袁昱超，趙新豪，王藝偉，薛鴻祥，唐文勇

(上海交通大學(xué) 海洋工程國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 上海 200240)

0 引 言

復(fù)合材料在結(jié)構(gòu)工程中的應(yīng)用日益廣泛，復(fù)合材料的損傷與失效問(wèn)題也受到人們的關(guān)注。針對(duì)復(fù)合材料損傷失效的研究，Chang等[1]建立了一種可以表征破壞類(lèi)型、剩余極限強(qiáng)度等的逐漸破壞模型，通過(guò)應(yīng)力分析完成了對(duì)含應(yīng)力集中層合板的失效分析，為后續(xù)相關(guān)研究提供了一定基礎(chǔ)。Puck等[2]通過(guò)引入新的纖維間斷裂準(zhǔn)則，使得斷裂分析較以往更符合實(shí)際，并可以初步區(qū)分出不同的斷裂模式。通過(guò)斷裂力學(xué)、損傷力學(xué)等方法，學(xué)者們總結(jié)提出了復(fù)合材料失效準(zhǔn)則，有效地區(qū)分了纖維失效與基體失效，但是在復(fù)合材料的破壞分析中，許多學(xué)者只對(duì)一種破壞模型的結(jié)果進(jìn)行分析比較，如單層失效等。之后，復(fù)合材料損傷失效的評(píng)估方法進(jìn)一步發(fā)展。Camanho等[3]開(kāi)始考慮層間效應(yīng)，將一個(gè)基于位移的單相關(guān)損傷參數(shù)應(yīng)用于退化法則中追蹤層間的失效狀態(tài)，并建立雙懸臂梁、端部切口屈曲與混合模式彎曲試件，預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。Adrian等[4]對(duì)復(fù)合材料葉片加筋結(jié)構(gòu)的損傷、擴(kuò)展與破壞行為進(jìn)行了試驗(yàn)與數(shù)值研究，采用鋪層失效退化模型和全局-局部方法對(duì)板的屈曲進(jìn)行預(yù)測(cè)分析。目前，針對(duì)復(fù)合材料在船海領(lǐng)域相關(guān)應(yīng)用的研究仍處于起步階段，對(duì)船用復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)的研究較少涉及到層間、層內(nèi)各自的損傷失效及相互耦合作用，同樣也缺乏對(duì)目視不可見(jiàn)損傷、層間脫粘及子層屈曲失穩(wěn)等復(fù)合材料特有力學(xué)行為的研究。

本文針對(duì)船用復(fù)合材料層合板的結(jié)構(gòu)損傷失效進(jìn)行研究，采用精細(xì)化分析模型，考慮層內(nèi)與層間損傷，比較層合板在拉壓載荷和橫向載荷下的結(jié)構(gòu)響應(yīng)與漸進(jìn)失效過(guò)程。

1 漸進(jìn)失效理論介紹

1.1 層合板失效評(píng)估理論

層合板的失效過(guò)程復(fù)雜，呈現(xiàn)逐漸劣化的特點(diǎn)。開(kāi)始受外載作用后，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中薄弱局部首先產(chǎn)生損傷，應(yīng)力重新分配，但在宏觀上結(jié)構(gòu)沒(méi)有顯著的變化。隨著外載的持續(xù)作用，局部損傷累積疊加，層合板結(jié)構(gòu)承載能力與性能逐漸降低，最終結(jié)構(gòu)完全失去承載能力并發(fā)生破壞。漸進(jìn)失效分析法考慮了層合板的各類(lèi)局部損傷方式以及材料性能退化[5]，可以準(zhǔn)確模擬損傷的破壞機(jī)理及層內(nèi)層間的耦合作用，從而能更好地預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)損傷擴(kuò)展及極限強(qiáng)度等。

1.2 復(fù)合材料層內(nèi)材料失效準(zhǔn)則

綜合考慮計(jì)算精度及損失模式的多樣性，選擇Hashin失效準(zhǔn)則作為層內(nèi)材料的失效判據(jù)，分拉伸失效及壓縮失效兩類(lèi)，每類(lèi)根據(jù)纖維損傷及基體損傷進(jìn)一步細(xì)分。

