本文對有、無縫合復合材料層合板的拉伸疲勞性能進行了試驗研究，考察了0。縫合對復合材料光滑板拉伸疲勞損傷擴展規(guī)律的影響．通過有限元素法分析了有、無縫合復合材料層合板的應力狀態(tài)分布情況，對縫合復合材料層合板的拉伸疲勞損傷及其擴展機理進行了分析．研究表明，縫合改變了復合材料層合板拉伸疲勞損傷起始與擴展的機理，針腳附近的面內(nèi)正應力。與層間剪應力的集中對層合板拉伸疲勞損傷的發(fā)生與擴展有著重要的作用，自由邊界處的層間集中應力對縫合板的疲勞性能也有影響．自由邊界處的層間集中應力是導致無縫合層合板疲勞損傷及其擴展的主要原因。
纖維增強復合材料因其具有比剛度和比強度高、可設計性強、耐疲勞等優(yōu)點而在航空航天工業(yè)中得到了廣泛應用，美國的波音787復合材料結(jié)構(gòu)的用量達到了50%，歐洲空客公司的A350XWB復合材料的用量高達53%，從而使一些人認為大型民用客機結(jié)構(gòu)的復合材料化時代已經(jīng)到來，但傳統(tǒng)的纖維增強樹脂基復合材料層合板屬于二維結(jié)構(gòu)，在垂直于板平面的方向（厚度方向）上沒有連續(xù)纖維，完全靠樹脂的粘結(jié)力來承受和傳遞載荷，因此，當受到層間力或橫向沖擊力作用時，復合材料往往首先發(fā)生層間分層破壞，進而導致復合材料層合板的面內(nèi)拉伸、壓縮等力學性能明顯降低，在很大程度上影響了復合材料在飛行器主承力結(jié)構(gòu)中高性能的發(fā)揮．
提高復合材料層合結(jié)構(gòu)層間性能的方法很多，如采用韌性較高的改性樹脂，在層間加韌性膠膜，采用混雜鋪層等等，研究發(fā)現(xiàn)，采用紡織技術(shù)能比較經(jīng)濟有效地解決這一問題，其中的縫合技術(shù)是通過在層合板厚度方向增加縫線來增強復合材料的層間力學性能，達到提高層合板抗分層損傷能力的目的．目前，縫合/RTM或VARTM技術(shù)已經(jīng)在波音787的操縱面結(jié)構(gòu)、A380的球面端框和某導彈復合材料結(jié)構(gòu)中得到了應用．但是，縫線的介人也導致了鋪層纖維發(fā)生面內(nèi)與面外局部彎曲、纖維斷裂以及縫線附近的富膠區(qū)等問題，從而削弱了復合材料鋪層的面內(nèi)力學性能，目前縫合復合材料已在A380后機身球面框結(jié)構(gòu)上得到了應用。
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