碳纤维复合材料具有高比强度、高比刚度、抗疲劳、耐腐蚀等特性,因此飞机上复合材料的用量呈现逐渐递增的趋势。在大型飞机上的应用已经小、次承力构件发展到大型承力构件。复合材料承力构件之间的连接装配主要依靠螺栓连接为主,但是由于成型工艺和加工工艺的限制,复合材料构件在制备和加工过程中常造成裂纹及分层缺陷,连接使用时难免会影响连接性能,出现损伤演变现象,这将会严重影响复合材料构件的承载性能及使用寿命。针对上述问题,本文结合国家973计划课题相关研究内容,开展了碳纤维复合材料存在裂纹缺陷、分层缺陷时影响复合材料构件螺栓连接性能的数值分析及相关试验,从试验测试和数值模拟两方面探究了裂纹或分层缺陷存在时,碳纤维复合材料构件螺栓连接性能的变化及损伤演变规律,希望为碳纤维复合材料构件连接结构的设计及存在损伤时的承载性能预测提供一定的参考。本篇文章主要开展的工作如下:(1)通过光学显微镜观察单胞结构的具体结构及尺寸大小,利用SolidWorks三维建模软件建立与测量结果相一致的纤维束及基体模型,从而设计得到了与实际情况一致的三维单胞模型。将建立好的三维单胞模型导入有限元仿真软件ABAQUS中,在拉伸载荷作用下,单胞模型发生扭曲变形,应力集中于纤维曲度最大处及基体的截面区域,准确揭示了二维编织结构在受拉伸载荷作用下的变形及应力分布情况。有效结合渐进损伤分析与内聚力理论模型,采用Hashin的三维失效准则和刚度退化准则,编入外接子程序UMAT,对材料属性及刚度退化进行赋值,模拟复合材料受到载荷作用时的状态及损伤情况。(2)开展裂纹缺陷在二维编织结构的扩展形式及断裂模式研究,通过扫描电镜及直接观察的方式揭示了裂纹是沿着经纬纤维交叉处开始扩展,经向纤维发生脆性断裂,树脂从纤维上发生崩裂脱落。利用拉伸载荷作用下的力位移曲线、临界应力集中因子分析发现,随着裂纹长度的增加,单层板的承载性能下降,裂纹尖端应力集中严重。利用复合材料连接中典型的单钉连接模式作为代表,分析存在层内裂纹缺陷时对连接性能的影响。分析发现,连接结构存在单裂纹时,连接性能被降低;存在双裂纹时,连接性能被进一步降低。承载性能随着裂纹的存在而降低,但连接结构的断裂破坏形式、纤维的断裂模式、裂纹扩展方向均保持不变。(3)建立含分层缺陷的复合材料压缩有限元仿真算例与压缩试验进行对比,从而验证渐进损伤分析方法与内聚力模型相结合的正确性,通过比较试验结果和仿真结果,无论从承载性能还是分层扩展的具体过程,可以发现二者都能够有效的吻合,验证了本文采用的损伤判断准则及刚度退化准则是完全正确可靠的。通过建立复合材料单板拉伸及压缩试验与数值模拟,探究了分层缺陷的存在对拉伸承载性能及压缩性能的影响;分层损伤在载荷作用下的演化规律;含分层缺陷层合板在载荷作用下的屈曲模式,断裂形式。比较试验与有限元仿真结果,无论是承载性能还是损伤演化过程都具有良好的一致性,误差均在5%以内。二者结合分析发现,分层缺陷对单板拉伸承载性能的影响并不大,分层损伤也没有出现明显的扩展;但在压缩载荷作用下时,层合板性能出现显著的降低,承载性能相差31.3%,分层缺陷出现进一步扩展,断裂模式也完全不同。利用复合材料连接中典型的单钉连接模式作为代表,通过试验与数值模拟分析存在分层缺陷时对连接性能的影响。分析发现,分层缺陷对单钉单剪连接性能的影响与单板试验相一致,即连接结构在拉伸载荷作用下时,承载性能基本保持不变,预制分层缺陷也没有出现进一步扩展;在压缩载荷作用下时,承载性能则出现明显的降低,承载性能相差13.2%,分层缺陷也出现损伤演化行为。数值模拟与试验的结果能够达成良好的一致性,误差均在5%以内,进一步验证了分层缺陷对单钉单剪连接结构影响规律的正确性。