1）拉伸失效

纖維損傷（ σ11≥0）

基體損傷（ σ22≥0）

2）壓縮失效

纖維損傷（σ11＜0）

基體損傷（ σ22＜0）

式中：XT,XC,YT,YC,SL,ST分別為縱向拉伸強(qiáng)度，縱向壓縮強(qiáng)度，橫向拉伸強(qiáng)度，橫向壓縮強(qiáng)度，縱向剪切強(qiáng)度，橫向剪切強(qiáng)度；α為非線性因子；σ11,σ22,τ12分別為材料的有效應(yīng)力。

1.3 復(fù)合材料層間材料失效準(zhǔn)則

采用二次應(yīng)力失效準(zhǔn)則[6]作為分層損傷的初始準(zhǔn)則，即

式中：τ1和τ2為界面單元剪切應(yīng)力； σ3為界面單元法向拉伸應(yīng)力；N，S，T分別為層間法向拉伸標(biāo)定強(qiáng)度和層間剪切標(biāo)定強(qiáng)度。

損傷起始后，分層損傷產(chǎn)生擴(kuò)展，又因?qū)嶋H中破壞模式并不單一，多種模式共同作用，因此損傷演化采用混合模式的開(kāi)裂準(zhǔn)則，即Benzeggagh-Kenane能量釋放率準(zhǔn)則[7]，判別式如下：

式中：GTC為混合模式下的斷裂韌性；Gshear=GII+GIII；GT=GI+Gshear；GIC，GIIC和GIIIC分別為I型，II型和III型斷裂韌性，由標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)測(cè)試獲得；GI，GII和GIII分別為I型，II型和III型能量，由損傷擴(kuò)展過(guò)程中分層前緣釋放；η為實(shí)驗(yàn)所得經(jīng)驗(yàn)參數(shù)。

2 數(shù)值分析方法試驗(yàn)結(jié)果驗(yàn)證

選取文獻(xiàn)[8]中國(guó)產(chǎn)先進(jìn)復(fù)合材料工型加筋板結(jié)構(gòu)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行數(shù)值模型驗(yàn)證，于筋條-蒙皮處二次粘合層采用內(nèi)聚力單元，考慮層內(nèi)與層間損傷，對(duì)加筋板進(jìn)行軸壓屈曲計(jì)算并與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比，驗(yàn)證本文基于漸進(jìn)失效理論及內(nèi)聚力單元模擬層間接觸的合理性。

圖1 復(fù)合材料加筋板幾何尺寸及邊界條件Fig. 1 Geometrical dimension and boundary condition of stiffened composite plate

復(fù)合材料加筋板試驗(yàn)?zāi)Ｐ腿鐖D1所示。所用材料主要為BA9916-II/HF10A-3K高溫固化環(huán)氧碳纖維單向板，單層厚度0.125mm；筋條部分鋪層材料為BA9916-II/HFW220TA，單層厚度0.23mm。加筋板的各區(qū)域鋪層方式及其選用材料如表1所示，具體材料參數(shù)見(jiàn)表1、表2和表3，內(nèi)聚層剛度可取為基體剛度或單向板橫向剛度[9]，層間剛度設(shè)置為Knn=3.3GPa。在層合板加載端外橫截面重心處建立一個(gè)參考點(diǎn)與加載端設(shè)置耦合（coupling）約束，將位移載荷施加于參考點(diǎn)，并在其余界面建立通用無(wú)摩擦接觸以防止模型加載過(guò)程中上下層板物理穿透。邊界條件四邊固支，網(wǎng)格尺寸5 mm，加載速度1 mm/s。

依照試驗(yàn)中應(yīng)變儀與位移傳感器的布置方式，輸出有限元模型中相同位置應(yīng)變與位移曲線，圖2為本文模型預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比情況。表5為本文模型預(yù)測(cè)的屈曲載荷與結(jié)構(gòu)極限強(qiáng)度與試驗(yàn)結(jié)果的對(duì)比情況。由此可以看出，在誤差允許范圍內(nèi)，本文模型預(yù)測(cè)的結(jié)構(gòu)屈曲響應(yīng)及極限強(qiáng)度值與文獻(xiàn)試驗(yàn)結(jié)果吻合良好，證明本文所用內(nèi)聚力單元方法與漸進(jìn)失效分析方法均具有合理性。

表1 復(fù)合材料加筋板的鋪層方式及選用材料Tab. 1 Layer design and material selection of stiffened composite plate

表2 復(fù)合材料層合板材料性能參數(shù)Tab. 2 Material parameters of composite laminate

表3 復(fù)合材料層內(nèi)斷裂韌性參數(shù)（kJ·m-2）Tab. 3 Fracture toughness of composite material

