復合材料結(jié)構(gòu)漸進損傷分析是獲取復合材料結(jié)構(gòu)極限承載能力、實現(xiàn)基于可靠性的結(jié)構(gòu)定量設計、評估長壽命航天器損傷容限和耐久性的有效方法。文章介紹了復合材料漸進損傷分析的基本原理與方法、用于分層分析的內(nèi)聚力模型及相應的強度判據(jù)和斷裂判據(jù)，通過典型的用于表征損傷容限的開孔壓縮算例，實現(xiàn)了復合材料層內(nèi)失效和層間分層失效的漸進損傷分析，分析得到的破壞形貌和極限承載能力與試驗值吻合良好。

       目前，在航天器結(jié)構(gòu)設計的絕大多數(shù)情況下，結(jié)構(gòu)設計并不需要準確預計結(jié)構(gòu)的破壞載荷，而是需要設計出一個在給定載荷下不破壞的結(jié)構(gòu)，因此，簡單可靠的復合材料結(jié)構(gòu)首層失效分析(First PlyFailure．FPF)方法得到了廣泛應用，但其缺點是裕度較大，造成不必要的材料浪費和結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加。隨著結(jié)構(gòu)設計水平的提高、尤其是基于可靠性定量
設計方法的發(fā)展和應用，對復合材料結(jié)構(gòu)末層失效(Last Ply Failure，LPF)的分析、及對首層失效和末層失效之間的強度儲備的分析越來越重要。

       此外，隨著長壽命航天器的研制，復合材料結(jié)構(gòu)的剩余強度、損傷容限和耐久性設計變得愈加重要。復合材料結(jié)構(gòu)的分層、及膠層脫粘等諸多問題也需要加以解決，以有效地對局部結(jié)構(gòu)進行細節(jié)設計，及時發(fā)現(xiàn)薄弱環(huán)節(jié)，避免單一依靠在后期試驗中發(fā)現(xiàn)問題所帶來的成本增加。這些問題的解決也有賴于對復合材料結(jié)構(gòu)漸進損傷分析方法的研究。

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