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含面芯界面缺陷的蜂窝夹芯板侧向压缩破坏模式_泮世东

复合材料学报第24卷　第6期 12月　2007年A cta M ateriae Co mpo sitae Sinica

V o l .24

N o .6

December

2007

文章编号:1000-3851(2007)06-0121-07

收稿日期:2007-01-08;收修改稿日期:2007-05-15基金项目:国家重点基础研究发展计划(973计划)(2006CB601206)通讯作者:吴林志,教授,博导,主要从事复合材料损伤及失效破坏的表征、数值模拟及理论研究工作　E -m ail :w lz @hit .edu .cn

含面芯界面缺陷的蜂窝夹芯板侧向压缩破坏模式

泮世东,吴林志＊,孙雨果

(哈尔滨工业大学复合材料与结构研究所,哈尔滨150080)

摘　要:　为了对含面芯层间脱胶缺陷的蜂窝夹芯板在侧向压缩载荷作用下的典型破坏模式进行数值预报,建立了基于蔡-希尔破坏准则和粘结模型的计算模型。该计算模型是建立在对蜂窝夹芯板的双悬臂梁(DCB )和单臂梁(SLB )试验中所发现的一种新的破坏模式的分析基础之上的。对蜂窝夹芯板的侧向压缩破坏行为的数值预报中,发现一种新的破坏模式:位于脱胶区域的面板首先发生局部屈曲失稳,随后面板内部靠近芯子的45°/0°层间出现分层,与此同时最靠近芯子的45°铺层发生断裂,伴随着45°/0°层间分层的扩展,面板发展成为对称性整体屈曲失稳。与侧向压缩试验测试结果对比发现,计算模型模拟中所预报的破坏模式在实验测试中也得到了很好的验证。关键词:　界面脱胶;蜂窝夹芯;蔡-希尔破坏准则;粘结模型;层间分层中图分类号:　TB333 文献标志码:A

End compression failu re of honeycom b sandwich panels containing interfacial debonding

PAN Shido ng ,W U Linzhi ＊

,SUN Yuguo

(Ce nter for Co mpo site M aterials ,Harbin Institute of Technology ,Har bin 150080,China )

A bstract :　Based on the T sai -Hill failure criterion and the co he sive zone model ,a co mputational model w as proposed to predict a typical damaged mode fo r ho ney co mb sandwich panels co ntaining inte rfacial debonding unde r e nd co mpressive loading .T he pr oposed mo del w as built up based o n a new failure mode ,w hich is o bserv ed in the double cantilev er beam (DC

B )and the sing le leg bending (S LB )tests fo r honey comb sa ndwich panels .T he predic tion results show tha t the end co mpressive failure o ccur s acco rding to the follow ing procedure :sta rting with local buckling of the debo nding facesheet ,follo wed by the initiatio n of interlaminar delaminatio n be tw een 45°ply and 0°ply ,and meanw hile ,the fr acture o f 45°ply ,then the rapid propaga tion of interlaminar delaminatio n between 45°ply and 0°ply ,and finally ,ending in the symmetrical global buckling of facesheets .Com pared w ith the results o f the end co mpr essiv e test ,the new failure mode predicted in the simulatio n is valida ted well in the ex periment .Keywords :　interfacial debo nding ;honeycomb sandw ich ;T sai -Hill failure criterion ;co he sive zone model ;interlamina r de laminatio n

复合材料夹芯结构是由具有高刚度和高强度的面板(蒙皮)和低密度的芯子组成的,具有比刚度大、比强度高、可设计性好等优点。目前已被广泛应用在航空、航天等领域。夹芯结构制造过程中,由于工艺参数的不稳定、组分材料自身的缺陷,不可避免地会产生各种缺陷和损伤,诸如裂纹、脱胶和分层等。此外夹芯结构在使用过程中,由于遭受外来冲击也极易产生脱胶和分层等损伤破坏。缺陷或损伤的存在将对夹芯结构的力学性能造成严重影响,导致夹芯结构的压缩强度明显下降

[1]

。面芯界

面脱胶损伤是夹芯结构中最普遍也是危害最为严重的损伤形式。

目前夹芯结构已经作为主承力构件得到了广范应用,其力学性能得到较为广泛的关注[2-4]。Paik 等人[5]对铝蜂窝夹芯板的侧向压缩性能进行了测试,结果表明,增加蜂窝芯子的厚度能大幅度提高夹芯板的抗压强度,同时也发现当芯子的厚度较大时,面芯界面脱胶破坏将成为夹芯板的主要破坏模式。Gdoutos 等人[6]也对蜂窝夹芯板和泡沫夹芯板的侧向压缩破坏行为进行了研究,试验结果显示,