表4 復(fù)合材料層間界面參數(shù)Tab. 4 Interlaminar interface parameters of composite material

圖2 載荷-位移曲線Fig. 2 Load-displacement curve

表5 復(fù)合材料加筋板試驗(yàn)及數(shù)值結(jié)果Tab. 5 Test and numerical results of stiffened composite plate

3 不同載荷形式下層合板失效行為分析

3.1 復(fù)合材料層合板模型與材料參數(shù)

利用Abaqus軟件建立復(fù)合材料層合板的三維實(shí)體有限元模型，采用SC8R體單元模擬層內(nèi)單向板，采用COH3D8內(nèi)聚力單元模擬層合板中具體的層間界面膠層。層合板材料性能參數(shù)、層內(nèi)斷裂韌性參數(shù)、層間界面參數(shù)參考上節(jié)模擬對(duì)象，分別見(jiàn)表2～表4，內(nèi)聚層剛度設(shè)置為Knn=3.3GPa。具體的有限元模型如圖3所示，層合板鋪層順序?yàn)閇45/90/-45/0]S。將層合板中心A點(diǎn)處沿板厚方向7個(gè)子層與6層層間膠層做相應(yīng)標(biāo)記，邊界條件及加載方式同樣參考上節(jié)。

圖3 復(fù)合材料層合板有限元模型Fig. 3 Finite element model of composite laminate

3.2 拉伸載荷下層板損傷研究

對(duì)復(fù)合材料層合板進(jìn)行拉伸極限強(qiáng)度計(jì)算，圖4為拉伸載荷-位移曲線圖，其中最高點(diǎn)即為拉伸極限強(qiáng)度87.181kN，實(shí)體模型在達(dá)到極限承載力后，載荷突降后結(jié)構(gòu)仍能繼續(xù)承載一段時(shí)間，之后隨著位移載荷的繼續(xù)增加才最終完全斷裂。這是因?yàn)楫?dāng)拉伸載荷達(dá)到層合板的極限承載力后，層合板部分子層板失效斷裂破壞，但層內(nèi)部分纖維仍具有承載能力，故載荷-位移曲線會(huì)有二次突降的現(xiàn)象。

圖4 載荷-位移曲線Fig. 4 Load-displacement curve

圖5和圖6分別為板中點(diǎn)面外位移及系統(tǒng)變形能時(shí)歷。與金屬材料在拉伸中會(huì)產(chǎn)生彈塑性變形繼而頸縮相類(lèi)似，層合板整體在拉伸時(shí)同樣會(huì)有延展現(xiàn)象，板表層中心點(diǎn)在拉伸中產(chǎn)生z軸的負(fù)向位移，即說(shuō)明層合板產(chǎn)生屈服延展，致使形變應(yīng)力增加，直至層合板斷裂。此外，加載至2.5～4 s左右時(shí)，板中點(diǎn)面外位移產(chǎn)生動(dòng)蕩，這2個(gè)時(shí)刻，層合板分別達(dá)到了極限承載力和二次斷裂，層合板子層中相繼失效斷裂，結(jié)構(gòu)積蓄的變形能下降轉(zhuǎn)化為機(jī)械能釋放，從而體現(xiàn)為面外位移的震蕩[10]。

圖5 板中點(diǎn)面外位移時(shí)歷曲線Fig. 5 Out-of-plane displacement time history at plane center

圖6 變形能時(shí)歷曲線Fig. 6 Deformation energy time history

選取3個(gè)剛度躍變時(shí)刻即極限載荷步2.525 s，2.05 s和完全破壞步3.525 s，提取這些加載步的纖維損傷、基體損傷形態(tài)圖，列入表6，部分載荷步視具體損傷情形給出最具代表的子層損傷圖并在表中給出注釋。在拉伸載荷持續(xù)作用下，產(chǎn)生的損傷以纖維基體拉伸損傷為主。因?yàn)榛w抗拉強(qiáng)度較弱僅為87.1 MPa，且90°單向板在受載的長(zhǎng)邊軸向上強(qiáng)度也最弱，因此可以看出在2.05 s時(shí)②⑥兩個(gè)90°子層就已產(chǎn)生了大面積失效。另外，0°子層具有最強(qiáng)的軸向剛度，因此在受拉時(shí)中心0°層也產(chǎn)生了較大范圍的損傷，到極限載荷步時(shí)， 0°層產(chǎn)生了大量纖維拉伸失效而斷裂，誘使層合板直接失效破壞，此時(shí)層合板各子層基體也已基本開(kāi)裂失效。到3.525 s時(shí)，則又因?yàn)槠渌訉颖焕瓟?，層合板整體才完全失去承載能力。

