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    Shell99的几何形状如图1：
    图1：  Shell99的几何形状
    xIJ = Element x-axis if ESYS is not supplied.
    x = Element x-axis if ESYS is supplied.
    LN = 层数 NL = 总层数
    2.3.2  SHELL99输入摘要
    节点 :I, J, K, L, M, N, O, P
    自由度 :UX, UY, UZ, ROTX, ROTY, ROTZ
    实常数
    材料特性：如果KEYOPT(2) = 0 或 1, 提供如下13*NM 性质。NM是材料号。 (NL为最大值): EX, EY, EZ, ALPX, ALPY, ALPZ (or CTEX, CTEY, CTEZ or THSX, THSY, THSZ), (PRXY, PRYZ, PRXZ or NUXY, NUYZ, NUXZ),DENS, GXY, GYZ, GXZ, for each of the NM materials；如果KEYOPT(2) = 2, 3 或 4, 为元素提供 DAMP 和REFT 特性。
    面载荷：压力 ，face 1 (I-J-K-L) (bottom, in +Z direction), face 2 (I-J-K-L) (top, in -Z direction),face 3 (J-I), face 4 (K-J), face 5 (L-K), face 6 (I-L)
    温度：T1, T2, T3, T4, T5, T6, T7, T8 if KEYOPT(2) = 0 or 1，None if KEYOPT(2) = 2, 3 or 4。  
    2.5  程序流程图
    本设计对复合板的结构分析共分为七个步骤。
    步骤一：设定存放路径和文件名。
    步骤二：选取单元类型（Element Type）并设定单元实常数。
    步骤三：定义材料属性。
    步骤四：建立（导入）模型和划分网格。
    步骤五：设定边界条件和加载。
    步骤优尔：求解。
    步骤七：查看结果。
     图3  结构分析程序流程图
    2.6  层合壳有限元法
    考虑横向剪切变形的通用壳体单元，可承受非轴对称载荷，元素中面有9个节点，每个节点有5个自由度(3个位移分量及2个转角，)，因此每个单元有45个自由度。典型的壳单元如图3.2.1所示，x，Y，z为整体坐标轴， ， ， ，为局部坐标轴，1，2，3为材料主方向轴。
    壳单元九个节点的坐标为 (i=l，2，⋯，9)和它们的局部坐标方向(即中面法线矢量) 作为已知输入。每个节点的其他两个坐标方向为
    每个节点的5个自由度为“ ，它们依次为k节点沿x，y，z(整体坐标)的位移及 方向转角。
     图4  9节点单元
    单元的形状由八个边界节点的坐标值插值而得到：
    式中， , ， 为节点k处壳的厚度。
    图5  正方形基本单元
    单元内任意点的位移可由八个边界节点的位移插值得到： )
    式中 为为节点k的位移分量。 是插值函数，如图5。  
    中心节点的形状是一个气泡函数。
    2.5  复合材料的缺陷
    复合材料结构形式、服役载荷及使用环境都相当复杂,复合材料初始缺陷影响和损伤在跨层次结构中的发展、蔓延、传播并最终导致材料破坏与结构失效的机制复杂。因此,如何建立复合材料有效性能试验表征与评价体系,发展高精度的预报理论与方法,有效预测复合材料结构长时间服役环境下的性能蜕变规律,确定科学合理的复合材料结构失效判据,定量化评价复合材料结构的可靠性和安全性,是复合材料工作者面临的重要课题。
    为保证复合材料生产使用过程中的安全性,必须对材料内部的缺陷尤其是孔隙有清楚的认识。因为它很难在加工时去除,而且加工重复性差,这样就大大地降低了碳纤文复合材料结构的质量。在航空航天领域材料应用可靠性要求较高,因此,孔隙率、孔隙形态、孔隙大小等对力学性能影响的综合评价研究在航空航天材料的应用中具有重要意义。
    本课题将创建有孔洞缺陷的有限元模型，通过加载Lamb波，实现对复合板的无损检测，验证无损检测的准确性。
    2.6  小结
    本章选取了建立模型的单元，确定了研究的流程，根据要研究的复合材料确定了层合板的算法。分析了简单模型的基本步骤和方法。
    第三章 无缺陷的有限元模型
    3.1  模型参数设定
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