蜂窝夹芯板在测试中没有发生面板起皱破坏,泡沫夹芯板则发生了面板起皱破坏。Kwo n等人[7]对含面芯界面脱胶损伤的炭纤维泡沫夹芯板的压缩破坏行为进行了试验研究,发现面芯界面脱胶的存在导致了夹芯结构的侧向压缩强度大幅下降,同时也观测到芯子的剪切破坏现象和面芯界面脱胶的界面扩展现象。V adakke和Carlsson[8]对含面芯层间脱胶的泡沫夹芯板的侧向压缩性能进行了比较系统的试验研究,发现面芯界面脱胶的存在将首先导致脱胶区域面板的局部屈曲失稳,随后,脱胶开始沿着面芯界面扩展,期间夹杂着芯子断裂现象。以上文献表明,对于不含面芯界面脱胶缺陷的夹芯结构,面芯界面脱胶也是在侧向压缩载荷作用下的比较典型的破坏形式;而对于含面芯层间脱胶缺陷的夹芯结构,在侧向压缩载荷作用下的破坏模式一般可以归结为:面芯层间脱胶区容易发生局部屈曲失稳破坏,随后脱胶沿着面芯界面快速扩展,最终导致整个结构的破坏。

目前为止,对含面芯层间脱胶缺陷的蜂窝夹芯板在侧向压缩载荷作用下的破坏演化过程大多局限在试验方面,而数值模拟预报方面的研究工作并不多见。本文中利用欧拉公式对炭纤维铝合金蜂窝夹芯板试件中面板局部屈曲载荷进行了理论预报;通过所建立的计算模型对含面芯层间脱胶损伤的炭纤维铝合金蜂窝夹芯板试件在侧向压缩载荷作用下的破坏模式进行了模拟预报,发现了新的破坏模式;并利用侧向压缩试验对所预报的典型破坏模式进行了试验验证。

1　面板局部屈曲分析

蜂窝夹芯板在侧向压载荷作用下的破坏模式一般可以分为以下几类:夹芯板整体屈曲、面板整体屈曲、面板局部屈曲、面板断裂、芯子剪切断裂以及面芯脱胶和面板分层等。本文中,根据美国测试与材料协会的ASTM C364-00参考标准,通过试件尺寸的选择确保了试件不会发生整体屈曲现象。脱胶区域面板的局部屈曲是含面芯界面脱胶缺陷蜂窝夹芯板的典型破坏模式,为了与有限元模拟结果和实验测试结果进行有效对比,首先对面板的局部屈曲载荷进行理论预报。

含面芯界面脱胶缺陷的蜂窝夹芯板在侧向压缩载荷作用下,脱胶区域的面板容易发生局部屈曲,其临界屈曲载荷可以根据欧拉公式表示为P=kπ

2EI

(1)其中:k为约束系数,其大小取决于面板材料、芯子材料以及面芯界面结合强度等因素;l为面芯层间脱胶缺陷的长度;E I为面板的等效弯曲刚度,其大小可以表示为

EI=∑

i=1

E i∫it-n t/2(i-1)t-nt/2bz2d z(2)式中:b为面板的宽度;t为面板单层的厚度;z为面板单层与面板几何中心的距离;E i为面板第i层单层的等效弹性模量,可表示为

E i

cos4θi+1

sin4θi

G12

-2ν12

sin2θi co s2θi(3)其中:E1和E2分别为面板纤维铺层方向和垂直于纤维方向的弹性模量;G12和ν12分别为剪切模量和泊松比;θi为面板第i铺层纤维方向与载荷方向的偏转角度。

2　蜂窝夹芯板的破坏判据

在已经完成的蜂窝夹芯板双悬臂梁测试(DCB)和单臂梁测试(SLB)试验过程中,发现了一种与以往文献报道不同的新型破坏模式:面芯界面脱胶并没有沿着面芯界面扩展,而是首先在位于面芯界面脱胶前缘附近的面板内出现45°/0°层间分层,几乎与此同时,45°铺层沿着面芯脱胶前缘开始断裂,随后面板层间分层沿着45°/0°层间扩展。试验结果表明,所研究的炭纤维铝合金蜂窝夹芯板,面板层间分层和面板铺层断裂是其主要的典型破坏模式。结合文献[8]中的试验结果进行分析发现,含面芯层间脱胶缺陷的蜂窝夹芯板在侧向压缩载荷作用下的典型破坏模式应该包括面板的局部屈曲失稳、面板层间分层、面板铺层断裂和面板层间分层扩展等几个阶段,所以建立计算模型的过程中应该综合考虑以上几个因素。

