碳纤维复合材料由于具有较高的强度和模量,且相较于铝合金可实现减重20%~30%,在航空领域的应用日益广泛。然而,由于对分层、疲劳、裂纹等损伤十分敏感,性能下降比较明显,这已对复合材料的进一步发展造成了极大的影响。国内外研究人员先后对复合材料的损伤以及修理进行了深入研究,但不同于传统金属材料,复合材料的损伤机理显得更为复杂,修理也绝非易事,需要给出合适的修理容限。目前普遍被认可的方法是通过强度破坏试验,测定损伤结构的剩余强度,与无损状态进行对比,从而给出修理容限。但这种破坏性的评估方法,会造成结构的二次损伤和材料的浪费,在实际生产中只用于随炉试件,不能作为实际构件的验证。本文针对此问题,提出了一种基于设计许用应变值、通过测量应变这一非破坏性的方法来确定复合材料层合板的修理容限,主要内容如下:(1)分析了层合板的应力应变关系,对比了经典层合板理论和Hart-Smith的10%法则,找出了合适的由单向复合材料性能得到层合板性能的方法,为确定设计许用应变值提供了理论依据。分析了当前确定修理容限的方法中所存在的主要问题:(1)飞机上的复合材料结构并非都可以拆卸下来进行破坏性强度试验,这样做会对结构造成二次破坏且浪费资源;(2)层合板的厚度方向,应力分布不规则,同一材料组成的层合板可能由于铺层方向不同导致破坏强度差别很大,以强度为指标确定的修理容限只能局限于特定的铺层;(3)复合材料在疲劳载荷下损伤“裂纹”的扩展规律很难把握,修理人员也很难依靠疲劳性能指标来确定结构要不要进行修理。最后提出了基于设计许用应变确定修理容限的基本方案;(2)以圆孔代替损伤,采用胶结修补的方法,通过悬臂梁弯曲试验,研究了复合材料层合板在不同的损伤程度下,表面应变的分布情况和变化规律。研究发现,在承受0°方向的载荷时,孔边垂直于受载方向的位置应变值变化较明显,0°方向应变值的变化也比45°和90°更加明显,应变会在损伤处产生突变,损伤位置和大小不同,应变的突变程度也会不同。在同样的损伤程度下,双面修补优于单面修补,且大多情况下,补片越大修补性能越好,但大到一定程度后增益不明显,最佳大小在孔径的2~3倍之间;(3)定量分析了层合板结构的设计许用应变值,发现仿真模拟和理论计算得出的结果均低于试验值,而且都在层合板自身完好状态下性能的50%以下,说明复合材料在应用中并不能发挥其全部的性能,提高设计许用值对保护材料资源和节约成本具有重要的意义;(4)通过定载拉伸试验给出了层合板在不同安全裕度下的修理容限,并以波音公司的修理指标为标准进行了验证。结果表明,低安全裕度结构的修理指标较高,修理容限符合波音公司的强度指标。高安全裕度结构的修理指标较低,由于实验室的修补条件不能完全满足工业上的实际要求,导致上限的剩余强度偏冒险,但误差在可接受的范围内。说明本文基于设计许用应变值得出修理容限的方法是基本可行的,得出的修理容限是基本合理的。