表7為拉伸過(guò)程中內(nèi)聚力層的損傷擴(kuò)展變化，考慮到對(duì)稱(chēng)性鋪層方式，表中只給出a，b，c層結(jié)果用以說(shuō)明。拉伸前期， 0°層承受了主要的軸向拉力，層內(nèi)損傷還未影響到層間膠層，所以各層內(nèi)聚力未產(chǎn)生明顯的損傷；但當(dāng)層合板達(dá)到極限承載能力時(shí)，中心0°層的失效斷裂，應(yīng)力波通過(guò)其相鄰膠層重新傳遞給其余子層，因此此時(shí)c，b內(nèi)聚膠層就產(chǎn)生了失效帶；再到二次斷裂時(shí)，結(jié)構(gòu)已大部分失效，各層內(nèi)聚膠層也產(chǎn)生了大面積失效分層。

在拉伸載荷下，層合板中具備較強(qiáng)抗拉能力的纖維起主要承力作用，主要承載層失效斷裂后結(jié)構(gòu)也隨之達(dá)到極限承載能力而破壞；層合板基體與膠層在拉伸時(shí)也承擔(dān)了部分載荷并能傳遞應(yīng)力，但由于強(qiáng)度較低也較容易產(chǎn)生開(kāi)裂破壞，并加劇纖維損傷。因此拉伸下層合板失效過(guò)程復(fù)雜，是多種損傷失效模式共同作用相互影響的結(jié)果。

3.3 壓縮載荷下層板損傷研究

圖7為壓縮工況的載荷-位移曲線，同樣具有二次突降趨勢(shì)，其壓縮極限承載力為20.047 kN。但與拉伸工況不同，在一段線性上升后，曲線就出現(xiàn)轉(zhuǎn)折點(diǎn)并隨后出現(xiàn)微弱的抖動(dòng)段，這是因?yàn)閷雍习灏l(fā)生了局部失穩(wěn)。如圖8所示，加載至1.3 s左右時(shí)，伴隨著層合板的局部失穩(wěn)，板中心點(diǎn)的面外位移不再趨近零而急速增大，說(shuō)明此時(shí)層合板快速屈曲，結(jié)構(gòu)剛度降低，直至壓潰破壞。因?qū)雍习灏l(fā)生局部屈曲，變形能轉(zhuǎn)化為機(jī)械能釋放，出現(xiàn)圖9所示變形能曲線的首次驟降，結(jié)構(gòu)的體系能量下降，隨后結(jié)構(gòu)發(fā)生整體屈曲，變形能再次驟降且幅度更大。盡管層合板已壓潰破壞，但因板四周剛固且仍有單元未失效，因此繼續(xù)加載時(shí)結(jié)構(gòu)變形能仍在緩慢積累增長(zhǎng)。

表6 拉伸載荷下層合板損傷狀態(tài)變化Tab. 6 Damage variation of laminate with tensile load

表7 拉伸載荷下內(nèi)聚力層損傷狀態(tài)變化Tab. 7 Damage variation of cohesive layer with tensile load

參照3.2節(jié)，同樣提取較關(guān)鍵的3個(gè)剛度突變載荷步的損傷，如表8所示。

圖7 載荷-位移曲線Fig. 7 Load-displacement curve

圖9 變形能時(shí)歷曲線Fig. 9 Deformation energy time history

圖8 板中點(diǎn)面外位移時(shí)歷曲線Fig. 8 Out-of-plane displacement time history at plane center

與拉伸情況相同，壓縮載荷下層合板中起主要承力作用仍為縱向抗壓能力較強(qiáng)的0°子層，1.3 s層合板已經(jīng)發(fā)生了局部屈曲失穩(wěn)，而剛固邊界抵抗了板的屈曲變形，因此沿長(zhǎng)邊邊界區(qū)域形成了一片纖維壓縮損傷帶，板中心區(qū)域無(wú)邊界約束，因此在正弦半波的上拱區(qū)域基體受拉產(chǎn)生損傷。加載到1.9 s時(shí)，因?yàn)榍冃蔚募觿。瓉?lái)的損傷區(qū)域擴(kuò)大并演變?yōu)槭^(qū)，所以層合板到達(dá)極限承載步并發(fā)生整體屈曲破壞。之后的二次承載直至2.4 s時(shí)再次完全失去承載力，此時(shí)各子層失效區(qū)域進(jìn)一步擴(kuò)散，并集中于邊界、屈曲半波節(jié)點(diǎn)線與波腹等應(yīng)力較大區(qū)域。

