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目前，在飛機結構中，復合材料的應用比例已經成為衡量飛機先進與否的重要標志。波音公司推出的最新客機787，其復合材料結構重量已占結構總重量的50%�？紤]到飛機結構的維修性，需要在飛機結構上開不同大小的孔，而結構開孔必然引起應力集中和強度下降。特別對于各向異性復合材料層合板，開孔的影響將更為嚴重及復雜。因此，對于孔邊應力集中特性和漸進失效特性的深入研究，成為復合材料開孔結構實際工程應用的重要前提之一。
對于復合材料開孔結構的應力集中和漸進失效問題，國內外大量研究者進行了相關研究。Wu對雙軸載荷作用下，各向同性/正交各向異性開孔板孔邊應力集中進行了深入研究。
Ko利用各向異性板理論，對復合材料圓形開孔板的應力集中進行了研究。Lekhnitskii利用彈性力學復變函數方法，獲得了正交各向異性材料開孔孔邊應力分布解析表達式。Chang根據Hashin失效準則，對壓縮載荷作用下，復合材料開孔結構漸進失效進行了數值模擬研究。姜云鵬等對復合材料開孔翻邊補強后，孔邊的漸進失效特性進行了試驗研究和有限元分析模擬。
根據經典層合板理論，將復合材料板等效為正交各向異性板，在考慮板尺寸效應影響下，通過理論計算和數值模擬，得到不同開孔尺寸情況下，孔邊應變集中系數變化規律。并進一步根據Hashin失效準則，利用ABAQUS場變量用戶子程序USDFLD對復合材料開孔板漸進失效特性進行了數值模擬；同時，對不同鋪層比例、孔徑大小對于層合板強度的影響進行了詳細研究。
開孔結構的存在，必然引起應力集中現象。研究表明，圓形開孔尺寸對于有限大板孔邊應力集中系數有顯著的影響。在實際工程中，由于開孔板不是無限大板，因此利用彈性力學方法計算得到的孔邊應力集中系數并不精確，必須考慮板尺寸對孔邊應力集中的影響。為了與理論解相對比，將復合材料層合板等效為正交各向異性板，建立開孔板有限元計算模型，進行理論解析解與數值分析解的對比分析。
為了分析開孔尺寸對孔邊應力集中的影響，建立孔徑與板寬之比分別為0.05、0.1、0.15、0.2、0.3、0.4、0.5的七種開孔尺寸有限元模型，圖給出計算所得正交各向異性板孔邊應力集中系數有限元解和解析解對比曲線。
所建有限元模型，能夠較準確的計算正交各向異性板孔邊應力集中情況。對于中小型開孔(2a/W≤0.4)情況，即更接近無限大開孔板，有限元計算得到的應力集中系數與解析解相差很��；而對于較大開孔板(2a/W≥0.4)，有限元計算得到的應力集中系數較解析解偏大，計算結果偏保守。
由于復合材料的層合特性，在端部均勻載荷作用下，其各鋪層的應力隨鋪層角不同而變化，故各向異性板的應力集中解并不能反映各層真實的受載情況，而在沒有拉彎耦合時，不同鋪層的應變分布基本相同，故對于復合材料層合板，引入孔邊應變集中系數將更能反映其不同鋪層真實受載情況。相關研究表明，正交各向異性板在單軸拉伸時，如果沒有發生破壞，其沿載荷方向的應力集中系數等于應變集中系數。為了分析各層的應變集中情況，在有限元數值計算模型中，分別采用復合材料層合板模型和等效正交各向異性板模型，復合材料層合板模型采用Patran中常用的Laminate板；正交各向異性板采用均勻各向異性材料模擬，對比了兩種模型所得孔邊最大應變的差異。
不同孔徑大小情況下，采用復合材料Laminate板與等效正交各向異性板計算所得孔邊最大應變基本吻合，誤差很小，故在僅計算復合材料層合板孔邊應變集中情況時，可采用等效正交各向異性板模型或理論計算公式求解，但當計算各鋪層的應力分布和進一步計算開孔對強度的影響時，必須采用Laminate板模型。
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