复合材料由于具有比刚度高和比强度高、性能可设计性等优点,在航空航天等领域得到广泛应用,但是其在生产和服役过程中不可避免产生缺陷或损伤,针对复合材料上述缺陷或损伤是否进行修理或更换关系到复合材料的服役性和经济性,因此针对复合材料修理容限进行研究具有重要的工程意义和实用价值。本文以碳纤维树脂基复合材料层合板为研究对象,编写了基于三维Hashin-Ye失效准则渐进损伤退化模型的UMAT子程序,开展了大开孔复合材料层合板的失效演化及破坏模式数值仿真。在上述研究基础上,针对T700SC/EC240A复合材料层合板渐进损伤失效及修理容限进行了研究。具体研究内容如下:在三维Hashin-Ye失效准则和渐进损伤模型理论的基础上编写了ABAQUS的UMAT子程序,建立了复合材料层合板三维渐进失效计算模型,并将特征长度和粘性系数引入到该模型中,减少了网格依赖性,并提高了计算的收敛性。采用该模型对复合材料层合板在拉伸载荷下的损伤进行数值模拟,结果表明,连续损伤退化模型比层折减损伤退化模型精度更高,能更好模拟试验结果。将Ramberg-Osgood方程定义的剪切非线性本构关系引入到三维Hashin-Ye失效准则连续损伤退化模型中,对单向载荷下不同铺层及不同孔径的复合材料层合板失效进行了数值仿真,与试验结果对比表明,该模型能够较好模拟不同铺层角度开孔复合材料层合板的失效模式,能够准确模拟出不同铺层角度层合板的载荷与位移关系,进一步验证了三维Hashin-Ye失效准则连续损伤退化模型的有效性。以T700SC/EC240A复合材料层合板为研究对象,设计并开展了该复合材料完好试件、损伤孔试件及修复后试件的轴向拉伸试验,采用本文建立的三维Hashin-Ye失效准则连续损伤退化模型对各类试验进行了数值仿真,仿真结果与试验结果吻合较好。在此基础上,发展了基于设计许用应变值的复合材料层合板修理容限确定方法,获得了复合材料层合板修理的上限和下限,经波音公司强度指标验证,本文提出的复合材料层合板修理容限确定方法合理可行。