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目前，在飛機結(jié)構(gòu)中，復合材料的應用比例已經(jīng)成為衡量飛機先進與否的重要標志。波音公司推出的最新客機787，其復合材料結(jié)構(gòu)重量已占結(jié)構(gòu)總重量的50%�？紤]到飛機結(jié)構(gòu)的維修性，需要在飛機結(jié)構(gòu)上開不同大小的孔，而結(jié)構(gòu)開孔必然引起應力集中和強度下降。特別對于各向異性復合材料層合板，開孔的影響將更為嚴重及復雜。因此，對于孔邊應力集中特性和漸進失效特性的深入研究，成為復合材料開孔結(jié)構(gòu)實際工程應用的重要前提之一。
對于復合材料開孔結(jié)構(gòu)的應力集中和漸進失效問題，國內(nèi)外大量研究者進行了相關(guān)研究。Wu對雙軸載荷作用下，各向同性/正交各向異性開孔板孔邊應力集中進行了深入研究。
Ko利用各向異性板理論，對復合材料圓形開孔板的應力集中進行了研究。Lekhnitskii利用彈性力學復變函數(shù)方法，獲得了正交各向異性材料開孔孔邊應力分布解析表達式。Chang根據(jù)Hashin失效準則，對壓縮載荷作用下，復合材料開孔結(jié)構(gòu)漸進失效進行了數(shù)值模擬研究。姜云鵬等對復合材料開孔翻邊補強后，孔邊的漸進失效特性進行了試驗研究和有限元分析模擬。
根據(jù)經(jīng)典層合板理論，將復合材料板等效為正交各向異性板，在考慮板尺寸效應影響下，通過理論計算和數(shù)值模擬，得到不同開孔尺寸情況下，孔邊應變集中系數(shù)變化規(guī)律。并進一步根據(jù)Hashin失效準則，利用ABAQUS場變量用戶子程序USDFLD對復合材料開孔板漸進失效特性進行了數(shù)值模擬；同時，對不同鋪層比例、孔徑大小對于層合板強度的影響進行了詳細研究。
開孔結(jié)構(gòu)的存在，必然引起應力集中現(xiàn)象。研究表明，圓形開孔尺寸對于有限大板孔邊應力集中系數(shù)有顯著的影響。在實際工程中，由于開孔板不是無限大板，因此利用彈性力學方法計算得到的孔邊應力集中系數(shù)并不精確，必須考慮板尺寸對孔邊應力集中的影響。為了與理論解相對比，將復合材料層合板等效為正交各向異性板，建立開孔板有限元計算模型，進行理論解析解與數(shù)值分析解的對比分析。
為了分析開孔尺寸對孔邊應力集中的影響，建立孔徑與板寬之比分別為0.05、0.1、0.15、0.2、0.3、0.4、0.5的七種開孔尺寸有限元模型，圖給出計算所得正交各向異性板孔邊應力集中系數(shù)有限元解和解析解對比曲線。
所建有限元模型，能夠較準確的計算正交各向異性板孔邊應力集中情況。對于中小型開孔(2a/W≤0.4)情況，即更接近無限大開孔板，有限元計算得到的應力集中系數(shù)與解析解相差很小；而對于較大開孔板(2a/W≥0.4)，有限元計算得到的應力集中系數(shù)較解析解偏大，計算結(jié)果偏保守。
由于復合材料的層合特性，在端部均勻載荷作用下，其各鋪層的應力隨鋪層角不同而變化，故各向異性板的應力集中解并不能反映各層真實的受載情況，而在沒有拉彎耦合時，不同鋪層的應變分布基本相同，故對于復合材料層合板，引入孔邊應變集中系數(shù)將更能反映其不同鋪層真實受載情況。相關(guān)研究表明，正交各向異性板在單軸拉伸時，如果沒有發(fā)生破壞，其沿載荷方向的應力集中系數(shù)等于應變集中系數(shù)。為了分析各層的應變集中情況，在有限元數(shù)值計算模型中，分別采用復合材料層合板模型和等效正交各向異性板模型，復合材料層合板模型采用Patran中常用的Laminate板；正交各向異性板采用均勻各向異性材料模擬，對比了兩種模型所得孔邊最大應變的差異。
不同孔徑大小情況下，采用復合材料Laminate板與等效正交各向異性板計算所得孔邊最大應變基本吻合，誤差很小，故在僅計算復合材料層合板孔邊應變集中情況時，可采用等效正交各向異性板模型或理論計算公式求解，但當計算各鋪層的應力分布和進一步計算開孔對強度的影響時，必須采用Laminate板模型。
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