如表9所示，在加載前期直至發(fā)生局部失穩(wěn)，內(nèi)聚膠層都未發(fā)生明顯損傷，原因是層內(nèi)纖維與基體已承受了主要壓應(yīng)力。到1.9s極限載荷步時(shí)，內(nèi)聚力膠層在屈曲波邊界波腹位置產(chǎn)生一塊損傷區(qū)，破壞后期也僅限在損傷區(qū)發(fā)生失效。

層合板在壓縮載荷下仍為纖維起主要承力作用，纖維壓縮失效后會(huì)引起層合板剛度的大幅下降。同時(shí)鋪層損傷大多從應(yīng)力集中處開(kāi)始擴(kuò)散，并由于層板受壓時(shí)會(huì)發(fā)生屈曲，屈曲半波的存在使得上拱波腹與波節(jié)處容易發(fā)生基體損傷，從而進(jìn)一步誘導(dǎo)纖維斷裂及結(jié)構(gòu)失效。

表8 壓縮載荷下層合板損傷狀態(tài)變化Tab. 8 Damage variation of laminate with compressive load

表9 壓縮載荷下內(nèi)聚力層損傷狀態(tài)變化Tab. 9 Damage variation of cohesive layer with compressive load

3.4 橫向載荷下層板損傷研究

除面內(nèi)拉壓載荷外，船用復(fù)合材料層合板還經(jīng)常受到面外橫向彎曲作用。按照平滑步加載方式，對(duì)四周剛固的層合板施加均布載，即由0逐級(jí)準(zhǔn)靜態(tài)地加載至3 MPa。繪制橫向壓強(qiáng)載荷與結(jié)構(gòu)變形能的時(shí)歷曲線與板中點(diǎn)面外位移時(shí)歷曲線，如圖10和圖11所示。加載到4.65 s時(shí)結(jié)構(gòu)變形能產(chǎn)生了大幅變化，且板中點(diǎn)面外位移也沿z軸負(fù)向產(chǎn)生了突增，說(shuō)明此時(shí)層合板已無(wú)法承受橫向壓強(qiáng)而突然破壞，此時(shí)橫向載荷值2.988 MPa即為層合板的橫向載荷極限強(qiáng)度。

圖10 橫向壓強(qiáng)與變形能時(shí)歷曲線Fig. 10 Time histories of transverse pressure and deformation energy

圖11 橫向載荷下板中點(diǎn)面外位移時(shí)歷曲線Fig. 11 Out-of-plane displacement time history at plane center with transverse laod

為探討橫向載荷下層板的結(jié)構(gòu)響應(yīng)特性與損傷形式，從0～3.5 MPa中選取8組不同橫向均布載荷值進(jìn)行計(jì)算分析，經(jīng)計(jì)算得到每個(gè)工況的應(yīng)力分布，整理各個(gè)工況中層合板的最大應(yīng)力、最大位移及最大變形能，如圖12～圖14所示。

隨著施加壓強(qiáng)逐漸增大，結(jié)構(gòu)最大應(yīng)力線性增大后增速放緩，至極限載荷時(shí)達(dá)到峰值，破壞后期應(yīng)力逐漸下降。在橫向載荷小于2.988 MPa時(shí)，結(jié)構(gòu)中最大位移隨著載荷增加而線性增大，結(jié)構(gòu)變形能隨加載而積蓄；但載荷達(dá)到極限值后，層合板破壞，原本具有結(jié)構(gòu)最大位移的板中點(diǎn)單元失效，故最大位移在后期反而降低，而當(dāng)層合板破壞后，最大變形能爆發(fā)式增長(zhǎng)，原因是破壞后層合板彎曲程度嚴(yán)重，積蓄了較大的應(yīng)變能，同時(shí)結(jié)構(gòu)動(dòng)能并沒(méi)有上升，因此結(jié)構(gòu)體系能量增大。

