碳纖維增強樹脂基（CFRP）復合材料以其優(yōu)異的高比模量、高比強度、耐疲勞、耐腐蝕及熱膨脹系數(shù)低等優(yōu)點使其成為了繼鈦合金之后航空航天領域廣泛應用的材料。碳纖維增強復合材料所制備的構件也正經(jīng)歷著從非承力構件到承力構件的轉(zhuǎn)變，從簡單構件到復雜構件的轉(zhuǎn)變。復合材料由于其正交各向異性及層間性能遠低于層內(nèi)性能，使其疲勞性能遠不同于金屬材料。此外在復合材料加工制造過程中及運輸和外部環(huán)境的影響，使得疲勞性能具有很大的分散性，其分散性高達 20%以上。關于對復合材料疲勞性能的準確表征決定著結構件的壽命及安全性問題，因此許多學者對于復合材料疲勞性能的研究都做出了大量工作。但是目前，在復合材料結構評價中使用較為廣泛的強度理論仍是傳統(tǒng)宏觀強度理論，這些理論主要是基于數(shù)學近似公式建立起來的，在實際受力情況下預測誤差偏大，并在進行失效機制分析時要么不能判斷要么分析偏差較大。理論方面的滯后必然會對 CFRP 復合材料的應用造成影響。為了克服宏觀強度理論的這些缺陷，建立一種基于失效物理的復合材料強度理論勢在必行，這對于推進 CFRP 復合材料的結構設計及應用具有重要意義。
 

        本文對微觀力學失效(Micro-mechanics offailure, MMF)理論的應用做了擴展，將其進一步用于分析 CFRP 復合材料三維結構的疲勞強度?；诿嫘牧⒎絾卧Ｐ陀邢拊治龊蛦蜗?qū)雍习迤趯嶒灥玫降?S-N 曲線，分析了不同疲勞周次下的組分微觀應力狀態(tài)。利用 MMF 理論提取了UTS50/E51 層合板纖維和基體樹脂的 MMF 疲勞強度特征值 S-N 曲線。使用開發(fā)的分析方法對UTS50/E51 多向?qū)雍习褰Y構的疲勞拉伸強度進行評價。

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