邓健，卢天健,*，尹乔之

1. 南京航空航天大学 机械结构力学及控制国家重点实验室，南京 210016 2. 南京航空航天大学 多功能轻量化材料与结构工业和信息化部重点实验室，南京 210016 3. 南京航空航天大学 飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京 210016

飞机复合材料结构多为典型的薄壁层合板/夹芯结构，在外部载荷作用下易发生分层损伤。严重的分层损伤不仅会很大程度地影响整体结构刚度，还是导致结构最终失效破坏的关键因素[1-2]，因此亟需发展有效、可靠的分层损伤预测方法，以最大限度提高复合材料结构设计能力。近年来，基于黏聚区模型(Cohesive Zone Model，CZM)的界面单元法被广泛用于模拟复合材料结构的层间失效[3-4]。然而，数值模拟中黏聚区长度与界面单元尺寸的确定、计算收敛性与数值稳定性等问题仍一定程度地阻碍了其在更复杂结构中的应用[5]。建立基于黏聚区模型的层间裂纹扩展分析模型，能够以较低成本讨论界面性能参数、本构形式以及外部载荷形式等对裂纹扩展和最终失效载荷的影响，有利于深刻揭示分层损伤萌生及裂纹扩展的力学机理[6]。尤其是针对典型层间断裂模式的裂纹扩展分析与评估，能够为有限元分析中的界面参数选择提供依据，同时为复合材料断裂韧性试验的设计和数据处理方法的发展提供理论基础。

针对具有单一断裂模式的典型双悬臂梁(DCB)和端部缺口弯曲(ENF)试件中的裂纹扩展，国内外均开展了广泛研究。……