浅谈L型层合梁分层破坏的高阶理论分析论文浅谈L型层合梁分层破坏的高阶理论分析论文复合材料具有轻质高强、材料具有可设计性、耐高温和隐身性能等特点。因其优良的力学物理性能，各种先进的复合材料已经广泛用于航空航天、船舶工程、建筑工程、车辆制造工业和机械工程等不同领域。特别是现代飞机机体结构正逐渐扩大使用纤维增强复合材料的比例。我国复合材料飞机设计已经进入实施阶段。为使我国在飞机的结构设计过程中，充分发挥复合材料的优势，减轻重量，缩短研制周期，迫切需要研究创新的复合材料计算理论，建立能够准确分析的工程实用计算手段。目前在国内外都在使用的商用大型结构分析软件(NASTRAN，ANSYS，ABAQUS等)中的复合材料结构分析模块都是采用一阶层合板理论，只能计算各层的面内应力，不能计算层间应力，采用的强度准则也不考虑层间应力。现有的商用大型结构分析软件不能计算层间应力，并不是层间应力可以忽略不计，而是至今没有成熟的理论和方法。事实上，层间剪应力会导致层合板的层间破坏，对于这种重要的破坏行为现有的软件显得无能为力。不准确的分析手段已经成为新一代复合材料飞行器结构设计的障碍。大型商用软件都采用一阶理论(没有计算层间应力，不能做分层分析)。高阶理论有限元实施困难，没有见到相关软件的报道。1理论分析一阶剪切变形理论已经被广泛运用于层合板静动力分析，但是由于层间应力不准，对于较厚的层合板和夹层板的精度很低。1973年，Whitney和Sun提出了二阶板理论，1974年，Nelson和Lorch采用高阶理论分析了层合板问题。1977年，Lo等提出了考虑横法向应变的高阶剪切变形理论，这些理论均不满足表面剪应力为零，不满足层间剪应力连续条件。1984年，Redd提出一个满足上下表面横向剪切应力为零的3阶理论，但这种理论不满足层间剪应力连续条件。1997年，Li和Liu基于整体-局部理论发展了一种可以满足上下表面剪应力为零层间剪应力连续条件的1，2-3理论。2005年，Chen和Wu建议了一种新的高阶剪切变形理论。这种理论的整体位移部分为Reddy板理论和局部位移部分为Li的整体-局部1，2-3高阶剪切变形理论，能够满足自由表面横向剪切应力为零和层间剪应力连续条件。层和板理论的独立未知数个数与板的层数无关，目前层合板理论主要有:1)一阶理论(不满足表面剪应力为零，不满足层间剪应力连续)uG(x，y，z)=u0(x，y)+θyzvG(x，y，z)=v0(x，y)-θxzwG(x，y，z)=w0(x，y)(1)其中，u0，v0，w0分别代表x，y，z3个方向的位移;θx，θy为横法线关于x和y轴的旋转角。2)高阶理论(例如Reddy理论:满足表面剪应力为零，但不满足层间剪应力连续)uG(x，y，z)=u0(x，y)-祑0(x，y)祒-γx(x，y)z-4z33h2γx(x，y)vG(x，y，z)=v0(x，y)-祑0(x，y)祔-γy(x，yz-4z33h2γy(x，y)wG(x，y，z)=w0(x，yìí)(2)其中，γx=θy，γy=-θx。3)整体-局部高阶理论(满足表面剪应力为零和满足层间剪应力连续)uk(x，y，z)=u0(x，y)+Φk1u11(x，y)+Φk2γx(x，y)+Φk3祑(x，y)祒+Φk4v11(x，y)+Φk6祑(x，y)祔，vk(x，y，z)=v0(x，y)+Ψk1u11(x，y)+Ψk2γx(x，y)+Ψk3祑(x，y)祒+Ψk4v11(x，y)+Ψk5γy(x，y)+Ψk6祑(x，y)祔，wk(x，y，z)=w0(x，yìí)(3)其中，Φki和Ψki的表达方式可以在参考文献[中找到。2试验模型及结果试验按c系列尾锥和机翼机身整流罩预先设计的铺层，结构和厚度能符合层间拉伸强度要求。试验在中国飞机强度研究所完成。120个试验件为不同尺寸的90度L型梁，用来测量分层破坏。在弯曲梁试验段的四个点上加载恒定的弯曲力矩如图1所示。观察其破坏形式并计算出破坏处的层间应力。试验按照美国材料试验协会(ASTM)ASTMD6415测试纤维增强聚合物基复合材料弯曲梁强度的标准试验方法完成。试件使用由材料CYCOM985LV-37%-6KHTA-5H-364-1650织物预浸料制造。试件基本尺寸如图1所示。本文从几组试件中选择其中一种试件的型号，试件编号SG-H1-SAC-B-C1-ILTSS-RD-200-01，其材料属性、铺设角如表1所示。试件共12层，每层厚度为0.0155inch，板的总厚度为0.186inch，L=3.5inch，W=1.013inch。板的制备、试片的生产和标记在沈飞公司进行，板的铺层采用手工方式。试片切割前后在沈飞公司做无损检测。试片在试验前后的无损检测由中航工业飞机强度研究所完成。整个试验用到120个试片。沈飞民