430LV复合材料拉-拉疲劳强度材料许用值试验研究.pdf

２０１５年第９期玻璃钢／复合材料ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉－拉疲劳强度材料许用值试验研究陈国涛，梅志远，李华东（海军工程大学舰船工程系，武汉４３００３３）摘要：拉伸强度材料许用值是开展舰用复合材料结构设计所需的重要指标参量。ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料是目前较为常用的舰用复合材料体系之一。首先依据规范ＧＢ／Ｔ１４４７．２００５开展０。／９０。铺层试件拉伸强度试验研究，并根据Ｂ基准值要求，得出拉伸强度基准值。在此基础上，分别针对不同折减系数条件下的载荷值，开展拉一拉疲劳特性、疲劳承载后剩余强度／刚度试验研究，并同时探讨了载荷特征、应力比、加载频率、疲劳周期等对ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料疲劳特性的影响规律。研究结果表明，当计及结构疲劳承载时，ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉伸强度材料许用值可取为０．４５Ｘ。关键词：拉伸强度材料许用值；ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料；拉一拉疲劳；折减系数；剩余刚度中图分类号：ＴＢ３３２文献标识码：Ａ———文章编号：１００３０９９９（２０１５）０９００１１０６迄今，纤维增强树脂基材料（以下简称复合材料）已与合金钢、铝合金一起成为主要的舰船结构工程材料¨Ｊ。舰船复合材料结构设计技术的发展对于舰船总体技术及其隐身化、智能化发展具有重要意义，目前已得到越来越多的关注和应用。然而，由于海洋工程结构物在工作环境下受到结构交变载荷与环境因素的长期联合作用，从而易导致结构出现疲劳损伤乃至破坏Ｊ。由于大量不确定因素的存在，目前针对疲劳问题进行复合材料结构设计或对结构的疲劳寿命进行预测还是非常困难且复杂的，这就导致舰船复合材料结构使用的安全性和设计可靠性等问题长期困扰舰船设计者们。一般而言，舰船复合材料结构的安全可靠性主’’要取决于两方面载荷因素，一是环境载荷，如７且／湿／盐雾等的侵蚀，二是结构疲劳承载引。拉伸强度材料许用值的确定是开展复合材料结构设计的重要参量和依据，它应考虑对以上两方面的承载要求。同时，也应认识到材料许用值的确定不仅针对材料体系，也与结构的承载特性直接相关。目前，对于结构材料许用值的确定，主要存在以下两种途径：一是在已知结构承载要求的条件下，通过结构耐久性试验来考核与评价材料许用值选取的合理性和冗余特性。二是在获取材料极限强度（如Ｂ基准值）的基础上，根据工程疲劳承载或环境周期的要求，通过疲劳或环境试验，确定材料体系的强度特性，并以折减收稿日期：基金项目：作者简介：通讯作者：系数（其倒数称为安全系数，取值小于１）来描述材料许用值。本文主要遵循途径二，开展舰用ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉伸强度材料许用值的分析。ＳＷ２２０／４３０ＬＶ是目前较为常用的一种舰用复合材料体系之一，是由增强材料ＳＷ２２０玻纤正交织物和基体材料４３０ＬＶ乙烯基树脂组成的，其拉伸强度是衡量强度特性的重要指标之一。本文首先根据—规范ＧＢ／Ｔ１４４７２００５《纤维增强塑料拉伸试验方法》，针对ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料０￣／９０。铺层试件的拉伸强度特性进行试验测试，计算得到Ｂ基准值。