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 　 復合材料，是由兩種或兩種以上性質不同的材料組成。主要組分是增強材料和基體材料。復合材料不僅保持了增強材料和基體材料本身的優點，而且通過各相組分性能的互補和關聯，獲得優異的性能。復合材料具有比強度大、比剛度高、抗疲勞性能好、各向異性、以及材料性能可設計的特點，應用于航空領域中，可以獲得顯著的減重效益，并改善結構性能。

　　目前，復合材料技術已成為影響飛機發展的關鍵技術之一，逐漸應用于飛機等結構的主承力構件中，西方先進戰斗機上復合材料使用量已達結構總重量的25%以上。飛機結構中，復合材料最常見的結構形式有板殼、實體、夾層、桿梁等結構。板殼結構如機翼蒙皮，實體結構如結構連接件，夾層結構如某些薄翼型和楔型結構，桿梁結構如梁、肋、壁板。此外，采用纏繞工藝制造的筒身結構也可視為層合結構的一種形式。
　　
　　一.復合材料設計分析與有限元方法

　　復合材料層合結構的設計，就是對鋪層層數、鋪層厚度及鋪層角的設計。

　　采用傳統的等代設計（等剛度、等強度）、準網絡設計等設計方法，復合材料的優異性能難以充分發揮。在復合材料結構分析中，已經廣泛采用有限元數值仿真分析，其基本原理在本質上與各向同性材料相同，只是離散方法和本構矩陣不同。復合材 料有限元法中的離散化是雙重的，包括了對結構的離散和每一鋪層的離散。這樣的離散可以使鋪層的力學性能、鋪層方向、鋪層形式直接體現在剛度矩陣中。有限元分析軟件，均把增強材料和基體復合在一起，討論結構的宏觀力學行為，因此可以忽略復合材料的多相性導致的微觀力學行為，以每一鋪層為分析單元。
　　
　　二.ANSYS復合材料仿真技術及其在航空領域應用

　　復合材料具有各向異性、耦合效應、層間剪切等特殊性質，因此復合材料結構的精確仿真，已成為現代航空結構的迫切需求。

　　許多CAE程序都可以進行復合材料的分析，但是大多程序并沒有提供完備的功能，使復合材料的精確仿真難以完成。如有些程序不提供非線性分析能力，有些不提供層間剪切應力的求解能力，有些不提供考慮材料失效破壞繼續計算能力等等。ANSYS作為一款著名的商業化大型通用有限元軟件，廣泛應用于航空航天領域，為飛機結構中的復合材料層合結構分析提供了完整精確的解決方案。

　　1.復合材料的有限元模型建立針對飛機結構中的復合材料層合板、梁、實體以及加筋板等結構類型，ANSYS提供一種特殊的復合材料單元———層單元，以模擬各種復合材料，鋪層數可達250層以上，并提供一系列技術模擬各種復雜層合結構。復合材料層單元支持非線性、振動特性、熱應力、疲勞斷裂等各種結構和熱的分析功能和算法。

　　2.復合材料的層合結構定義：

　　鋪層結構：ANSYS對于每一鋪層可先定義材料性質、鋪層角、鋪層厚度，然后通過由下到上的順序逐層疊加組合為復合材料層合結構；也可以通過直接輸入材料本構矩陣來定義復合材料性質。

　　板殼和梁單元截面形狀：ANSYS利用截面形狀工具可定義矩形、I型、槽型等各種形式；還可以定義各種函數曲線以模擬變厚度截面。

　　3.特殊層合結構的模擬：

　　變厚度板殼鋪層切斷：將切斷的某鋪層厚度定義為零，即可模擬鋪層切斷前后的板殼實際形狀。

　　不同鋪層板殼的節點協調：ANSYS板殼層單元的節點均可偏置到任意位置，使不同鋪層數板殼的節點在中面或頂面、底面對齊。

  　蜂窩/泡沫夾層結構：ANSYS通過板殼層單元來模擬夾層結構的特性，夾層面板和芯子可以是不同材料。

    板－梁－實體組合結構：ANSYS將實體、板殼與梁等不同類型單元通過MPC技術相聯系，各類單元的節點不需要重合并協調，便于飛機等復雜結構模型的處理。

　　4.復合材料有限元模型的檢查：復合材料結構模型建立后，可以將板殼和梁單元顯示為實際形狀，還可以通過圖形顯示和列表直觀地觀察鋪層厚度、鋪層角度和鋪層組合形式，方便模型的檢查及校對。

