疲勞指數(shù)特殊性

復合材料壽命分散性大，而且一般僅有條件疲勞極限，同時復合材料疲勞性能和其靜強度性能一樣，易受環(huán)境、沖擊載荷的影響，尤其是在疲勞壓縮載荷作用下。疲勞方面復合材料和金屬不同，金屬材料對拉伸控制的疲勞載荷是敏感的，而復合材料對拉伸疲勞一般呈現(xiàn)出很好的抗力，可是復合材料對局部損傷是敏感的，局部損傷在壓縮載荷作用下將要擴展，導致其性能嚴重下降。

隨著航天航空科技的快速發(fā)展，先進復合材料以其比重小、比強度比模量高、耐高溫性能好、耐疲勞性能優(yōu)越等獨特優(yōu)點在現(xiàn)代航空飛行器結(jié)構(gòu)中獲得廣泛應用，較好地滿足了航空業(yè)對高性能低成本制備工藝技術(shù)和減重方面的高要求。然而復合材料層合板在制造和使用中受到低速沖擊時，內(nèi)部會出現(xiàn)大面積的不可視損傷，尤其是受到交變循環(huán)載荷作用時，損傷會快速擴展，使得層板結(jié)構(gòu)的承載能力和疲勞性能都大大降低，甚至會突然破壞，造成安全隱患。因此開展復合材料層合板沖擊后的疲勞壽命研究，對于提高復合材料層合板結(jié)構(gòu)的利用率和降低飛行器使用維修成本具有重要的理論意義和工程應用價值 。

低速沖擊后的復合材料層合板內(nèi)部損傷形式復雜，在交變疲勞載荷作用下迅速擴展，使得含沖擊損傷復合材料層合板的疲勞壽命大大低于無損層板。由于損傷演化和破壞機理復雜多變，大部分學者都采用宏觀模型對復合材料層合板的疲勞壽命進行理論分析。理論分析處理材料疲勞壽命問題，一般采用 S--N曲線經(jīng)驗法、等壽命曲線法以及以剩余強度模型、剩余剛度模型和耗散能模型為基礎的疲勞累積損傷理論方法進行研究。

S--N曲線經(jīng)驗法

S--N曲線經(jīng)驗法仍然是處理復合材料疲勞壽命問題最普遍的方法，基于在特定載荷特征作用下和鋪層方式試件的疲勞損傷擴展規(guī)律，預測相同載荷特征作用下和鋪層方式層板結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。通過擬合試驗曲線得到最大加載應力與疲勞載荷循環(huán)次數(shù) N之間的函數(shù)關系表達式，其中最簡單的公式化方程為

a=c-b*logN，

式中a為最大加載應力，c為復合材料的靜強度，b為由試驗確定的常數(shù)， N為加載次數(shù)，這種靜強度與疲勞壽命相關性方法，要求模型中的疲勞載荷為單一應力水平。

壽命曲線法

通過建立試件受到典型應力比疲勞載荷作用下的壽命估算公式，來估算試件受到非典型應力比疲勞載荷作用下的疲勞壽命，這種把非典型應力比的循環(huán)載荷等效為典型應力比的循環(huán)載荷來計算疲勞壽命的方法稱為等壽命曲線法。

剩余剛度（彈性模量）模型

剩余剛度（彈性模量）模型—復合材料在交變疲勞載荷作用下，隨著疲勞壽命的增加，材料耐疲勞性能逐漸下降，通過應力-應變關系曲線表明材料的剛度（彈性模量）也隨之降低，因此可建立剩余剛度模型來預測復合材料的疲勞壽命。2100433B