2.1　面板铺层的断裂判据

面板铺层的断裂行为是典型的二维板壳的断裂行为,依据蔡-希尔破坏准则可以表示为

σ21

σ1σ2

σ22

τ212

=1(4)其中:σ表示拉伸(压缩)应力;τ表示剪切应力;X, Y和S分别表示面板铺层纤维方向的最大拉伸(压缩)强度、垂直纤维方向的最大拉伸(压缩)强度和

122

·复合材料学报

面内的最大剪切强度。

对于坐标方向与材料主方向不一致的情况,利用坐标变换,有以下关系:

σ1=σx co s 2

θσ2=σx sin 2θ

(5)

τ12=-σx sin θcos θ

式中,θ为材料方向与加载方向的夹角,把式(5)代

入式(4),蔡-希尔破坏准则可以写成

cos 4θX 2+1S 2-1X 2cos 2θsin 2θ+sin 4

θY 2=1σ

2x (6)式中,面板铺层强度X ,Y 和S 的值见表1。其中:

下标t 表示拉伸;下标c 表示压缩。

表1　炭纤维/环氧复合材料面板铺层的强度Table 1　The strength of carbon fiber /epoxy ply composites

M Pa

X t X c Y t Y c S 1436

685

2.2　面板层间分层扩展的破坏判据

为了模拟复合材料的界面破坏行为,有一些研究者考虑用一些特殊的单元来模拟界面的破坏行为。陈陆平[9]

等人将界面层处理为一组法向和切向正交的弹簧,可以利用弹簧的最大应力或最大应变来控制界面的破坏行为。叶碧泉[10]等在分析纤维周围应力分布时,用各向同性的无厚度单元模拟界面层。Needleman [11]

首先将内聚力模型(粘结模型)用于材料的界面分析,通过引入界面势函数的方法将界面的本构关系加以描述。周储伟[12]也采用类似的模型研究了复合材料增强相、基体之间界面的损伤和脱粘,分析了界面损伤的一些影响因素。粘结模型的优点是易于描述界面的破坏行为,而且可以同时考虑法向和切向的变形和破坏行为。在粘结模型中,作如下假定:粘结单元在发生破坏之前,其刚度是一个常量;而当粘结单元开始发生破坏之后,其等效刚度则是一个随着粘结单元变形量而变化的变量。本文中考虑到面板的材料属性,假定粘结单元中名义应力和名义应变服从图1所示的本构关系,可以表示为σi =E i εi (脱粘前)

σi =E i εf i /εmax

i -1

εf i /ε0

i -1

εi (开始脱粘)σi =0　(完全脱粘)

(7)

式中:i =Ⅰ时为法向方向,i =Ⅱ时为剪切方向,

分别对应混合裂纹中的Ⅰ型和Ⅱ型分量,并且假定彼此之间是不耦合的;σi 和εi 分别为名义应力和名

义应变;E i 是名义杨氏弹性模量,其数值是一个经

验值,可以根据面板的杨氏弹性模量确定;εf i 为界面完全脱粘时的名义应变;ε0i 为界面开始脱粘时的名义应变;εmax i 为加载/卸载过程中的最大名义

应变。

图1　粘结模型中粘结力曲线

Fig .1　Stress -s train relationship in the cohesive element

根据图1中应力-应变曲线所围成的阴影面积,可以分别计算出界面单元在脱粘破坏过程中的Ⅰ型

和Ⅱ型能量释放率,分别表示为G i =

∫ε

ma x i

σi

d εi

(i =Ⅰ,

Ⅱ)(8)

其最大值应该分别等于双悬臂梁试验和单臂梁试验

所测得的临界能量释放率G i C ,因而临界能量释放率G i C 又可以表示为G i C =

∫

εf i

0σi d εi =12

σi C εf

i (i =Ⅰ,Ⅱ)(9)

