平紋編織復(fù)合材料層合板靜態(tài)壓縮與壓-壓疲勞性能

張鐵純, 楊晨晨, 王 軒, 周春蘋(píng)

（1．中國(guó)民航大學(xué) 航空工程學(xué)院, 天津 300300；2．航空工業(yè)濟(jì)南特種結(jié)構(gòu)研究所 高性能電磁窗航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 濟(jì)南250023）

玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料具有輕質(zhì)、比強(qiáng)度和比剛度高、透波性好等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，如機(jī)載雷達(dá)罩、整流罩等部位[1]。這些結(jié)構(gòu)部位主要受變化的局部空氣動(dòng)力載荷作用，經(jīng)常處于壓-壓交變受力狀態(tài)。因此，系統(tǒng)研究玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料的壓-壓疲勞性能，了解其疲勞損傷規(guī)律，對(duì)于玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的進(jìn)一步應(yīng)用尤為重要。

目前，Wang 等[2]研究了玻璃纖維環(huán)氧樹(shù)脂基復(fù)合材料的拉-拉疲勞行為，揭示了不同應(yīng)力水平下復(fù)合材料的疲勞損傷機(jī)理。Singh 等[3]對(duì)玻璃纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料層合板在[0o/90o]、[±15o]、[±30o]和[±45o]鋪層角度下進(jìn)行拉-拉疲勞研究，結(jié)果表明：鋪層取向?qū)ζ谑Ｊ接酗@著影響；疲勞載荷作用下剛度呈現(xiàn)3 階段衰退規(guī)律。Zhang 等[4]提出了纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的疲勞損傷模型，該模型描述了不同應(yīng)力比下任意纖維取向的離軸單向纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合板的疲勞損傷累積和疲勞壽命。Movahedi-Rad 等[5]研究了玻璃纖維環(huán)氧樹(shù)脂基復(fù)合材料層合板的拉-拉疲勞行為，發(fā)現(xiàn)在高應(yīng)力水平下，試件在較短的壽命內(nèi)發(fā)生纖維拔出失效；由于無(wú)界區(qū)域大的摩擦，能量耗散隨著循環(huán)次數(shù)和疲勞應(yīng)力水平的增加而增加。Brunbauer等[6]研究了纖維體積分?jǐn)?shù)對(duì)玻璃纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料疲勞損傷機(jī)制的影響，發(fā)現(xiàn)纖維體積分?jǐn)?shù)不會(huì)顯著影響拉-壓疲勞實(shí)驗(yàn)中的疲勞強(qiáng)度。……