在此基础上，分别以不同折减系数下的承载状态开展给定周期的疲劳试验，并通过对疲劳后剩余强度与刚度特性进行分析，探讨了ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉．拉疲劳特性及其强度材料许用值的确定方法及相关影响规律。１ＳＷ２２０／４３０ＬＶ拉伸强度特征１．１试件设计与测试结果—本文根据规范ＧＢ／Ｔ１４４７２００５《纤维增强塑料拉伸试验方法》，开展０￣／９０。铺层ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉伸强度的试验工作。基于加工工艺条件的限制和试验经验的总结，本文对试样尺寸，主要是加载端部圆弧过渡曲率参数进行了调整，具体试样尺寸及形状如图１所示。本次试验采用室温静载试验方案，试验仪器为西安ＬｅｔｒｙｌＯＴ疲劳试验机，拉２０１５．．０３．．１９国家自然科学基金面上项目资助（５１４７９２０５）陈国涛（１９９０一），男，硕士，主要从事船舶材料与应用工程。—梅志远（１９７３－），男，博士，硕士生导师，研究方向为舰船复合材料结构应用工程，ｚｈｉｙｕａｎｍｅｉ＠１６３．ｔｏｍ。ＦＲＰ／ＣＭ－２０ｌ５．Ｎｏ，９１２ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉一拉疲劳强度材料许用值试验研究２０１５年９月仲速率为５ｍｍ／ｍｉｎ，试件玻纤为０￣／９０。铺层，含胶量约为３２％，试验室温约为２０￣Ｃ，有效试件数量为１２个。加持图１试样的型式和尺寸Ｆｉｇ．１Ｔｈｅｓｈａｐｅａｎｄｓｉｚｅｏｆｔｅｎｓｉｌｅｓｐｅｃｉｍｅｎａｆｔｅｒａｄｊｕｓｔｍｅｎｔ拉伸强度试验结果显示，试件发生断裂部位均位于中部直线段处，满足试验有效性要求，本文对试件型式的调整合理可行。对拉伸强度试验产生的数据进行处理时，为消除试件截面尺寸影响，将载荷／位移曲线换算为拉应力／位移曲线，纵坐标为拉应力。选取其中５个完整试件拉伸强度特性试验结果进行分析，如图２所示。由图可知：５个试件的拉应力／位移曲线具有基本相似的形态分布特征，整个加载曲线基本呈线弹性分布，且初始阶段具有良好的吻合度，而极限强度值呈现出一定的离散性。蔓。Ｒ氆捌图２拉应力／位移曲线Ｆｉｇ．２Ｔｈｅｃｕｒｅｓｏｆｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｓｓ／ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔ１－２拉伸强度基准值和初始刚度值Ｋ的确定对此，本文针对以上拉伸强度测试结果（测试结果均服从正态分布，且在同一环境下进行试验），基于力学性能数据测试方法ｊ，计算得出Ｂ基准值为３９２ＭＰａ，计算公式见式（１）。根据上文阐述，本文基于结构疲劳承载要求的拉伸强度材料许用值应处于点处，对应的拉伸强度材料许用值为３９２ＭＰａ。Ｆ】Ｐ／ＣＭ２０１５Ｎｏ，９）＋霜ｂ２ｃ日６口（：１．１３７２一０．４９１６２１＋ｏ．１８６１２１３—ｂＢ（：０．３６９６１＋０．００４０３４２一．７１７５０＋．１９６９３Ｆ￣－００１ｊ内≥Ｑ－－ｆ－２．３２＋１．１３８＋０．６０５７￣－一ｏ．３２８７（ｆ３）Ｊ，＝一（Ｂ），（１）式中，为用于表明具体环境条件的容限系数；ｚ为标准的正态随机变量，在计算中ｚ取１．２８１１５；为变异自由度，（－厂＝Ｎ一２）。本次试验，所有试件均Ⅳ在一个试验环境下进行，因此，取ｎ＝＝１２。根据上文阐述，通过对１２个完整试件拉伸强度试验数据进行处理，计算得到Ｂ基准值，并取初始阶—段（取位移在０．５１．５ｍｍ范围内，该范围内直线性最好）拉应力／位移曲线斜率作为初始刚度，试验结果如表１所示。表１ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料初始拉伸强度值及初始刚度值ＫＴａｂｌｅ１ＴｈｅｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈｖａｌｕｅｓａｎｄｓｔｉｆｆｎｅｓｓｖａｌｕｅｓＫ．