式中,σi C 是在平面拉伸试验所测得的界面剥离强度和剪切试验所测得的界面剪切强度,与界面开始脱粘时的名义应变有如下关系:

σi C =E i ε0

i (i =Ⅰ,Ⅱ)

(10)

临界能量释放率(G ⅠC 和G ⅡC )和界面强度(σⅠC 和σⅡC )均为试验值,因此通过式(9)和式(10)可以分别确定单纯Ⅰ型界面或单纯Ⅱ型界面开始脱粘时

的名义应变(ε0

Ⅰ或ε0

Ⅱ)和界面完全脱粘时的名义应

变(εf Ⅰ或εf

Ⅱ)。从而式(7)中的本构关系可以确定,进一步可以通过式(8)计算出界面破坏过程中的能量释放率。

本文中采用能量准则作为面板层间分层扩展的判据,对于混合裂纹,其能量释放率准则可以表

123·泮世东,等:含面芯界面缺陷的蜂窝夹芯板侧向压缩破坏模式

示为

G ⅠG ⅠC +G Ⅱ

G ⅡC

=1(11)

式中:G Ⅰ和G Ⅱ分别为面板层间分层扩展过程中Ⅰ

型和Ⅱ型能量释放率;G ⅠC 和G ⅡC 分别为Ⅰ型和Ⅱ型裂纹的临界能量释放率。利用面积法可以求得DCB 和SLB 试验中面板层间分层扩展的能量释放率,然后结合有限元计算结果分别求出DCB 和S LB 试验中Ⅰ型和Ⅱ型能量释放率,并分别代于式(11)中联立形成一个方程组,求解可得到Ⅰ型和Ⅱ型裂纹的临界能量释放率为G ⅠC =443N /m G ⅡC =1364N /m

(12)

3　有限元建模

根据作者早期已经完成的DCB 和SLB 测试结果,并结合其他人的研究成果,可以初步假定蜂窝夹芯板在侧向压缩载荷作用下的破坏模式包括以下

几个阶段:脱胶区域面板的局部屈曲阶段、面板层间分层和脱胶前缘处面板铺层的断裂破坏阶段及面板层间分层扩展演化阶段。为了能够对以上几个阶段进行有效的数值模拟,本文中采用体单元、板壳单元和粘结单元相结合的建模方式。

试件尺寸为110mm ×60mm ×12.6mm ,贯穿型面芯脱胶位于试件的中心,其尺寸为30m m ×60mm ,考虑到结构的对称性,仅对试件的一半进行模拟。图2为蜂窝夹芯板的有限元模型,下面板和蜂窝芯子均采用三维八节点体单元。上面板中最靠近蜂窝芯子的45°铺层采用二维四节点板壳单元和三维八节点体单元。在预制面芯层间脱胶分层的前缘处,沿试件的宽度方向采用二维四节点板壳单元(虚线所示),目的是利用蔡-希尔断裂准则处理45°铺层的断裂破坏行为,其余部分仍然采用三维八节点体单元建模。上面板中其余铺层作为整体也采用三维八节点体单元。为了模拟上面板中45°/0°层间分层和扩展演化行为,在45°/0°铺层的层间引入零厚度的八节点三维粘结单元(粗线所示)。

整个模拟过程可以分为3个阶段:(1)屈曲模拟,分析蜂窝夹芯板的稳定性;(2)面板层间分层和45°铺层断裂行为模拟,分析面板的界面性能和铺层的断裂强度;(3)面板层间分层扩展演化行为模拟,分析分层的扩展演化对结构的力学性能的影

响。模拟中采用位移加载方式,在3个模拟阶段

图2　蜂窝夹芯板的有限元建模Fig .2　H oneycomb san dwich panel mesh

中,要求位移保持连续。

4　蜂窝夹芯板破坏试验

在对含缺陷蜂窝夹芯板进行侧向压缩试验时,为了提高试件上下2个端部的强度,一方面,把端部的蜂窝芯子各去掉10m m ,然后填充环氧树脂,

最后利用铣刀对2个端部平面进行加工,以确保2个平面具有很好的平面度、平行度和垂直度;另一方面,采用U 型间距可调的辅助卡具以确保试件在测试中不会产生横向滑动。试件的名义尺寸为110m m ×60mm ×12.6m m ,U 型辅助卡具的深度为10m m ,所以试件有效尺寸为90mm ×60m m ×12.6mm ,满足美国测试与材料协会的ASTM C364-00标准。沿着试件宽度预制的面芯层间贯穿型脱胶缺陷位于试件中心,其长度为30m m 。

