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复合材料层合板相对于传统材料有较高的比强度和比刚度,在航空航天领域有广泛的应用。飞行器处于服役状态时,复合材料构件易受热力祸合外载的影响。复合材料体系中基体和纤维属于不同的材料组份,存在热不匹配问题,当经历50℃到-50℃的温度变化时,在复合材料连接处,会引起材料内部损伤,结构强度降低,甚至导致危险事故的发生。在结构设计过程中,如何分析复合材料损伤失效和强度预测是设计人员关心的问题。为充分发挥复合材料的结构强度优势,对热力耦合作用下复合材料层合板损伤规律的研究有十分重要的意义。针对上述问题,本文基于复合材料经典层合板理论,借助大型商用有限元软件Abaqus的的用户自定义子程序(Umat),对受温度和位移载荷作用下的含孔复合材料层合板,建立了三维渐进性累积损伤分析模型,研究了变化的温度载荷对带孔复合材料层合板强度的影响规律。具体内容包括：1.针对复合材料层合板受较大温度载荷和力载荷的影响,本文推导了热力耦合作用下复合材料内部残余应力计算方法。该计算方法考虑了纤维和基体间存在的热不匹配问题。结合经典层合板理论,给出了每层残余应力变化规律。2.为了准确的预测复合材料内部单元何时发生失效,本文研究了热力耦合作用下,复合材料失效准则。基于损伤面发生在最大剪切面的假定,通过采用统一的表达形式,改进了Camanho准则。3.采用Shahid的基于基体裂纹密度方法计算了复合材料在初始损伤下刚度衰减情况。考虑到复合材料内部存在多种损伤模式,本文在应变余能理论的框架下,采用二阶损伤张量定义了含损伤材料刚度退化方式。基于损伤力学理论,建立了含损伤复合材料本构模型。4.借助商用有限元软件Abaqus中用户自定义子程序模块Umat,采用Fortran程序语言,开发了热力耦合作用下复合材料层合板渐进性损伤分析程序,对温度和位移载荷作用下的复合材料损伤进行了有限元数值分析。并研究了在变化的温度作用下,复合材料层合板强度的变化规律。