復合材料的分層缺陷引言目前被廣泛用于飛機承力構件的纖維增強樹脂基復合材料（CFRP）主要是層合板與層合結構。在層合板的制造過程中，常由于許多不確定的因素，使復合材料結構發生分層、孔隙、氣孔等等不同形式的缺陷；同時，復合材料層合板在裝配與服役過程中所受到低能沖擊很容易引發各種形式的損傷。由于增強纖維鋪設方向的不一致常導致鋪層間剛度的不匹配，引發較高的層間應力，而層間應力的主要傳遞介質是較弱的樹脂基體，因此對于復合材料層合板，分層是其主要的損傷形式。有報導統計，復合材料層合板在加工、裝配和使用過程中產生的分層損傷，占缺陷件的50%以上⑷。分層常存在于結構內部，無法根據表而狀態檢測出來，并且分層的存在極大地降低了結構的剛度，特別在壓縮載荷作用下，由于發生局部屈曲而導致分層擴展，使結構在低于其壓縮強度時發生破壞。在飛機研制與制造過程中，復合材料層合板的分層損傷問題一直是難以解決的結構問題之一，也是影響CFRP在結構組分中應用的主要限制因素。因此，如何充分地結合試驗測試，利用數值模擬的方法評估分層的許和容限，成為決定飛機結構綜合性能的亟待解決的關鍵問題。1.1分層產生的原因Pagano和Schoeppneru］根據復合材料構件的形狀，將分層產生的原因分為兩類。第一類為曲率構件，工程中常見的曲率構件包括扇形體、管狀結構、形結構和壓力容器等；第二類為變厚度截面，工程中常見于薄層板與補強件連接區域、自由邊界處、粘合連接處及螺栓接合處等。在上述結構件中，臨近的兩鋪層極易在法向和剪切向應力作用下發生脫膠和形成層間裂紋。以外，溫濕效應、層板制備和服役狀態等亦是分層產生的原因。由于纖維與樹脂的熱膨脹系數以及吸濕率均存在差異，因此，不同鋪層易在固化過程產生不同程度的收縮并在吸收濕氣后產生不同程度的膨脹，不同程度的收縮與膨脹所產生的剩余壓力是導致分層的源頭之一⑶幻。在層合板的制備過程中，由于手工鋪設質量具有分散性，極易形成富樹脂區，進而引發樹脂固化時鋪層間的收縮程度差異，使層間具有較低的力學特性，極易形成分層3度差異，使層間具有較低的力學特性，極易形成分層3〃。在服役過程中，低速沖擊所產生的橫向集中力是層合板結構形成分層的重要原因之一。沖擊引發的臨近鋪層間的內部損傷、層合板制造過程中工具的掉落、復合材料部件的組裝及維修以及軍用飛機及結構的彈道沖擊等均會引發層間分層。12分層的種類Bolotin9,“將分層分為內部分層(Internaldelaminations)和淺表分層(Near-surfacedelaminationS兩類。其中，內部分層源自層合板的內部鋪層，由于樹月旨裂紋和鋪層界面間相互作用而形成，它的存在會降低結構件的承載能力。特別是在壓縮載荷作用下，層合板的彎曲行為受到嚴重影響(如圖1)。雖然分層將層合板分為兩個部分，但是由于兩個子層板變形間的相互作用，層合板呈現相似的偏轉狀態，發生整體屈曲。aa圖1內部分層及對結構穩定性的影響淺表分層產生于層合板接近表面的淺層位置，呈現出比內部分層更為復雜的分層行為。分層區域的變形受到厚子板的影響相對更小，淺表處的分層部分并不定受較厚的子板的牽制而變形，因此對于淺表分層，不僅需要考慮淺表分層的擴展，還需要考慮分層子板的局部穩定性。根據載荷形式及分層狀態可將淺表分層分為如圖2所示的種類。

Openintension11）闔"的叩曲乜專」1Hr*i/sqcvtr/iOpenintension11）闔"的叩曲乜專」1Hr*i/sqcvtr/i計邊第庸曲型命層F4anknr.lclArinLiigchucklciiiivith"ccoiidtifytrickat圖2淺表分層的種類在分層產生后，內部分層和淺表分層在靜承載和疲勞載荷作用下可能發生分層擴展,層合板的強度和穩定性明顯下降。確定分層缺陷的形式對復合材料結構的完整性是十分層重要的。13分層的微觀結構在微觀尺度下，層間裂紋擴展后將在裂紋前緣形成損傷區域。根據樹脂的韌性和應力水平（I型，II型，山型和混合型，如圖3所示），損傷區域的尺寸和形狀呈現不同的狀態。剪切載荷下裂紋尖端應力場的衰減較緩慢，因此和III型裂紋尖端的損傷區域比I型區域廣。此外，受樹脂基體的影響，脆性與韌性樹脂基體的損傷I】型狀態具有明顯的區別。在脆性樹脂體系下，I型裂紋尖端的損傷區域會發生微裂紋的合并和生長以及纖維一樹脂間的脫膠現象，上述現象都會誘發裂紋前進，其中，脫膠行為的發生常伴隨著纖維橋接和纖維斷裂現象的發生。而對于剪切模式的II型和III型45。方向擴展，分層，裂紋前緣處的微裂紋發生合并的現象，并與鋪層角度呈45。方向擴展，圖4所示。而對于韌性材料體系，裂紋前緣的塑性變形推進裂紋擴展，呈現出韌性斷裂并伴隨層間脫層現象的發生⑺Moth11M<mI.Illa)b)圖3I型、II型和III型裂紋拓展模式■Hfia圖Moth11M<mI.Illa)b)圖3I型、II型和III型裂紋拓展模式■Hfia圖4層間II型分層的擴展模式:(a)裂紋尖端處微裂紋的形成;(b)微裂紋的生長及張開；(C)微裂紋的合并及剪切尖端的形成2準靜態下分層行為預測方法分層力學由前蘇聯的固體物理學家Obreimoff(1894-1981)最先著手研究,1930年，他在題名“TheSplittingStrengthofMica”⑹的論文中詳細討論了層間斷裂韌性并研究了在剪切力作用下云母試樣的分層現象。時至今日，分層的力學問題在吸引重多科研工作者興趣的同時，已取得了突出的成果，分層行為的預測方法發展成為強度理論方法、斷裂力學方法和損傷力學方法等三類。2.1強度理論方法強度理論方法是研究分層問題的傳統方法，是以結構或材料抵抗損傷發生的能力為基礎，通過將材料內部的節點應力與界面強度的大小進行比較來判斷界面是否發生分層。該預測分層損傷的方法由Whitney等⑸首先提出；在進一步應用平均應力準則的基礎上，Kim等⑼對受拉、壓載荷作用下的層合板的分層產生時的臨界載荷值進行了預測。但是由于不連續鋪層端部易出現應力奇異，應力準則方法高度依賴網格尺寸；且由于平均應力準則或點應力準則都引入了特征長度的概念，而特征長度并沒有很強的理論基礎，使該方法不能夠準確地預測