为了在测试过程中能够更好的观测蜂窝夹芯板的破坏模式,利用白色乳胶漆对含面芯层间脱胶一侧的面板做喷涂处理。测试在Instron 5569万能力学实验机上完成,采用位移加载方式,加载速率为0.5m m /min 。利用Olym pus SZX12电子显微镜对测试过程进行实时记录,加载结束时,为了记录试件卸载之前的最终破坏形貌,利用数码照相机对试件典型破坏模式进行了整体和局部拍照。

5　结果与分析

本文中,试件芯子为铝合金蜂窝芯子,其有关参数可见表2。面板为炭纤维环氧树脂层合板,其铺设方案为[45/03/-45/03/-45/03/45],铺层材

124·复合材料学报

料参数见表3。

表2　蜂窝芯子的等效材料参数

Table2　The material properties of honeycom b core

Elastic m odulus/M Pa

E1E2E3G12G13G23Pois son ratio

ν12

0.60.63160.15189900.99

表3　炭/环氧复合材料面板铺层的材料参数Table3　The material properties of carbon fiber/epo xy ply

Elas tic m odu lus/GPa

E1E2E3G12G13G23Pois son ratio

ν12

3005.75.73.83.82.20.3

5.1　局部屈曲失稳载荷的理论分析结果

在压缩过程中,由于面芯层间脱胶损伤的存在,从而可能导致面板的局部屈曲失稳,其临界载荷可以根据式(1)求得。考虑到其约束条件的复杂性,k值难以确定,因此仅能求得面板局部屈曲临界载荷为20760k N。考虑到蜂窝芯子在脱胶区域的力学性能很弱,可以近似地认为此时蜂窝夹芯板的载荷值为面板局部屈曲失稳临界载荷的2倍,所以蜂窝夹芯板的载荷值应为41520k N。

5.2　数值模拟结果分析

在模拟过程中发现,随着压缩位移的增加,首先是位于面芯层间脱胶区域的面板发生了局部屈曲,此时面内压缩载荷为34390N。随着位移的增加,邻近面芯脱胶前缘处的面板在45°/0°层间开始出现分层现象(如图3(a)),随后45°铺层开始断裂(如图3(b)),此时面内压缩载荷为41120N。伴随着45°铺层断裂的完成,45°/0°层间分层开始扩展,随着扩展的发展,上下面板也呈现出对称屈曲失稳的趋势(如图3(c))。

有限元模拟所得到的压缩载荷-面内压缩位移的关系曲线可见图4。从图中可以看出,当面内压缩位移较小时,面内压缩载荷与面内压缩位移基本上呈线性关系,此时蜂窝夹芯板处于线弹性变形阶段,说明此时蜂窝夹芯板的等效弹性模量是稳定的。随着面内压缩位移的持续增加,位于面芯层间脱胶区域的面板发生局部失稳后,面内压缩载荷的增加幅度开始显著降低,表明面板层间分层的出现已经开始对蜂窝夹芯板的等效弹性模量产生影响;

伴随着45°铺层的断裂,面内压缩载荷在瞬间产生

图3　数值模拟预报的典型破坏模式

Fig.3　T ypical failure m odes in the simu lation

图4　蜂窝夹芯板侧向载荷作用下的载荷-位移曲线Fig.4　C om pres sive load-in-plane compressive dis placement curves for honeycom b san dwich under end compressive loading

了一个明显的剧降;45°铺层断裂后,面板层间分层开始在45°/0°层间扩展,面内压缩载荷也随着面内压缩位移的增加而降低。

125

泮世东,等:含面芯界面缺陷的蜂窝夹芯板侧向压缩破坏模式

从上面对有限元模拟的结果可以看出,含面芯层间脱胶损伤的蜂窝夹芯板在侧向压缩载荷作用下的破坏演化过程可以归结为4个阶段:面芯层间脱胶区域面板的局部屈曲失稳阶段;脱胶前缘附近面板内部45°/0°层间分层阶段;45°铺层沿着脱胶前缘断裂阶段和面板内部分层在45°/0°层间扩展演化阶段。

