邹田春，李龙辉，刘志浩，符记，巨乐章

中国民航大学 适航学院，天津 300300

复合材料具有比强度、比刚度高，抗疲劳性能好和可设计性强等优点，在航空航天、汽车和船舶等领域应用比例不断提高，尤其是高性能碳纤维高韧性树脂基复合材料出现后，复合材料在飞机结构上的应用由原来的次承力结构发展至机翼、机身等主承力结构[1]。目前复合材料尚无法完全替代金属材料，复合材料和金属连接使用的情况逐渐增多[2-5]。胶接连接具有重量轻、成本低、无电偶腐蚀等优点，可以有效避免传统连接方法(如螺栓连接、铆钉连接等)中易出现的应力集中问题[6-10]。因此，胶接连接已成为复合材料与金属连接结构设计的发展方向。

近年来，国内外学者采用试验和仿真的方法对航空中使用的异质材料胶接接头进行了研究[11-15]，建立了基于损伤演化的胶接接头模型，并对其展开深入研究[16-21]。例如，Santos和Campilho[14]采用XFEM(eXtended Finite Element Method)研究了使用脆性胶粘剂和韧性胶粘剂时双搭接接头结构强度与裂纹扩展情况，研究结果表明使用MAXS和QUADS损伤起始判据能够准确预测接头的强度和裂纹萌生位置，且当参数α=1时能够准确预测脆性胶粘剂的裂纹扩展路径。Ye等[22]通过观察接头失效模式建立不同的失效判据子程序，研究了不同搭接长度下复合材料单搭接结构拉伸破坏模式，研究结果表明最大正应力(σ33)和切应力(τ13)主要集中在搭接区域端部，随着载荷增加裂纹发生扩展，剥离应力逐渐向搭接区域中部移动。……