1、先進復(fù)合材料由于高比強度、比剛度，耐疲勞等優(yōu)點在航空航天領(lǐng)域中得到廣泛應(yīng)用，但復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在加工和使用中不可避免產(chǎn)生缺陷，其中分層損傷是復(fù)合材料的主要失效之一。本文對飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)分層損傷進行研究。
　　本文基于裂紋閉合技術(shù)和裂紋尖端單元分析方法，分別建立3D和雙板有限元模型計算作為復(fù)合材料分層擴展判據(jù)的應(yīng)變能量釋放率，比較其預(yù)測精確度，在此基礎(chǔ)上分析了層壓板的鋪層順序?qū)?yīng)變能量釋放率的影響。
　　介紹基于內(nèi)聚力模型的界面

2、元復(fù)合材料分層形成及擴展分析方法，利用界面元對混合型彎曲分層擴展試驗進行模擬并與試驗結(jié)果對比，預(yù)測層合板的層間性能及裂紋尖端網(wǎng)格密度對層壓板混合模態(tài)下分層擴展的極限載荷影響。
　　本文研究了層壓板的極限強度和破壞失效模式，采用基于細觀力學(xué)的失效準(zhǔn)則，逐個單剛度退化，從而對層壓板進行漸進失效分析?；贖ashin準(zhǔn)則和LaRC03準(zhǔn)則以及Chang的材料參數(shù)退化模型，利用漸進失效模型對四種鋪層含圓孔的層合板的拉伸破壞進行了失效擴展過

3、程的數(shù)值仿真分析，預(yù)測其破壞模式、損傷起始、損傷擴展以及拉伸極限載荷，并通過4種碳纖維復(fù)合材料開孔層合板拉伸強度試驗對仿真結(jié)果進行驗證。
　　基于界面元，運用分層起始和分層擴展準(zhǔn)則，對蜂窩夾層內(nèi)嵌件結(jié)構(gòu)進行脫膠分析，同時基于復(fù)合材料漸進失效對蜂窩夾層面板進行失效分析。利用Abaqus軟件，通過fortran用戶子程序?qū)瑑?nèi)嵌件的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進行整體失效分析，并通過試驗驗證，證明整體失效分析模型能較好預(yù)測含內(nèi)嵌件蜂窩夾層結(jié)構(gòu)拉脫極限