5.3　试验结果分析

图5(a )为测试中蜂窝夹芯板的最终破坏形貌图。可以发现,上下面板的变形呈现出对称分布的态势,根据破坏形式的不同,可以分成3种典型的破坏模式:面芯层间分层破坏(如图中A 所标示);面板内部层间分层破坏(如图中B 所标示)和45°铺层断裂破坏(如图中C 所标示)。相比较而言,面芯层间分层破坏是局部行为,并不明显;而45°铺层的断裂破坏则是沿着整个试件的宽度发生的;面板层间分层破坏不仅出现在含面芯层间脱胶缺陷的上面板内,而且也出现在不含面芯层间脱胶缺陷的下面板内。图5(b )为图5(a )下端的局部放大,从图中可以观察到更加清晰的破坏模式,包括面板内部的分层破坏、45°铺层的断裂破坏以及蜂窝芯子的断裂破坏。由此可见,尽管含面芯层间脱胶缺陷的蜂窝夹芯板在侧向压缩载荷作用下的破坏形式相当复杂多样,包括面板的局部屈曲失稳、面板分层破坏、45°铺层断裂破坏、蜂窝芯子断裂破坏和面芯层间分层破坏等,但最主要的破坏模式仍然为有限元数值模拟中所出现的诸如局部屈曲失稳、45°铺层断裂破坏和面板分层破坏等破坏模式。

测试所得到的压缩载荷-面内压缩位移曲线可见图4,与有限元模拟曲线对比可以发现:在起始阶段,试验曲线中的面内压缩载荷上升较慢,这是由于试验中辅助卡具间存在间隙的原因;在面板发生局部屈曲失稳之前,两条曲线差别不大,面板局部屈曲载荷的测试值比较接近模拟值;而当面板局部屈曲失稳之后,在试验曲线中,压缩载荷也出现模拟曲线中先上升后下降的现象,但测试中的上升阶段并不如模拟中的上升阶段显著,且测试载荷比模拟载荷低得多。45°铺层断裂载荷的测试值远低于模拟值,这是由于在试验中所出现的破坏模式比模拟预报中的破坏模式要复杂得多。在模拟预报中,仅仅考虑到了面板局部屈曲失稳、面板内部层间分层破坏和45°铺层断裂破坏等3种破坏模式;

而在实验测试中,出现了诸如面板局部屈曲失稳、

图5　侧向压缩试验中蜂窝夹芯板的破坏模式

Fig .5　Failu re modes for end compressive test of honeycom b sandw ich (a )Glob al deformation and (b )Local defo rm ation

芯子破坏、面芯层间分层破坏、面板内部层间分层破坏和45°铺层断裂破坏等5种破坏模式,并且芯

子破坏、面芯层间分层破坏、面板内部层间分层破坏和45°铺层断裂破坏等4种破坏模式几乎在同一时间发生。

将面板局部屈曲失稳载荷的理论分析值、有限元模拟值以及试验测试值进行对比,可以发现:有限元模拟结果与试验测试结果比较接近,试验值约为模拟值的95%;至于理论分析结果,由于约束条件比较复杂,k 取值范围为1～4,所以仅仅能确定其上下限,其下限比较接近试验结果。将45°铺层断裂载荷的有限元模拟值和试验测试值进行对比,可以发现有限元模拟结果远低于试验测试结果,试验测试值约为模拟值的81.5%。

6　结　论

对含面芯界面脱胶损伤的蜂窝夹芯板在侧向压缩载荷作用下的破坏模式进行了数值模拟预报和试验测试研究,发现了与以往夹芯板侧向压缩载荷作用下不同的破坏演化模式。在以往的研究中发现的破坏模式大体可以归结为2类:(1)首先是脱胶区域面板的局部屈曲失稳,随后脱胶(裂纹)在面芯层

126·复合材料学报

间开始扩展,伴随着裂纹的扩展,局部屈曲失稳发展成整体屈曲失稳;(2)首先也是脱胶区域面板的局部屈曲失稳,随后脱胶(裂纹)在面芯层间开始扩展,伴随着裂纹的扩展,裂纹偏向芯子在芯子内部发展。而在本文中的数值模拟和试验测试中所发现的破坏演化模式却不同于以上2类:首先是脱胶区域面板的局部屈曲,随后面板内部45°/0°层间出现分层现象,几乎同时45°铺层开始沿着预制脱胶的前缘开始断裂,伴随着45°铺层断裂的完成,面板内部45°/0°层间分层开始快速扩展,随着分层的扩展,面板发展成对称性整体屈曲。试验测试结果验证数值预报结果,表明所建立的计算模型是有效的。

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