　　5.復合材料層合結構分析ANSYS層單元支持各種靜強度剛度、非線性、穩定性、疲勞斷裂和振動特性等結構分析。完成分析后，可以圖形顯示或輸出每個鋪層及層間的應力和應變等結果（雖然一個單元包含許多鋪層），根據這些結果可以判斷結構是否失效破壞和滿足設計要求。

　　6.復合材料失效準則ANSYS已經預定義了三種復合材料破壞準則來評價復合材料結構安全性，包括最大應變/應力失效準則，蔡－吳（Tsai-Wu）準則。每種強度準則均可定義與溫度相關，考慮不同溫度下的材料性能。另外，用戶也可自定義最多達六種的失效準則，對特殊復合材料進行失效判斷。

　　7.復合材料結構層間剪切應力：復合材料層合結構的層間剪切應力，幾乎完全依靠層間界面的樹脂基體承載，很容易導致層合結構的分層破壞，是整個結構的薄弱環節。通常的有限元分析依據經典的層合板理論，各鋪層按平面應力狀態計算，不考慮層間應力，不夠精確。ANSYS可以利用各鋪層單元在厚度方向上的疊加來模擬層合結構，彌補了經典理論的不足，可以精確地求解層間應力。

　　8.復合材料結構熱應力分析：復合材料熱膨脹系數的各向異性和鋪層方向的不對稱造成的耦合效應，使復合材料結構即使均勻升溫也會在結構內部產生熱應力。復合材料這一特性與普通均勻材料大為不同，因此復合材料結構的熱應力分析必須引起重視。

　　ANSYS的結構－熱耦合分析，可以對復合材料在熱環境下的熱膨脹應力、結構固化成形過程中100℃～200℃的溫差而引起的結構固化變形和殘余應力進行分析。

　　ANSYS程序中的材料性質、強度準則均可以定義為隨溫度變化，以此來引入溫度變化對結構物理性能的影響。
　　 
　　三.復合材料結構屈曲失穩實例

　　1.工程背景：飛機的復合材料結構中，板加筋結構形式最為常見，如壁板、隔框、翼盒等。通常，飛機的復合材料加筋板的厚度較薄，因此結構分析不僅僅是判斷材料的失效破壞和層間剪切破壞，還應該關注結構是否屈曲失穩而破壞。利用ANSYS對某復合材料加筋板的屈曲特性進行分析，并確定結構的極限承載能力。結構壁板和筋條的厚度很小，為典型的板－梁結構，選用ANSYS復合材料板殼單元，同時將單元節點偏置以協調鋪層數的變化導致的板結構錯層。

　　2.復合材料結構屈曲失穩理論

　　復合材料結構的屈曲分析可分為特征值屈曲和非線性屈曲。通常特征值屈曲所得出的結果偏大，不夠安全，實際工程中應用較少。非線性屈曲分析可以考慮結構大變形、結構初始缺陷、復合材料失效等實際工況，從而獲得更為精確的屈曲臨界載荷。特別是結構屈曲失穩之前，部分復合材料有可能已經失效破壞，結構的應力將重新分布并且剛度有所減弱。因此考慮復合材料失效后，結構屈曲荷載將有所降低并接近實際。

　　3.屈曲分析結果

　　首先進行特征值屈曲分析，屈曲臨界荷載為808.0KN。但是，在考慮結構幾何大變形、應力剛化等實際情況后，非線性屈曲的臨界荷載降低為770.1KN。再引入復合材料結構失效對非線性屈曲的影響，因為結構部分失效導致應力重分布和剛度減弱，屈曲臨界載荷更降低為656.2KN。計算結果與實驗結果只相差5%。

　　4.應用小結

　　計算過程考慮了結構非線性及材料失效對屈曲臨界荷載的影響，實際結果為656.2KN，與試驗結果相差僅5%，結果比較精確。而特征值屈曲分析和不考慮材料失效影響的非線性屈曲臨界載荷的計算，被證明是不夠保守的，難以為復合材料結構屈曲的設計提供準確依據。
　　
　　四.結論

　　飛機等航空結構中的復合材料結構仿真分析，越來越強調分析精度和貼近工程實際，如要求計算復合材料層間剪切效應、固化成形后的殘余熱應力、材料部分失效后的結構屈曲失穩等。ANSYS通過對復合材料的鋪層定義材料、鋪層角以及鋪層厚度，來組成“層單元”，以模擬各類航空復合材料層合結構，可以精確地分析材料的失效破壞、層間剪切效應。另外還可以滿足飛機結構中復合材料的非線性屈曲失穩、振動特性分析、以及結構的熱效應分析等更多仿真需求。