碳纖維增強(qiáng)樹脂基（CFRP）復(fù)合材料以其優(yōu)異的高比模量、高比強(qiáng)度、耐疲勞、耐腐蝕及熱膨脹系數(shù)低等優(yōu)點(diǎn)使其成為了繼鈦合金之后航空航天領(lǐng)域廣泛應(yīng)用的材料。碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料所制備的構(gòu)件也正經(jīng)歷著從非承力構(gòu)件到承力構(gòu)件的轉(zhuǎn)變，從簡(jiǎn)單構(gòu)件到復(fù)雜構(gòu)件的轉(zhuǎn)變。復(fù)合材料由于其正交各向異性及層間性能遠(yuǎn)低于層內(nèi)性能，使其疲勞性能遠(yuǎn)不同于金屬材料。此外在復(fù)合材料加工制造過程中及運(yùn)輸和外部環(huán)境的影響，使得疲勞性能具有很大的分散性，其分散性高達(dá) 20%以上。關(guān)于對(duì)復(fù)合材料疲勞性能的準(zhǔn)確表征決定著結(jié)構(gòu)件的壽命及安全性問題，因此許多學(xué)者對(duì)于復(fù)合材料疲勞性能的研究都做出了大量工作。但是目前，在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)評(píng)價(jià)中使用較為廣泛的強(qiáng)度理論仍是傳統(tǒng)宏觀強(qiáng)度理論，這些理論主要是基于數(shù)學(xué)近似公式建立起來的，在實(shí)際受力情況下預(yù)測(cè)誤差偏大，并在進(jìn)行失效機(jī)制分析時(shí)要么不能判斷要么分析偏差較大。理論方面的滯后必然會(huì)對(duì) CFRP 復(fù)合材料的應(yīng)用造成影響。為了克服宏觀強(qiáng)度理論的這些缺陷，建立一種基于失效物理的復(fù)合材料強(qiáng)度理論勢(shì)在必行，這對(duì)于推進(jìn) CFRP 復(fù)合材料的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)及應(yīng)用具有重要意義。
 

        本文對(duì)微觀力學(xué)失效(Micro-mechanics offailure, MMF)理論的應(yīng)用做了擴(kuò)展，將其進(jìn)一步用于分析 CFRP 復(fù)合材料三維結(jié)構(gòu)的疲勞強(qiáng)度?；诿嫘牧⒎絾卧Ｐ陀邢拊治龊蛦蜗?qū)雍习迤趯?shí)驗(yàn)得到的 S-N 曲線，分析了不同疲勞周次下的組分微觀應(yīng)力狀態(tài)。利用 MMF 理論提取了UTS50/E51 層合板纖維和基體樹脂的 MMF 疲勞強(qiáng)度特征值 S-N 曲線。使用開發(fā)的分析方法對(duì)UTS50/E51 多向?qū)雍习褰Y(jié)構(gòu)的疲勞拉伸強(qiáng)度進(jìn)行評(píng)價(jià)。

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