從理性層面研討了孔隙率、孔隙形態(tài)和孔隙大小等對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的影響；從實驗角度闡述了含孔隙復(fù)合材料的性能模擬、細觀機制模型和有限元模型的研究進展；指出了纖維增強聚合物基復(fù)合材料孔隙問題的未來研究方向。

       由于纖維增強聚合物基復(fù)合材料與金屬材料相比具有比強度、比模量高和良好的抗疲勞等特點，因此在航空、航天領(lǐng)域中應(yīng)用越來越廣泛。國外第四代軍用飛機的結(jié)構(gòu)重量系數(shù)已達到27%～28%。未來以F- 22為目標(biāo)的背景飛機的復(fù)合材料用量比例需求為35%左右，其中碳纖維復(fù)合材料將成為主體材料。國外一些輕型飛機和無人駕駛飛機，已實現(xiàn)了結(jié)構(gòu)的復(fù)合材料化。

       聚合物基復(fù)合材料加工過程產(chǎn)生的孔隙缺陷越來越受到人們的重視。這是因為在加工過程中孔隙的產(chǎn)生幾乎是不可避免的，但孔隙的存在會對力學(xué)性能產(chǎn)生有害影響，因此，對碳纖維復(fù)合材料內(nèi)孔隙及其對力學(xué)性能的影響進行綜合評價是非常必要的，對保證碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的可靠性、防止意外事故的發(fā)生以及節(jié)約復(fù)合材料加工成本意義重大。

       復(fù)合材料結(jié)構(gòu)形式、服役載荷及使用環(huán)境都相當(dāng)復(fù)雜，復(fù)合材料初始缺陷影響和損傷在跨層次結(jié)構(gòu)中的發(fā)展、蔓延、傳播并最終導(dǎo)致材料破壞與結(jié)構(gòu)失效的機制復(fù)雜。因此，如何建立復(fù)合材料有效性能試驗表征與評價體系，發(fā)展高精度的預(yù)報理論與方法，有效預(yù)測復(fù)合材料結(jié)構(gòu)長時間服役環(huán)境下的性能蛻變規(guī)律，確定科學(xué)合理的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)失效判據(jù)，定量化評價復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的可靠性和安全性，是復(fù)合材料工作者面臨的重要課題。為保證復(fù)合材料生產(chǎn)使用過程中的安全性，必須對材料內(nèi)部的缺陷尤其是孑L隙有清楚的認(rèn)識。因為它很難在加工時去除，而且加工重復(fù)性差，這樣就大大地降低了碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的質(zhì)量。在航空航天領(lǐng)域材料應(yīng)用可靠性要求較高，因此，孔隙率、孔隙形態(tài)、孔隙大小等對力學(xué)性能影響的綜合評價研究在航空航天材料的應(yīng)用中具有重要意義。

資料下載：   孔隙對纖維增強聚合物基復(fù)合材料層壓板力學(xué)性能影響的研究進展.pdf