminated structures with delamination damage are studied by numerical method. The finite element model of laminated CFRP structures with delamination damage from initial loading to the ultimate failure process of the whole structure and the damage of the composite material is established. Based on the D 謾 vila and Camanho criterion, the damage criterion of single layer plate and the constitutive equation of damage degradation of composite materials are established. Through the image decomposition method, it is proved that the finite element numerical model can accurately reflect the delamination buckling morphology, delamination damage propagation path and damage mode and location of composite material itself.
【學位授予單位】：天津大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2015
【分類號】：TB33

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本文編號：2121432