ｏｆＳＷ２２０／４３０ＬＶｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌ试件．．．，应力标准离散１＃３＃４＃５＃６栉编号均值差率／％２拉－拉疲劳性能试验研究２．１试验方案拉．拉疲劳试验参照规范ＧＢ／Ｔ１６７７９－２００８《纤—维增强塑料层合板拉．拉疲劳性能试验方法》，在ＬｅｔｒｙｌＯＴ疲劳试验机上完成。加载波形为正弦波，频率为５Ｈｚ，考核疲劳测试周期１５ｋ周，室温约２０％。试验方案、载荷参数及所有试件测试结果如表２所示一～２０１５年第９期玻璃钢／复合材料１３表２各试件疲劳试验工况Ｔａｂｌｅ２Ｔｅｓｔｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｏｆｆａｔｉｇｕｅｓｐｅｃｉｍｅｎ编号载值载值７加率疲期２．２试验结果分析试验结果表明，在拉一拉疲劳试验条件下，当折减系数取为０．６５时，试件均在３ｋ周附近发生断裂；当折减系数取为０．５５时，试件均在６ｋ周附近发生断裂；当折减系数取为０．５时，试件均在１０ｋ周附近发生断裂。上述试验过程，每个工况至少三个试件参与试验，并且在风冷作用下，试件表面温度均控制在２５￣Ｃ以内。因此，认为试件断裂排除了温度的影响，是由受载过大引起的。对此，继续降低折减系数的取值，ｙ分别等于０．４５、０．４、０．３５，加载频率均为５Ｈｚ时，疲劳周数均超过１５ｋ周，并且没有断℃裂。而且，在风冷作用下，试件表面温度均在２Ｏ以下¨。认为在小应力幅值下，可以进行较长周期（至少为１５ｋ周）的疲劳试验。此外，经过疲劳试验后的有效试件在拉伸强度作用下，破坏模式发生改变，沿横截面发生断裂。认为试件在疲劳过程中，材料体系内部结构已经产生损伤，对疲劳后试件再进行拉伸强度试验时，裂纹深度进一步增加，裂纹扩展的方向将会发生变化，即由４５。方向向着最大拉伸应力方向发生转变Ｊ。３剩余强度及刚度特性试验研究３．１剩余强度特性分析针对疲劳后试件进行拉伸强度试验，得到试件疲劳后剩余强度特征曲线，如图３所示。不同折减系数下试件剩余强度均值汇总如表３所示，测试结果表明，不同折减系数下，疲劳后试件剩余强度值均发生较大幅度下降（退化率约为２５％～４５％）。本文认为剩余强度的退化是疲劳损伤的结果，是树脂、纤维及其界面微裂纹一小裂纹一裂纹的演变过程。裂纹的扩展速率主要依赖于裂纹尖端的应力集中水平，而应力集中水平正比于载荷大小，因此，随着载荷应力均值的增加，试件剩余疲劳强度的退化率上升，剩余拉伸强度大幅度降低¨Ｊ。室稿一Ｌｌ７０４——＋Ｌ１５０４—一Ｌ１６０．４’Ｌｌ８０４一一Ｌｌｌ０４５一Ｌ１２０４５一一一．ＬＩ３０４５－ＬＩ４０４５一Ｌ１５０４５——÷Ｌ２００．３５—Ｌ２１０３５——Ｌ２２ｏ３５——＇Ｌ２５３５一一一Ｌ２４０３５２．５Ｏ３．ｏｏ图３疲劳后剩余拉一拉强度特征试验曲线Ｆｉｇ．３Ｃｕｒｅｓｏｆｌｅｆ—ｔｔｅｎｓｉｏｎｔｅｎｓｉｏｎｓｔｒｅｎｇｔｈＳｆｅａｔｕｒｅｓａｆｔｅｒｆａｔｉｇｕｅ表３疲劳后试件强度基准值均值、离散系数及退化率Ｔａｂｌｅ３Ｔｈｅｍｅａｎｉｎｔｅｎｓｉｔｙｏｆｔｈｅｒｅｆｅｒｅｎｃｅｖａｌｕｅ，ｄｉｓｃｒｅｔｅｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔａｎｄｄｅｇｒａｄａｔｉｏｎｒａｔｅａｆｔｅｒｆａｔｉｇｕｅｔｅｓｔ霉载／ｋ荷Ｎ／ＭＰａ／笔ＭＰａ……饕／ＭＰａ￣（’，％，％３１２．７０２９０．９７３０６．５９２６９．７３２９４．１８２６４．６Ｏ２４７．５８２６９．１６２５９．７５２６０．１１２１０．３７２４０．６３２３１．７１２２２．１６２４９．