復合材料在國外軍用機、民用機上都有廣泛的應(yīng)用，例如EF2000中復合材料占40%，B787應(yīng)用的復合材料甚至占到50%?？梢哉f，復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性的標志之一。芳綸纖維作為先進的復合材料具有比玻璃纖維復合材料更好的性能，是用于飛機、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理研究、缺少有效的實驗表征、對三維編織復合材料疲勞性能的分析較少。

基于此，我們主要進行三方面的研究實驗：

　　1.纖維-基體梯度界面設(shè)計，纖維復合材料中，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，并對界面相厚度進行了相關(guān)優(yōu)化分析。

2.纖維復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，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結(jié)果。

總體來說，該研究是纖維復合材料中纖維-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問題的理論求解與試驗驗證；纖維復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展的阻裂作用以及對疲勞壽命的影響。