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(yīng)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(yīng)力。與層間剪應(yīng)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(yīng)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(yīng)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(shè)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(yīng)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(yīng)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(yīng)用。
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