纤维增强复合材料的力学性能具有可设计性,并且与金属材料相比具有比强度高和比刚度高的优点,目前已广泛应用于各种航空航天结构上。对复合材料结构的损伤及其损伤规律进行研究,具有重要的工程实际应用意义。本论文以含分层损伤的复合材料层合板试件和含分层损伤的真实的航空发动机复合材料机匣结构件为研究对象,研究其损伤规律及剩余强度。通过本论文的研究可以为复合材料结构设计提供一定的理论依据,为复合材料在航空领域的应用提供重要的技术支持。本论文首先简要介绍了复合材料层合板损伤模式与破坏强度预测研究现状;综述了一些研究者针对含分层损伤复合材料层合板的损伤模式与剩余强度所开展的试验研究与理论研究;重点介绍了国内外针对复合材料层合板分层损伤扩展所采用的模拟方法及取得的成果。并且以ANSYS软件为有限元计算平台开展了以下几方面的研究:(1)针对含分层损伤复合材料层合结构,发展了三维有限元逐渐累积损伤模型与分析方法。应力分析采用了非线性有限元技术,考虑了子板屈曲以及子板之间的接触对层合结构的损伤规律和最终破坏载荷的影响。本文的模型和方法能够模拟含分层损伤层合结构损伤起始、扩展直至最终破坏的整个过程,并且能够准确的模拟层合结构的破坏模式和预测层合结构的破坏强度。采用本文的模型和方法对有关文献中所提供的5种含圆形分层损伤的层合板进行了三维逐渐损伤分析及剩余强度预测,计算结果与文献实验结果吻合良好。(2)研究了位于初始分层边缘处的分层扩展趋势,同时研究了含不同分层损伤层合板分层扩展的主要因素,并提出了分层损伤因子的概念。(3)研究分层的大小以及分层在层合板中的位置对层合板的屈曲载荷和剩余强度的影响。并同时研究各种不同形式的分层损伤对层合板的破坏模式及损伤扩展规律的影响(包括初始分层随载荷的扩展规律)。(4)对含分层损伤的某复合材料机匣构件进行逐渐累积损伤分析。考虑了初始分层损伤处于四种不同位置时对某复合材料机匣的损伤扩展规律、损伤模式以及最终破坏载荷的影响。通过逐渐累积损伤分析表明含初始分层直径小于10mm的某复合材料机匣结构件是安全的。当初始分层损伤位于距离机匣外表面四分之一厚度处时,分层最容易发生扩展。