结构轻量化是航空航天发展的永恒主题,复合材料蜂窝夹芯板凭借比强度高、比刚度大、抗失稳能力强等优越性能,被广泛应用在飞机的主、次承力结构。在制造、装配和使用过程中,复合材料蜂窝夹芯板容易受到冲击等损伤并需要进行修理。夹芯板结构修理后可能在复材层合板、粘接胶层和蜂窝芯层出现不同类型的损伤,修理结构的损伤预测和强度评估已成为复合材料研究中急需解决的问题。本文针对复合材料蜂窝夹芯板及其典型的胶接挖补修理结构,通过试验结合仿真分析的方法,开展渐进损伤分析和强度预测研究。针对复合材料层合板胶接挖补修理结构,基于复材层合板CDM模型和胶层CZM模型建立三维渐进损伤分析的有限元仿真模型,基于Hashin准则编写UMAT程序实现复材纤维和基体的损伤模拟。仿真结果在胶层、母板和补片的失效模式,以及极限强度方面与试验结果相符,为蜂窝夹芯板修理结构仿真分析提供了层合板部分的有效模型。针对典型Nomex?蜂窝芯层进行平压和剪切力学性能试验,获得了等效刚度、强度等材料参数,总结蜂窝芯层损伤和变形过程分为“弹性-压溃/剪溃-皱曲-密实/撕裂”4个阶段,发现蜂窝芯层破坏后依然保留部分承载能力,剪切/平压的剩余强度约占极限强度的40%~45%。基于试验结果对Sandwich夹芯板理论中的蜂窝等效模型进行改进,引入蜂窝压溃剪溃损伤和损伤后剩余强度,建立了有限元损伤分析模型。采用Besant准则作为蜂窝损伤判据,分别编写USDFLD和UMAT程序实现刚度突然退化和渐进退化的两种损伤演化规律。通过蜂窝夹芯板三点弯曲的仿真与试验对比,验证了模型的可靠性和高效性。最后针对复合材料蜂窝夹芯板典型胶接挖补修理结构,建立三维渐进损伤分析的有限元模型并进行仿真计算。分析发现夹芯板修理后强度明显恢复,修理结构在侧压载荷下未修理区域发生局部屈曲,蜂窝和复材损伤并扩展,导致结构最终失效。模型仿真结果在失效模式和极限载荷方面与试验吻合较好。修理参数仿真分析表明,随着补片附加层厚度和搭接宽度增加,结构由于附加弯矩提前失稳,极限载荷降低;挖补角度和补片搭接宽度越小,胶层内部剪应力越高。建议修理设计时应避免局部刚度改变过大而对结构承载造成的不利影响。