平面编织复合材料层合板低速冲击后的拉伸性能.pdf

《平面编织复合材料层合板低速冲击后的拉伸性能.pdf》由会员分享，可在线阅读，更多相关《平面编织复合材料层合板低速冲击后的拉伸性能.pdf（6页珍藏版）》请在三一文库上搜索。

1、复 合 材 料 学 报 第 25 卷 第 5 期 10 月 2008年 A cta M ateriae Compositae Sinica Vol 1 25No 15October2008 文章编号: 1000-3851( 2008)05 - 0163 - 06 收稿日期: 2008 - 03 - 06; 收修改稿日期: 2008 - 05 - 06 通讯作者: 程小全, 教授, 主要从事复合材料结构设计技术、复合材料损伤力学方面的研究 E- mail: xiaoquan_cheng buaa. edu. cn 平面编织复合材料层合板低速冲击后的拉伸性能 程小全*, 康 蒙, 邹 健, 俞彬彬

2、, 郦正能 ( 北京航空航天大学 航空科学与工程学院, 北京 100083) 摘 要: 对两种不同铺层形式的平面编织复合材料层合板低速冲击后拉伸性能进行了实验研究, 在此基础上建 立了有限元损伤扩展仿真模拟。在所建立的有限元模型中, 将低速冲击损伤等效为形状规则的软化夹杂, 并针对 两种铺层形式采用不同的损伤判据和模量衰减准则。研究结果表明: 该有限元模拟结果与实验结果符合, 说明该 模型能够准确地预测低速冲击后平面编织复合材料层合板的损伤扩展规律和剩余拉伸强度; 不同铺层形式的平面 编织复合材料层合板在低速冲击后拉伸的损伤扩展规律不同; 它们的冲击后拉伸强度降均 50% , 在复合材料结 构

3、设计中应该受到重视。 关键词: 平面编织复合材料; 低速冲击; 损伤扩展; 拉伸强度; 有限元 中图分类号: TB330. 1 文献标志码: A Tensile properties of plane woven composite laminates after low velocity impact CHENG Xiaoquan * , KANG Xinmeng, ZOU Jian, YU Binbin, LI Zhengneng ( School of Aeronautic Science and Engineering, Beijing University of Aeronautic

4、s and Astronautics, Beijing 100083, China) Abstract: The tensile properties of two kinds of plane woven composite laminates after low velocity impact were studied by experiment. And an FEM model was established to simulate the damage growth in the laminates. In this model, the low velocity impact da

5、mage area was equivalent to a soft zone with a regular shape, both different dam- age criterions and modulus attenuation rules were used for two different ply forms. T he results of the FEM model show good agreement with the experimental data. It means that this model can be used to predict the dama

6、ge growth behavior and residual tensile strength of plane woven laminates with impact damage. The impacted plane woven composite laminates with different ply forms possess different damage propagation ways. T he tensile strength after low velocity impact of plane woven laminates decreases over 50% .

7、 T hese results should be considered in designing the composite structure. Keywords: plane woven composites; low velocity impact; damage growth; tensile strength; FEM 随着复合材料的广泛应用, 复合材料结构的低 速冲击问题越来越受到人们的关注。低速冲击往往 导致复合材料结构产生目视不可检的内部损伤, 在 结构表面没有或只有轻微的压痕, 而层合板内部已 经产生了大量的基体裂纹、大面积的分层扩展, 甚 至纤维断裂, 这些隐性损伤会使层

8、合结构的压缩性 能严重下降, 因此, 人们对复合材料层合板低速冲 击及其冲击后的压缩性能进行了大量的研究 1。 平面编织是 20 世纪 80 年代发展起来的一种新 的纤维结构形式。与传统的层合板相比, 平面编织 复合材料层合板具有复杂的自锁纤维结构, 这种结 构具有比较好的层间刚度、层间强度和韧性性能, 因此提高了复合材料层合板的抗分层的能力, 冲击 阻抗提高 2-4。 这种复合材料层合结构随着纤维编织形式的不 同, 其面内的刚度与强度可能略有下降, 但是由于 其工艺性能好, 在航空航天结构中得到了广泛的应 用。有关复合材料冲击阻抗及冲击后的力学性能研 究, 国内外主要集中于单向带层合板低速冲

9、击后的 压缩问题 1, 5-7 , 这主要是因为人们在研究中发现 冲击后的压缩性能直接影响复合材料的压缩设计许 用应变。对于平面编织层合板低速冲击后的拉伸性 能的研究国内开展得非常少, 因此, 需要开展这方 面的研究工作, 以便更好地使用这类材料。 本文中重点研究平面编织复合材料层合板低速 冲击后的拉伸行为和剩余强度问题。通过对 G827/ 5224 单向带层合板( 经纬比例 97B3) 、G803/ 5224 平面编织层合板( 经纬比例 51B49) 进行冲击后拉伸 实验和计算机仿真, 来研究两种材料在低速冲击后 的拉伸性能 TAI( T ension After Impact) 。 1 实

