復(fù)合材料在國外軍用機(jī)、民用機(jī)上都有廣泛的應(yīng)用，例如EF2000中復(fù)合材料占40%，B787應(yīng)用的復(fù)合材料甚至占到50%。可以說，復(fù)合材料是航空航天結(jié)構(gòu)的未來，也是未來航空航天動力系統(tǒng)的關(guān)鍵材料，是航空航天武器裝備先進(jìn)性的標(biāo)志之一。芳綸纖維作為先進(jìn)的復(fù)合材料具有比玻璃纖維復(fù)合材料更好的性能，是用于飛機(jī)、火箭、衛(wèi)星、飛船等航空航天飛行器的理想材料。

      然而目前，芳綸復(fù)合纖維的研究還存在一些不足，如缺乏纖維/基體界面相的設(shè)計、缺乏有效的實驗表征方法監(jiān)測固化應(yīng)力、缺少纖維束對基體裂紋的阻裂機(jī)理研究、缺少有效的實驗表征、對三維編織復(fù)合材料疲勞性能的分析較少。

      基于此，我們主要進(jìn)行三方面的研究實驗：
      1.纖維-基體梯度界面設(shè)計，纖維復(fù)合材料中，纖維與基體之間存在一個過渡區(qū)域，通常稱為界面相，界面相可以設(shè)計成梯度分布來解決由于兩種材料彈性常數(shù)、熱力學(xué)常數(shù)失配引起的界面應(yīng)力。提出一種彈性模量沿徑向梯度分布的纖維/基體界面相，建立了不同梯度形式纖維/基體梯度界面相熱力耦合Navier方程，并對界面相厚度進(jìn)行了相關(guān)優(yōu)化分析。

2.纖維復(fù)合材料界面固化變形實驗與模擬，通過DGS方法試驗測量了樹脂在固化過程中的應(yīng)力梯度演化，并分析了纖維束對固化應(yīng)力的影響。

3.基體裂紋—纖維相互作用焦散線分析基于Esheby等效夾雜理論得到了纖維附近裂紋尖端應(yīng)力場，推導(dǎo)了纖維附近裂紋焦散線控制方程，分析了纖維束彈性常數(shù)，纖維束粗細(xì)，纖維束到裂尖距離對焦散線的影響，通過靜動態(tài)焦散線試驗驗證了理論推導(dǎo)結(jié)果。

總體來說，該研究是纖維復(fù)合材料中纖維-基體梯度界面相在熱力耦合載荷作用下的損傷與疲勞等力學(xué)問題的理論求解與試驗驗證；纖維復(fù)合材料固化成型過程中樹脂的浸潤過程，纖維與樹脂的相互作用以及織物復(fù)合材料固化應(yīng)力與變形的試驗表征；基體裂紋-纖維束在疲勞載荷作用下的相互作用，纖維對基體疲勞裂紋擴(kuò)展的阻裂作用以及對疲勞壽命的影響。