１３２９４－８３５．６Ｏ２５３９２．０００．３５２６０．２４３．０９３４３９２．ＯＯ０．４０２３０．８０６．６０４１３９２．０００．４５３．２疲劳后试件剩余刚度特性及材料许用值分析对于大多数包括复合材料在内的结构构件，刚度的下降可以作为可接受的失效标准。而且试验过’程中网０度的测量具有精确、易测的特点，并易于对磐，ｃ＇ｏ．９咖咖咖咖咖咖咖咖咖咖＂加加勰如如舳３３３３３４４４４４４４４４４叭叭∞∞∞醯卯∞５５４５５５５５５５６６６６６１２３４５６７８９０１２３４５ｍｍ∞ｍｕｕｕｕｕｕ０１８１５ｌ８７１４０６４３７６７０６６Ｏ８９７８６５７６６１２３４５６７８９Ｏ１２３４５ｍｍｕｕｕｕｕｕｌ４ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉一拉疲劳强度材料许用值试验研究损伤程度进行直接的量化评估ｊ。因此，以剩余刚度为参量，确定折减系数的取值是合理可行的。由图２可知，与完整试件一样，疲劳后试件初始阶段也具有良好的线性度，同样在位移为０．５～１．５ｍｍ阶段获取不同折减系数下的剩余刚度。表４给出了不同折减系数下疲劳后试件的剩余刚度值及其退化率。表４不同折减系数下疲劳后剩余刚度均值及退化率Ｆａｂｌｅ４Ｔｈｅｒｅｓｉｄｕａｌｓｔｉｆｆｎｅｓｓａｖｅｒａｇｅａｎｄｄｅｇｒａｄａｔｉｏｎｒａｔｅａｆｔｅｒｆａｔｉｇｕｅｕｎｄｅｒｄｉｆｔ￣ｒｅｎｔｒｅｄｕｃｔｉｏｎｆａｃｔｏｒｓ．．剩余刚度平均值离散系数退化率珈丁／ＭＰａ．ｎ】ｍ。／Ｍｍｍ一１／％／％ｌ３６．Ｏｌｌ３６．６ｌ１３３．９８１３６．５ｌ１３６培６１３２馏３１２８．６３１３５．６２１３５．４２ｌ３Ｏ４５ｌ２４．６４ｌ３０．５５ｌ２８．３５ｌ２６．４３ｌ３４．０８从表４中可得不同折减系数下疲劳后试件的剩—余刚度值，即各试件拉应力／位移曲线在０．５１．５ｍｍ范围内斜率的平均值。根据表４，当＝０．４５时，拉应力／位移斜率平均值的变化率为６．０％＜１０％。因此，取ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉伸强度材料许用值的折减系数为０．４５。３．３疲劳强度特性影响因素分析疲劳剩余特性试验影响因素较多，主要包括环境温度和疲劳载荷特征，而疲劳载荷特征又主要与载荷波形、均值、峰值、应力比和加载频率等相关¨Ｊ。结合本文试验研究，初步探讨载荷特征对ＳＷ２２０／４３０ＬＶ疲劳剩余特性的影响规律如下：（１）疲劳周期对剩余特性的影响本次试验研究结果表明，在相同试验条件下，当疲劳周次达到一定数值时（本次试验为１５ｋ），小范围内的疲劳周数的波动对试件剩余特性影响不大。如当折减系数＝０．４５、加载频率为５Ｈｚ，试件疲劳ＦＲＰ／ＣＭ２０１５．Ｎｏ．９周次分别为１５ｋ和２０ｋ时，拉应力／位移关系曲线基本吻合；同样，折减系数＝０．３５、加载频率为５Ｈｚ，试件疲劳周次为１５ｋ、１６ｋ及１７ｋ时，拉应力／位移关系曲线也基本吻合，如图４所示。位移／ｍｍ图４Ｌ３、ｌ４、Ｌ５疲劳周数分别为１５ｋ、１６ｋ及１７ｋＦｉｇ．４ＴｈｅｃｕｒｅｓｏｆＬ３，ＩＡ，Ｌ５ｗｉｔｈｔｈｅｉｒｆａｔｉｇｕｅｃｙｃｌｅｗａｓ１５ｋ，１６ｋａｎｄ１７ｋ（２）应力比对剩余特性的影响上述疲劳试验均是在应力比６取为０．１４（国标规定拉一拉疲劳试验中应力比不宜小于０．１）下完成的。为了探讨应力比６对试件疲劳后拉伸强度和剩余刚度的影响，在折减系数＝０．４５，应力比６等于０．２２、０．５、０．９１三种情况下，分别进行了疲劳以及拉伸强度试验。试验结果显示，当应力比６分别等于０．１４、０．２２、０．５时，有效试件的拉应力／位移曲线具有良好的吻合度，而＝０．９１时，由于此时疲劳载荷幅值很小，疲劳后试件的拉伸强度和剩余刚度几乎没有变化，如图５所示。因此，本文认为折减系数一≤≤定的情况下，０．１６０．