李湘萍， 陈 希， 张 鸿， 王小峰

(中国民航大学 中欧航空工程师学院，天津 300300)

1 引 言

陶瓷基复合材料具有重量轻、强度高以及耐高温、耐腐蚀等优点，是航空发动机和火箭发动机热端部件的理想材料。在陶瓷基复合材料的制备过程中，基体内部会生成一些缺陷，如裂纹、孔洞和位错等[1]；在受载状态下，基体开裂也是陶瓷基复合材料最早出现的一种损伤形式。由于陶瓷基复合材料基体为脆性材料，对缺陷或裂纹十分敏感，故其失效机理和失效过程变得更为复杂。

由于基体裂纹的存在，陶瓷基复合材料在使用过程中很容易发生性能退化和失效[2]。建立基体裂纹失效准则是建立陶瓷基复合材料失效模型的基础，也是研究其细观损伤演化的前提，很多学者对此开展了研究。脆性基体材料在应力集中处的裂纹萌生是复合材料失效开始的重要判据之一，Henningera等[3]采用内聚力区模型准则预测脆性基体材料中V型裂纹的不稳定扩展；之后为考虑更为复杂的环境条件，Deng等[4]基于能量失效准则，得到了高温环境下非稳态第一基体开裂应力(FMCS)；Farrokhabadi等[5]则采用摩尔-库伦准则作为基体初始裂纹的判据，从局部失效出发，进一步研究层合板渐进损伤问题。同时，不少学者探究了基体裂纹扩展、裂纹偏转、裂纹穿透与界面脱粘之间的失效准则问题，如Pompidou[6]基于Cook等[7]的研究结果，分析了陶瓷基复合材料内椭圆形裂纹尖端的应力分布，建立了基体裂纹偏转的应力失效判据；……