● 摘要
摘 要
随着对平流层高空资源的开发和利用，平流层高空气球、浮空器、临近空间飞艇等飞行器日益成为世界各国研究的热点。作为平流层飞行器的关键主体结构之一的浮空气囊，其纤维增强型层压蒙皮材料的损伤力学特性直接影响飞行器长航时工作的安全性和可靠性，因此研究纤维增强层压复合材料蒙皮的损伤机理及应力疲劳寿命计算方法，对研究高性能蒙皮材料和提高飞行器的使用性能具有重要意义。本文从复合材料的不同损伤模式出发，结合平流层飞行器蒙皮材料工作的平流层环境特点，利用连续介质损伤力学方法，对纤维增强层压型蒙皮复合材料的损伤演化机制、应力疲劳寿命预估以及宏观撕裂损伤强度相关问题进行了研究。
第1章为绪论，介绍国外内研究纤维增强层压复合材料的损伤特性的背景、研究现状、主要成果以及发展趋势，进而总结针对层压复合材料应力疲劳损伤存在的问题和研究不足。提出可以进一步深入研究的创新点，并对论文各章节的研究内容进行计划安排。
第2章针对平纹编织Vectran纤维增强的层压蒙皮复合材料，开展了不同偏轴角条件下的单轴静强度拉伸试验，测定了无损伤工况下的不同偏轴角层压蒙皮复合材料的弹性变形特性、静拉伸强度值、高低温交变疲劳性能曲线数据。利用电子扫描电镜（SEM）观测复合材料静强度拉伸，疲劳断口特征以及在损伤过程中的纤维束、基体、功能膜层的破坏模式。首先，根据平纹织物几何学，构建平纹织物无损本构方程，再利用复合材料细观力学原理，建立用材料层压蒙皮材料的经纬向纤维束、基体、功能层的弹性常数描述层压蒙皮材料整体经、纬向单轴条件下的弹性变形常数，从而建立利用材料细观组分特征表示的层压蒙皮复合材料的无损本构方程。
第3章根据连续介质损伤力学，引入相对独立的材料组分损伤度，并获得含损伤的层压蒙皮材料本构方程，将层压蒙皮复合材料的疲劳损伤问题转化为平纹编织纱束、基体及功能膜层的损伤问题。根据损伤热力学不可逆原理，分别构建各组分的损伤驱动力表达式和损伤演化方程。继而，在纤维增强层压蒙皮复合材料试验和失效模式分析的基础上，基于连续介质损伤力学唯象方法，提出了平纹编织型纤维增强复合材料单轴无偏轴角的损伤力学方法以及高低温交变疲劳寿命预估模型。并利用经向与纬向疲劳试验代替纱束的疲劳试验识别纤维纱束的损伤演化方程参数，蒙皮材料45°方向的应力疲劳试验数据用来识别纤维增强蒙皮材料中的粘胶基体和功能膜层的损伤演化参数。并研究了偏轴角对层压蒙皮材料失效模式、损伤机制的影响特点。
第4章在前面研究的基础上，建立了蒙皮材料真实工况下双轴向不同偏轴角条件下的损伤力学方法以及高低温交变疲劳寿命预估模型。同时考虑经向纱束损伤、纬向纱束损伤以及基体与功能膜层的多损伤模式，建立双轴向多损伤模式情况下的疲劳失效判据，进而建立了预估双轴向纤维增强层压蒙皮复合材料疲劳寿命的闭合解法和数值解法。并通过30°偏轴角单轴测试试验与预估的疲劳寿命进行对比，二者数据结构吻合良好，验证了本文中提出的双轴向高低温交变引起的应力疲劳寿命预估损伤力学模型的正确性。创造性的将平纹编织纤维增强层压蒙皮复合材料的疲劳损伤问题转换为复合材料组分经纬向纱束、基体及功能膜层的各向同性损伤问题，实现了利用经纬向纱束的弹性常数与几何织物参数、基体及功能膜层弹性常数预估纤维增强层压型复合材料疲劳寿命的跨越，在确保精度的基础上方便了理论和工程实践上的应用。
第5章在前面研究的基础上，研究含有初始损伤的蒙皮复合材料的宏观损伤撕裂问题。针对含有初始裂纹损伤的纤维增强蒙皮材料，采用弹塑性断裂力学的平面应力分析方法，考虑增强纤维纱束的等差拉伸变形法和欧拉拉伸变形法研究蒙皮材料的宏观损伤撕裂强度，建立裂纹尖端del-zone物理模型和等差变形法模型，获得裂纹尖端区域的应力分布情况。研究初始裂纹损伤对蒙皮材料宏观撕裂强度的影响机制，并通过拉伸型撕裂试验与经典的应力强度因子方法进行对比，结果表明，所建的等差拉伸变形法和欧拉变形法模型具有良好的计算精度，当初始裂纹宽度比率达到0.60时，所建模型的分析误差仍满足宏观撕裂强度的计算要求，所建模型分析方法优于传统的断裂损伤力学中的应力强度因子分析方法。
第6章为结论。总结前面各章节的主要结论，提炼章节中研究的主要内容，并从已有研究出发提出可以进一步深入研究的方向和展望。本文的研究内容为纤维增强层压蒙皮复合材料的真实工况下的使用寿命评估和平流层飞行器的长航时安全可靠性提供了理论设计依据。