５时，应力比对试件的疲劳特性影响很小，可以忽略不计。这也同时表明，在疲劳试验中，取应力比６＝０．１４是合理可行的。（ａ）应力比为０．５与０．２２时，拉应力／位移曲线（ａ）Ｔｈｅｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｓｓ／ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｅｕｒｅｓ，ｗｈｅｎｔｈｅｓｔｒｅｓｓｒａｔｉｏｉｓ０．５ａｎｄ０．２２叭∞∞∞ｍ¨他２０１５年第９期玻璃钢／复合材料翻７ｏ０．０ｏ６．ｏｏ（ｂ）应力比为０．９１与试件Ｌ１的拉应力／位移曲线（ｂ）Ｔｈｅｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｓｓ／ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆｓｔｒｅｓｓｒａｔｉｏｉｓ０．９１ａｎｄＬ１ｓｐｅｃｉｍｅｎｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｓｓ图５＝０．４５，６＝０．５与０．２２、０．９１时，拉应力／位移分布特征图Ｆｉｇ．５Ｃｕｒｅｓｏｆｔｅｎｓｉｌｅ／ｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔ，ｗｈｅｎ＝０．４５，６＝０．５，０．２２ａｎｄ０．９１４结论（１）ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料的拉伸强度值及初始刚度值分别约为５５３．７７ＭＰａ和１３７．０１ＭＰａ／ｍｍ。根据拉应力／位移曲线，得出ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉伸强度与刚度随位移的变化具有如下规律：拉应力随位移呈现良好的线弹性变化，而刚度几乎不发生变化。ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料在不同折减系数下疲劳后拉伸强度与剩余刚度的变化规律：在不同折减系数下，ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料疲劳后拉伸强度均有较大程度下降，退化率约为２５％～４５％，剩余刚度也有较大变化。根据ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料在不同折减系数下剩余刚度的退化率，确定折减系数取值为０．４５，从而得出ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉伸强度许用应力取值为１７６．４ＭＰａ；（２）考核并通过了确定拉伸强度材料许用值试验方案二，即在获取材料极限强度的基础上，根据工程疲劳承载或环境周期的要求，通过疲劳或环境试验，确定材料体系的强度特性，并以折减系数来描述材料许用值。根据该方案展开试验，得到了相应的试验结果，确定了拉伸强材料许用值；（３）应力比对ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料剩余强≤≤度及刚度的影响规律：当折减系数一定，０．１６０．５时，应力比对ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料的疲劳强度影响不大，即疲劳后拉伸强度值与剩余刚度值变≥化不大；当６０．９时，由于幅值很小，导致疲劳幅值很低，材料疲劳后拉伸强度、剩余刚度与疲劳前相比均变化很小，这种变化可以忽略不计。参考文献［１］沈真，张晓晶．复合材料飞机结构强度设计与验证概论［Ｍ］．上海：上海交通大学出版社，２０１１．