圖12 最大應(yīng)力曲線Fig. 12 Maximum stress

圖13 最大位移曲線Fig. 13 Maximum displacement

圖14 最大變形能曲線Fig. 14 Maximum deformation energy

選取2 MPa與2.988 MPa兩個(gè)工況的層合板損傷狀態(tài)進(jìn)行研究，如表10和圖15所示。不同大小橫向載荷作用下，層合板在損傷狀態(tài)上具有較相似的分布。大載荷下?lián)p傷值會(huì)在較小載荷損傷狀態(tài)基礎(chǔ)上增大，并在單元失效后沿著易產(chǎn)生纖維斷裂與基體開(kāi)裂的方向擴(kuò)展。2 MPa橫向載荷下，層合板中已產(chǎn)生明顯失效，這解釋了圖12中2 MPa時(shí)最大應(yīng)力曲線產(chǎn)生轉(zhuǎn)折的原因，即結(jié)構(gòu)中應(yīng)力較大，接近材料標(biāo)定強(qiáng)度，許多單元臨近失效，載荷增大，應(yīng)力上升空間有限，故曲線變緩。

觀察內(nèi)聚力層的損傷狀態(tài)，結(jié)果如圖15所示。2 MPa工況的初始損傷Quadscrt最大值為0.205，2.988 MPa工況則為0.352，都位于層板邊界長(zhǎng)邊中間子層區(qū)域，且STATUS值為1（0代表單元完全失效， 1代表仍可承載），說(shuō)明層間界面膠層在橫向極限載荷作用下未發(fā)生破壞，單元最大失效35.2%。在橫向載荷作用下，層合板層間膠層從起始到結(jié)構(gòu)破壞，主要承受面外壓縮及面內(nèi)拉壓應(yīng)力，而內(nèi)聚力單元基于牽引-分離響應(yīng)描述[11]，其面外的正牽引強(qiáng)度較弱，即膠層單元在受面外拉力（正牽引力）時(shí)更易失效，故在橫向載荷作用下層間膠層未發(fā)生破壞而僅產(chǎn)生了損傷。橫向載荷作用下層合板具有復(fù)雜的損傷失效模式，層內(nèi)纖維基體失效與層間膠層失效會(huì)相互影響，同時(shí)各子層間損傷結(jié)果差異較大。

表10 橫向載荷下層合板損傷狀態(tài)變化Tab. 10 Damage variation of laminate with transverse load

圖15 內(nèi)聚力層損傷狀態(tài)Fig. 15 Damage situation of cohesive layer

4 結(jié) 語(yǔ)

本文采用實(shí)體單元和內(nèi)聚力模擬出復(fù)合材料層合板三維實(shí)體精細(xì)化模型，采用Hashin失效準(zhǔn)則作為層內(nèi)損傷判據(jù)，采用二次應(yīng)力準(zhǔn)則與BK失效準(zhǔn)則作為層間損傷判據(jù)，對(duì)不同載荷形式下層合板結(jié)構(gòu)響應(yīng)與漸進(jìn)損傷失效行為進(jìn)行研究，結(jié)果表明：

1）通過(guò)與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比驗(yàn)證可知，本文所用三維實(shí)體數(shù)值模型與漸進(jìn)失效判據(jù)可有效模擬預(yù)測(cè)復(fù)合材料層合板受載情況下層間與層內(nèi)漸進(jìn)損傷過(guò)程，相較采用層合板單元的常規(guī)分析模型，本文方法所反映出的結(jié)構(gòu)損傷破壞行為更為全面細(xì)致。

2）層合板受拉伸載荷時(shí)，0°層等主要縱向承載層斷裂后直接誘導(dǎo)層合板的失效破壞。層合板受壓縮載荷時(shí)，因?yàn)榻Y(jié)構(gòu)的屈曲失穩(wěn)，層合板以纖維壓縮損傷以及屈曲半波的波腹、波節(jié)處的基體損傷為主。層合板膠層在層間起到傳遞應(yīng)力以及承擔(dān)部分載荷的作用，其損傷失效會(huì)加劇纖維損傷。

3）層合板在橫向載荷作用下，以加載面的纖維/基體拉伸失效為主，其中基體失效是最早發(fā)生且范圍最大的失效模式，局部失效后易在纖維斷裂與基體開(kāi)裂的方向產(chǎn)生失效帶，加載面與背載面之間的損傷差異明顯。