分層擴展行為⑹02.2線彈性斷裂力學方法斷裂力學方法通過計算裂紋尖端應力場與裂紋尖端張開位移來評價界面的損傷狀態。在忽略材料非線性的前提下，可以采用線彈性斷裂力學方法（LEFM）有效地預測分層擴展狀態，該方法的核心內容為裂紋尖端能量釋放率的計算。計算應變能釋放率的常用方法包括虛裂紋擴展技術（VCCT）、J積分、虛裂紋擴張和剛度微分方法等，通過比較應變能釋放率分量的組合式與某臨界值間的關系，可以對分層的狀態進行預測。2.3損傷力學方法損傷力學方法是通過引入微缺陷/微裂紋的面積等形式的損傷變量來預測界面處分層狀態，相比斷裂力學方法，該方法不僅可以預測己存在裂紋的擴展狀態，更重要的是，可以預測新裂紋的產生。以內聚力理論為基礎，該方法考慮了復合材料基體與增強相間以化學反應的形式生成的一層界面物質層，以界面參數的形式，充分地反映了界面物質層的模量、強度和韌性等材料參數。內聚力裂紋模型由Dugdale冋和Barenblatt〔⑷首次提出：材料在屈服應力的作用下，會在裂紋前緣形成薄的塑性區域，在該區域范圍內的裂紋表面有應力作用，此作用力為“內聚力”；而與之相對的裂紋表面不受任何應力作用的區域為斷裂區（如圖5所示）。colwsivedamagezonekfrontAcohesivezone(undamaged)upper/Iocohesivesurfaces亠圖colwsivedamagezonekfrontAcohesivezone(undamaged)upper/Iocohesivesurfaces亠圖5內聚力模型雖然內聚力模型屬于局部損傷模型問，對網格具有依賴性，但由于其支持網格間的相互獨立，因此可以方便地實現網格的充分細化，達到準確計算的目可以同時完成損傷容的。采用內聚力模型方法可以同時預測分層的產生和擴展限和強度分析。可以同時完成損傷容參考文獻：1王雪明，謝富原，李敏，王菲，張佐光?熱壓罐成型復合材料構件分層缺陷影響因素分析.第十五屆全國復合材料學術會議分析.第十五屆全國復合材料學術會議?20082N.J.Pagano,G.A.Schoeppner.Delaminationofpolymermatrixcomposites：problemsandassessment,(Ed.)AnonymousKelly,A.;Zweben,D.,Oxford(UK).2000T?E.Tay,F.Shen.Analysisofdelaminationgrowthinlaminatedcompositeswithconsiderationforresidualthermalstresseffects.JournalofCompositeMaterials.2002,36(11)：1299^1320A.S.Crasto,R?Y.Kim.Hygrothermalinfluenceonthefree-edgedelaminationofcompositesundercompressiveloading,In：CompositeMaterials：FatigueandFracture6,(Ed.)AnonymousArmanios,E.A?,Philadelphia?1997:381八393V.V.Bolotin.Delaminationsincompositestruetures：Itsorigin,buckling,growthandstability.CompositesPartB~Engineering?1996,27(2):29八145V.V.Bolotin.Mechanicsofdelaminationsinlaminatecompositestruetures?MechanicsofCompositeMaterials?2001,37(一56)：367、380W.L.Bradley,C.R.Corleto,D.P.Goetz.Fracturephysicsofdelaminationofcompositematerials?AFOSR-TR-88-0020.1987N.Blanco.Variablemixed-modedelaminationincompositelaminatesunderfatigueconditions：testingandanalysis.PhDThesis,UniversityofGirona.2005I.W.Obreimoff.Thesplittingstrengthofmica.ProceedingsoftheRoyalSocietyofLondonA.10J.M.Whitney,R?J.ContainingStress25C3o-ncentrations.JournalofCompositeMaterials.1974,8：2651930,127:290-297Nuismer.StressFractureCriteriaforLaminatedComposite11R.Y.Kim,S.R.Soni.ExperimentaiandAnalyticalStudiesontheOnsetofDelaminationinLaminatedComposites.JournalofCompositeMaterials.1984,18：70-8012Z.Petrossian,M.R.Wisnom.Predictionofdelaminationinitiationandgrowthfromdiscontinuouspliesusinginterfaceelements.CompositesPartA.1998,29A：503-51513D.S.Dugdale.Yieldingofsteelsheetscontainingslits.JournaloftheMechanicsandPhysicso