１－ｌ１．［２］Ｒ．Ａ．ＳＨＥＮＩＯ，Ｊ．Ｆ．ＷＥＬＬＩＣＯＭＥ．ＣｏｍｐｏｓｉｔｅＭａｔｅｒｉａｌｓｉｎＭａｒｉｔｉｍｅ—Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ［Ｊ］．ＣａｍｂｒｉｄｇｅＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙＰｒｅｓｓ，１９９３，３－４：１７９１９７．［３］ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＤｅｆｅｎｃｅ．ＰｏｌｙｍｅｒＭａｔｒｉｘＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＧｕｉｄｅｌｉｎｅｓｆｏｒＣｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｏｆＳｔｒｕｃｔｕｒａｌＭａｔｅｒｉａｌｓ『Ｍ］．ＵｎｉｔｅｄＳｔａｔｅｓｏｆＡｍｅｒｉｃａ：２００２．［４］欧阳吕伟，吴剑国．基于可靠性的潜艇结构安全系数研究总结报告［Ｒ］．２００５．［５］沈真．复合材料结构设计手册［Ｍ］．北京：航空工业出版社，２００１．［６］刘文埏．结构可靠性设计手册［Ｍ］．北京：国防工业出版社，２００８．１４３．２００．［７］ＡｂｏｕｅｌｈｅｉｇａＭ．ＣｏｍｐｏｎｅｎｔＤｅｓｉｇｎｆｏｒＡｕｔｏｍａｔｅｄＡｉｒｃｒａｆｔＣｏｍｐｏｓｉｔｅＳｔｒｕｃｔｕｒｅＭａｎｕｆａｃｔｕｒｅ［Ｒ］．２０１０．［８］徐孝诚．复合材料结构强度散布特性及可靠性问题的讨论［Ｊ］．—强度与环境，１９９１，２５２９．［９］ＷａｎｇＣＨ，ＭｉｌｌｅｒＫＪ．Ｓｈｏａｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｇｒｏｗｔｈｕｎｄｅｒｍｅａｎｓｔｒｅｓｓ，ｕｎｉａｘｉａｌｌｏａｄｉｎｇ［Ｊ］．ＦａｔｉｇｕｅａｎｄＦｒａｃｔｕｒｅｏｆＭａｔｅｒｉａｌｓａｎｄ—Ｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，１９９３，１６（２）：１８１１９８．［１Ｏ］ＤｕＱｕｅｓｎａｙＤＬ，ＴｏｐｐｅｒＴＨ，ｅｔａ１．Ｔｈｅｅｆｆｅｃｔｏｆｎｏｔｃｈｒａｄｉｕｓｏｎｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｎｏｔｃｈｆａｃｔｏｒａｎｄｔｈｅｐｒｏｐａｇａｔｉｏｎｏｆｓｈｏｒｔｃｒａｃｋｓ［Ｍ］．Ｌｏｎｄｏｎ：Ｍ．Ｅ．Ｐ，１９８６．３２３－３３５．［１１］ＭｉｌｌｅｒＫＪ．ＴｈｅｂｅｈａｖｉｏｒｏｆｓｈｏｒｔｆａｔｉｇｕｅｃｒａｃｋｓａｎｄｔｈｅｉｒｉｎｉｔｉａｔｉｏｎＰａｒｔＩ－Ａｒｅｖｉｅｗｏｆｔｗｏｒｅｃｅｎｔｂｏｏｋｓ［Ｊ］．ＦａｔｉｇｕｅａｎｄＦｒａｃｔｕｒｅｏｆＭａｔｅｒｉａｌｓａｎｄＳｔｒｕｃｔｕｒｅｓ，１９９３，１６（２）：１８１－１９８．——［１２］ＳｅｎｅｖｉｒａｔｎｅＷ．ｆａｔｉｇｕｅＬｉｆｅＤｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎｏｆＤａｍａｇｅ－ＴｏｌｅｒａｎｔＣｏｒｎｐｏｓｉｔｅａｉｒｆｒａｍｅ［Ｒ］．ＷｉｃｈｉｔａＳｔａｔｅＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，２００８．［１３］翟洪军，姚卫星．纤维增强树脂基复合材料的疲劳剩余刚度研—究进展［Ｊ］．力学进展，２００２，３２（１）：６９８０．［１４］刘鸿文．材料力学［Ｍ］．北京：高等教育出版社，２００４．［１５］崔志华．复合材料层压板的疲劳特性［Ｍ］．北京：教育科学出版社，１９９６．［１６］姚卫星．