复合材料分层、后屈曲
诸如碳纤维树脂基复合材料分层失效是影响复合材料结构刚度与强度的一个重要的因素。同济大学长江学者黄争鸣教授曾指出，目前航空航天领域60%左右的复合材料结构失效是由复合材料分层失效引起的，因此，提出数值强健的分层预测方法和层间分层失效准则，准确预测复合材料分层损伤失效机理，对于指导和改进复合材料结构设计，提升复合材料安全可靠性和使用寿命具有重要意义。对于航空复合材料结构，复合材料加筋板是一种典型的薄壁层状结构件，主要应用于飞机的机翼、尾翼的加筋壁板，梁腹板和机身上的蒙皮、隔框等，在大幅度提高结构的弯曲刚度时，达到轻量化设计制造的目的。然而，复合材料薄壁结构经常会受到面内压缩、剪切、弯曲等载荷作用，产生屈曲、后屈曲等失稳破坏模式。在这种情况下，结构稳定性分析成为飞机结构强度设计中的一项非常重要的工作。
由于过去受飞机结构设计水平和计算工具的限制，飞机设计师在结构设计时不得不进行种种简化和线性化假设，然后采用线性理论加以解决。在常规飞机结构设计中，稳定性校核的依据主要来自飞机设计规范和手册，其中所给出的设计方法的理论基础是线弹性理论。然而，大量实验表明，复合材料加筋板结构在初始失稳、进入后屈曲阶段后仍将具有较高的承载能力，若再以初始失稳特性作为设计依据，就显得比较保守，因此未能充分利用结构的承载能力。此外，即便是使用线弹性理论，仍然需要对有些明显不符合线性假设的结构设计方法作适当修正，如对加强筋结构进行整体稳定性校核时，如果局部区域的应力超过屈服强度，需对失稳临界压力的计算结果进行塑性修正。由于结构的稳定性主要取决于结构本身的刚度和边界支承条件，而弹性边界条件的准确模拟是非常困难的，这是导致稳定性试验结果分散性大的主要原因。因此，线性理论的准确性和精度已不能满足现代飞机结构设计的需要，而按照非线性理论研究后屈曲阶段的几何非线性响应、充分利用结构的后屈曲承载能力正成为提高复合材料结构设计效率的一种新型策略，也是现代复合材料飞机结构稳定性设计的必然趋势。
由于复合材料的失效机理非常复杂，通常情况下结构在失稳过程中还伴随着多种失效模式产生,如纤维断裂、基体开裂及纤维基体剪切失效,尤其是由于筋条与壁板之间的刚度不匹配导致变形不协调，将产生层间分层失效，其与屈曲、后屈曲失稳之间还将产生复杂的相互作用机制。因此，在考虑层间分层的情况下,如何准确预测复合材料层合板屈曲特性、后屈曲承载能力是复合材料结构设计领域中亟待解决的关键问题之一，也是一项重要的应用基础研究课题。
目前，对于复合材料分层失效的数值预测技术，最流行的有三种：虚裂纹闭合技术VCCT，内聚力理论和扩展有限元法。其中，1977年由美国凯瑟西储备大学Rybicki教授提出的VCCT技术，当结合有限元分析时，在计算裂纹扩展能量释放率和预测裂纹扩展方面体现出比J积分更灵活简便的优势。本研究是在2011年作者在国际上较早运用VCCT技术、结合ABAQUS有限元软件VCCT模块的研究基础上进一步开展的研究工作（2011年的研究位于当年最热门的论文TOP25中，排第三），研究了不对称复合材料结构在压缩载荷作用下复合材料分层失效机理研究，通过数值编程和并行计算，研究了各种铺层方式、分层裂纹尺寸下，分层失效与屈曲、后屈曲相互作用机理。研究表明，不对称复合材料结构严重降低了局部屈曲和初始分层载荷，但是对于整体屈曲载荷影响不大；此外，对于复合分层，不对称更大程度上影响不稳定的分层和屈曲特性。研究论文于2013年12月发表于Applied Composite Materials（主编：英国剑桥大学Peter W.R. Beaumont教授）。进一步的研究工作将运用内聚力理论研究分层初始和分层裂纹扩展。
Liu PF. On the through-the-width multiple delamination, and buckling and postbucklingbehaviors of symmetric and unsymmetric composite laminates. Applied Composite Materials,2013,20(6):1147-1160.
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