什么复合型材料最好用?如何进行撞击试验?如何对此进行正确评估？
在过去的几十年中，复合材料在航空航天领域的使用呈指数级增长，这归功于其卓越的机械性能，例如强度和刚度重量比：这些性能可以持续减轻重量，从而显著提高整台机器的性能。尽管如此，与金属相比，复合材料对温度或湿度等环境条件更加敏感，在其早期寿命中更容易因疲劳载荷而损坏，并且更容易受到HVI（高速冲击）和 LVI（低速冲击）的威胁。 -速度影响）事件。特别是，后者是本研究中正在研究的物理现象。
在航空航天领域，撞击是造成分层的主要原因之一，由于界面强度的损失导致层分离：鸟击、碎片、冰撞击是飞机耐撞性的主要问题。分层会导致层压板的机械性能持续下降，而且它的存在并不总是可以通过标准检查程序来识别，因此不得不使用 NDT（无损检测技术），对于大型和复杂的组件来说成本高且难以执行。然后有必要实施能够预测现象并预测其后果的数值模型。然而，问题并非微不足道：与所谓的层内损伤（如基体开裂、纤维脱粘或压缩失效）相反，这种损伤机制是由面外应力驱动的，因此数值模型化需要考虑通过粘合界面在层之间传递的面外载荷。常用的建模技术主要有以下两种： 3D 单元以及针对粘性层的 3D 材料定律，即所谓的 CZM（Cohesive Zone Model）；通过 SSA（Stacked Shell Approach）使用接触的界面建模。
第一个选项原则上是最准确的，因为能够最充分地描述粘合行为和分层机制。另一方面，考虑到这些层压板的薄几何形状，获得可接受结果所需的网格尺寸需要很小，即使对于简单模型也会导致高计算成本。此外，显著的障碍在于粘合剂的关键参数的识别：需要全面的 DCB（双悬臂梁）、ENF（末端缺口弯曲）和 MMB（混合模式弯曲）测试活动来表征粘合剂界面，因为特性取决于粘合和粘合材料 。因此，这些测试相当复杂，并且不能始终保证可靠的结果。
SSA 显著减少了所需的计算时间，但仍需要复杂的校准阶段，为此需要前面提到的测试。此外，接触参数对网格尺寸和加载条件高度敏感，导致数值不稳定的模型。这些问题使这种方法对于受控边界条件约束的小型模型很有用，但对于中型到大型应用程序却难以成功实施。
总结一下，这两种技术的共同特征是每个层（或子层压板）的模型化；尽管理论上很有前途，但两者都需要高计算能力和复杂的校准阶段。对于大型模型，标准做法是仅在影响区域 中实施这两种方法中的一种：这种折衷方案显着减少了计算工作量，但不稳定问题仍然存在，并且适用性仅限于先验已知影响区域的模型。
结论：
运动和损伤标准校准表明，低速冲击事件引起的复合损伤可以描述为损伤表面，即使涉及分层，利用层内损伤参数与实验相结合，也不考虑面外应力结果。所提出的解决方案提供了一种稳健的方法，可以很容易地集成到等效壳方法中，并且原则上可扩展到任何 CFRP/GFRP 复合材料层压板：最终，标准的实施减少到仅设置一个参数，校准极限值超过伤害参数
然而，所述极限值的校准并不简单。在评估受损区域时，需要在实验活动和数值分析中解决两个问题。首先，作为所涉及的损伤机制的函数，该区域的形状可能无法表示为表面（例如 UD 玻璃的第一个样本），从而导致选择不连贯。其次，该区域的整体尺寸是对表面本身进行可靠描述的关键因素：如果值太低，则边界很难与实验扫描和数值分析区分开来，从而导致高度不确定性；在这两个阶段，决议都变得至关重要。
因此，继续校准标准的最佳方法是选择堆叠顺序和冲击能量，以便在两个方向上获得足够大的损坏区域，同时避免试样破损。当收集到足够的实验数据时，计算和详细说明每层所选的层内数值参数，使用“损坏标准”部分和“最佳阈值识别”部分中描述的程序校准损坏法则。基于“损伤模型基础”一节的考虑”和上面给出的结果，值得注意的是，如果在整个工作中使用 MLT 变量，则可能会利用其他物理参数，或者应用其他详细说明程序和故障定义会产生类似的结果。另一方面， “损伤准则”一节中定义的MLT 损伤参数和层失效的选择被证明是有益的，这要归功于它们的物理意义和简单的实施程序。
鉴于这些考虑，所提出的方法特别适用于大规模应用，以减少更精细和准确的技术（如 CZM 和 SSA）所需的高计算能力。除了损伤扩展之外，该方法还提供了一个参数，该参数能够描述整个厚度的损伤水平或损伤深度：水平损伤，（ “损伤标准”部分），可以通过进一步的冲击测试活动和高级来验证NDI技术。还必须将重点放在研究替代损伤公式上，，并将该方法扩展到织物复合材料。进一步的发展在于对混合固体壳单元公式（例如 LS-DYNA 厚壳）的类似程序的实施，利用它们捕获平面外应力的卓越能力和与经典固体单元相比的低计算成本。