结构疲劳寿命分析［Ｍ］．北京：航空工业出版社，２００３．ＦＲＰ／ＣＭ２０１５￣Ｎｏ，９ＳＷ２２０／４３０ＬＶ复合材料拉一拉疲劳强度材料许用值试验研究２０１５年９月ＴＨＥＥＸＰＥＲＩＭＥＮＴＡＬＲＥＳＥＡＲＣＨＦｏＲＤＥＳＩＧＡＬＬ０ＷＡＢＬＥ０～ＩＥＮＳ１０ＳＴＲＥＮＧＴＨｏＦＳＷ２２０／４３０ＬＶＣＯＭＰｏＳＩＴＥＭＡＴＥＲＩＡＬ——ＣＨＥＮＧｕｏｔａｏ，ＭＥＩＺｈｉ－ｙｕａｎ，ＬＩＨｕａｄｏｎｇ（ＳｈｉｐＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ＮａｖａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｗｕｈａｎ４３００３３，Ｃｈｉｎａ）—Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈｄｅｓｉｇｎｖａｌｕｅｉｓａｎｉｍｐｏｒｔａｎｔｇｕｉｄｅｌｉｎｅｔｏｗｅｉｇｈｔｈｅｉｎｔｅｎｓｉｔｙｏｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｍｉｎａｔｅｓ．ＳＷ２２０／４３０ＬＶｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌｉｓａｋｉｎｄｏｆｔｙｐｉｃａｌｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌｗｉｄｅｌｙｕｓｅｄｉｎｗａｒｓｈｉｐｓ．Ｉｎｏｒｄｅｒｔｏｅｘｐｌｏｒｅｔｈｅｉｎｔｅｎｓｉｔｙ，ｔｈｅｐａｐｅｒｃａｒｒｉｅｄｏｕｔｔｈｅｉｎｖｅｓｔｉｇａｔｉｏｎａｂｏｕｔｔｈｅｔｅｎｓｉｏｎｓｔｒｅｎｇｔｈｏｆｏ／９０。ｗｉｔｈｒｅｆｅｒｒｉｎｇｔｏ—ＧＢ／Ｔ１４４７－２００５，ａｎｄｗｏｒｋｅｄｏｕｔｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈＸｒｂｙＢｂａｓｅｖａｌｕｅ．Ｔｈｅｎ，ｗｅｇｅｔｌｏａｄｓｒｅｓｐｏｎｓｉｂｌｅｔｏｒｅｄｕｃｔｉｏｎ—ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｔｏｍａｋｅｒｅｓｅａｒｃｈａｂｏｕｔｔｅｎｓｉｏｎｓｈｅａｒｆａｔｉｇｕｅａｎｄｔｈｅｌｅｆｔｓｔｉｆｆｎｅｓｓ，ｓｈｅａｒｓｔｒｅｎｇｔｈ，ａｎｄｅｘｐｌｏｒｅｅｆｆｅｃｔｓｏｆｔｈｅｌｏａｄｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓ，ｓｕｃｈａｓｓｔｒｅｓｓｒａｔｉｏ，ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ，ｆａｔｉｇｕｅｃｙｃｌｅｔｏｔｈｅＳＷ２２０／４３０ＬＶｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌａｔｔｈｅｓａｍｅｔｉｍｅ．Ａｃｃｏｒｄｉｎｇｔｏｏｕｒｒｅｓｅａｒｃｈ，ｗｅｔａｋｅ０．４５ＸｒａｓｔｈｅｄｅｓｉｇｎｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈｄｅｓｉｇｎｖａｌｕｅｆｏｒＳＷ２２０／４３０ＬＶｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌ，ｗｈｅｎａｌｌｏｗｉｎｇｆｏｒｍｅｃｈａｎｉｃａｌｆａｔｉｇｕｅ．——Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｔｈｅｔｅｎｓｉｌｅｓｔｒｅｎｇｔｈｄｅｓｉｇｎｖａｌｕｅｓ；ＳＷ２２０／４３０ＬＶｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌ；ｔｅｎｓｉｏｎｔｅｎｓｉｏｎｆａｔｉｇｕｅ；ｒｅｄｕｃｔｉｏｎｃｏｅｍｃｉｅｎｔ：ｌｅｆｔｓｔｉｆｆｎｅｓｓ（上接第８６页）’’’‘—’’’ＩＮＶＥＳＩｌＧＡＩ１００ＮＷＥＡＲＰＲ０ＰＥＲＴＹＵ量ＩＡＢＲＡＳｌ＿，ＲＥＳＩＳｌｌＡ１ＣＵＭＰＵＳｌＩＥＳＭＡＮＵＦＡＣＴＵＲＥＤＢＹＩＮＴＥＧＲＡＴＩＶＥＭｏＵＬＤＩＮＧ————ＺＨＡＮＧＬｉａｎｗａｎｇ，ＬＩＢａｏｗｅｉ，ＺＨＯＮＧＸｉａｎｇｙｕ，ＢＡＯＪｉａｎｗｅｎ（ＳｃｉｅｎｃｅａｎｄＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｎＡｄｖａｎｃｅｄＣｏｍｐｏｓｉｔｅｓＬａｂｏｒａｔｏｒｙ，ＡＶＩＣＣｏｍｐｏｓｉｔｅＣｅｎｔｅｒ，ＢｅｉｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＭａｔｅｒｉａｌｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９５，Ｃｈｉｎａ）——Ａｂｓｔｒａｃｔ：ＴｈｉｓａｒｔｉｃｌｅｍａｄｅａｔｒｙｏｎｔｈｅｐｒｅｐｒａｔｉｏｎｏｆａｂｒａｓｉｏｎｒｅｓｉｓｔａｎｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｂｙｉｎｔｅｇｒａｔｉｖｅＲＴＭｍｏｕｌｄｉｎｇ．Ｗｅａｒｔｅｓｔｉｎｇｏｆｓａｉｄｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｗａｓｐｅｒｆｏｒｍｅｄ．Ｓｕｒｆａｃｅｐｒｏｆｉｌｅｓｏｆｓａｍｐｌｅｓａｆｔｅｒｗｅａｒｉｎｇｔｅｓｔｗｅｒｅｄｒａｗｎｂｙ——ＰｈａｓｅＳｈｉｆｔＭｉｃｒｏＸＡＭ一３Ｄ．Ｇｒａｎｕｌａｒｉｔｙａｎｓｙｓｉｓｏｆｈａｒｄｎｅｓｓｐａｒｔｉｃｌｅｗｈｉｃｈｗａｓｔｈｅｍａｉｎｃｏｍｐｏｎｅｎｔｏｆａｂｒａｓｉｏｎｒｅ—ｓｉｓｔａｎｔｃｏａｔｉｎｇｗａｓｃｏｎｄｕｃｔｅｄｂｙｌａｓｅｒｇｒａｎｕｌａｒｉｔｙａｎａｌｙｓｔ．Ｔｈｅｉｎｓｉｄｅｍｉｃｒｏｓｔｒｕｃｔｕｒｅｏｆａｂｒａｓｉｏｎｒｅｓｉｓｔａｎｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｗａｓｏｂｓｅｒｖｅｄｂｙｓｃａｎｎｉｎｇｅｌｅｃｔｒｏｎｍｉｃｒｏｓｃｏｐｅ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｄｅｍｏｎｓｔｒａｔｅｄｔｈａｔｔｈｅｆｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｗａｓｃｏｈｅｒｅｎｔｗｉｔｈｕｌｔｉｍａｔｅｉｎｄｅｎｔｄｅｐｔｈ，ｎａｍｅｌｙ，ｔｈｅｌｅｓｓｔｈｅｆｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔｗａｓ，ｔｈｅｌｅｓｓｉｎｄｅｎｔｄｅｐｔｈｗａｓ．Ｔｈｅｕｓｅｏｆａｂｒａ－ｓｉｏｎ－－ｒｅｓｉｓｔａｎｔｃｏｍｐｏｓｉｔｅｓｉｎｈｉｇｈｓｐｅｅｄｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓｃｏｕｌｄｂｅｌｉｍｉｔｅｄｂｅｃａｕｓｅｒｅｓｉｎｗａｓｔｈｅｍａｔｒｉｘｏｆａｂｒａｓｉｏｎ－－ｒｅｓｉｓｔａｎｔｃｏａｔｉｎｇ．Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ；ｃｏａｔ；ｆｒｉｃｔｉｏｎｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ；ｉｎｄｅｎｔｄｅｐｔｈＣＭ２０１５．Ｎｏ，９