先进复合材料因其高比强度高比刚度良好的抗疲劳性和材料铺层的可设计性等优异特性，在航空航天飞行器的结构中得到日益广泛地应用，其中连接设计在复合材料结构中是必不可少的关键环，连接部位孔边的应力情况比较复杂，导致连接部位失效模式呈多样性和复杂性因此，如何准确地预测连接部位的强度分析，还有零部件的失效模式与失效规律，对于复合材料结构设计是极为重要吮很多学者，在机械连接接头的连接强度和破坏模式方面进行了大量的研究文献。
      累积损伤分析方法为基础，对层合板接头进行静强度分析，该方法为更好地模拟、分析复合材料接头破坏形式和逐渐破坏的过程提供一种强有力的手段以上研究大多针对单钉连接接头强度进行估算，对于多钉连接接头的强度估算只有很少的几种，其中一种是根据工程实践提出的经验方法，这种方法根据实际层压板接头的几何尺寸，需要通过试验来测定各种参数，所以费时费力，使用起来不够方便还有一些研究人员，以有限元应力分析为基础，采用准则预测了层合板结构双剪联接接头的破坏载荷，但对损伤机理及损伤扩展过程未做深入探试文献，考虑了接触状态非线性和累积损伤过程非线性的影响，对单列多钉进行了仿真模拟分析，但对材料非线性并未深入研究。
      本研究针对复合材料层合板的单排多钉双剪连接接头，在文献考虑单层复合材料在材料面及面上的非线性剪切应力应变关系(材料非线性)的基础上，分析不同最终失效判定准则对接头静强度预测的影响和适用性，并进一步分析不同孔间距离对接头强度的影口对机械连接接头部位在静载作用下的累积损伤失效过程及钉孔孔径的变化过程进行仿真模拟分机最后通过试验数据验证该方法的适用性。
      失效判定准则采用在Hashin三维失效准则基础上发展而来的含材料非线性因子的失效判定准则。根据复合材料接头结构常见的破坏模式，本研究不仅采用复合材料接头结构最终破坏判定准则(挤压破坏拉伸破坏剪切破坏)，还采用钉孔永久伸长变形超过允许值的最终破坏判定准则，即当层合板多钉接头任一种铺层的任一个螺栓孔孔径变形超过允许值时，则认为接头发生破坏为方便下文叙述，本研究把挤压破坏称为第一种破坏准则，孔变形超过允许值称为第二种破坏准则，无法继续承载的破坏形式(剪切破坏或拉伸破坏)称为第三种破坏准则，随着载荷的增加，材料性能将发生变化，针对试验所用的T300/BMP316聚酞亚胺树脂基复合材料，选取了文献采用的材料退化方法，基体拉伸或压缩破坏，纤维拉伸或压缩破坏，退化到相应每个变量都乘以折减系数，有限元分析时采用了力加载方式，即假设每层的加载应力相等。
      在商业化有限元软件ANSYS基础上，编写了复合材料多钉接头三维累积损伤强度分析程序，其流程如图所示分析流程如下：对有限元模型施加初始载荷P进行应力分析，检查层合板是否有单元发生失效，如果没有有限元单元发生失效，则载荷相应增加△P，可以进行下一步的应力分析，如果有单元发生失效，则对发生失效的单元进行材料性能突然退化，并判断结构是否发生完全破坏，如没发生完全破坏，重新在此载荷下进行应力分析，循环继续，直到结构最终失效需要说明的是每次应力分析的有限元几何模型与初次应力分析时的有限元几何模型是一致的，只是部分单元的材料属性发生了突然退化本文在模拟加载过程中对3个钉孔的变形进行了全程的数据记录，d，g，f分别为3个螺栓钉孔在同一铺层孔接触面上。与180°向上的节点，这样在载荷增加的任一步，3个孔径的变形量。

                                                                                  专业从事机械产品设计│有限元分析│强度分析│结构优化│技术服务与解决方案
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