10、 验 1. 1 试 件 G827/ 5224、G803/ 5224 复合材料层合板试件 由北京航空材料研究院制备和加工, 试件尺寸为 100 mm 230 mm。 G827/ 5224 试件的铺层顺序为 - 45/ 0/ 45/ 903S, 铺层厚度 0. 16mm。G803/ 5224 试件的铺层 顺序为 ( ? 45) / ( 0, 90) / ( 45) / ( 0, 90) / ( 45) / ( 90, 0) / ( 0, 90) S, 铺层厚度 0. 27 mm。每种层合 板各 10 个试件, 其中 5 个试件用于测量光滑板的 拉伸强度, 5 个用于冲击后的拉伸破坏实验。两种 铺层

11、材料的性能数据见表 1 所示 8。 表 1 G827/5524 和 G803/ 5524两种铺层的材料性能数据 Table 1 Properties of G827/ 5524 and G803/ 5524 ply Material Strength / MPa XCXTYCYTS12S13 Modulus / GPa E1TE2TG12L12 G827/ 5524900 1400 2005098105 130 9. 4 5. 2 0. 34 G803/ 5524500 530 450 500 1107866604. 6 0. 09 1. 2 低速冲击 冲击实验前, 通过超声波 C 扫描进行无

12、损检 测, 确定每个试件在实验前均无质量问题。所有试 件的测试环境为常态, 环境温度为 23 e ? 3e 。 低速冲击在双导轨自由落锤式试验台上进行, 冲头为直径 12. 7 mm 的钢制半球形端部, 重量为 5 kg, 冲击能量根据试件厚度来确定, 能量水平取 为 4. 45 J/ mm, 通过调整落锤的下落高度, 可以获 得所需的冲击能量。 表 2给出了低速冲击后两种平面编织复合材料 层合板的损伤情况。损伤投影面积是超声波 C 扫描 给出的测量结果, 其他的损伤量通过千分表测量。 表 2 低速冲击损伤及冲击后拉伸试验结果 Table 2 Results of low velocity i

13、mpact damage and tension after impact (TAI) Specimens Projection of damage area/ mm2 Depressed depth of front surface / mm Damage zone of front surface 5/ mm Damage zone of back surface 5/ mm T ensile strength after impact/ MPa Average of tensile strength after impact/ MPa G827/ 5224 -17400. 949. 96

14、15. 01237. 47 G827/ 5224 -28801. 2010. 1617. 98227. 39 G827/ 5224 -37800. 929. 8117. 81262. 23 G827/ 5224 -48502. 4012. 4623. 21- G827/ 5224 -58101. 2611. 4722. 06- 242. 36 G803/ 5224 -15001. 0710. 7616. 83228. 14 G803/ 5224 -25301. 3210. 8219. 89221. 71 G803/ 5224 -34901. 1711. 4718. 02253. 03 G803

15、/ 5224 -45701. 4810. 9321. 30- G803/ 5224 -55601. 4411. 3719. 36- 234. 29 1. 3 拉伸实验 将冲击后的试件在 Instron 8802 液压试验机上 进行拉伸实验, 应变用该试验机自带的引伸计测 量, 加载速度为 1 mm/ min。 表 2 第 6 列给出了低速冲击后试件的拉伸强度 实验结果。未受冲击的 G827/ 5224 光滑板的拉伸 强度为 530. 89 MPa, G803/ 5224 光滑板的拉伸强 度为 499. 59 MPa, 因此, 冲击后 G827/ 5224 层合 板的强度保持率为 45. 7%,

16、 G803/ 5224 层合板的强 度保持率为 46. 9%。可见, 低速冲击后两种平面编 织复合材料层合板的拉伸强度下降均 50% , 而且 G803/ 5224 层合板的强度保持率略高于 G827/ 5224。 2 实验结果 2. 1 试件断口 图 1为试件 G827/ 5224 -1 和 G803/ 5224 -1 冲 #164#复 合 材 料 学 报 图 1 试件 G827/ 5224 -1 和 G803/ 5224 -1 的拉伸断口 Fig. 1 M acrofractographies of tensile specimens G827/ 5224 -1 and G803/ 522

17、4 -1 击后拉伸至破坏的断口, 每个试件图中的上、下图 分别显示了试件破坏的正向和侧向拉伸断口。可以 看出这两种试件的拉伸断口基本相似, 断裂带均穿 过冲击损伤区, 断口平齐, 方向基本与拉伸载荷方 向垂直, 断裂形式主要表现为纤维断裂。 2. 2 损伤检测 低速冲击造成的损伤大部分都隐含在层合板的 内部, 因此采用超声波 C 扫描无损检测方法来测量 层合板的损伤投影面积( 见表 2 第 2 列) 。图 2 和图 3是两种试件冲击后拉伸损伤典型的超声波 C 扫描 结果。从图中可以观察到: G803/ 5224 -1 试件的损 伤区近似为圆形; G827/ 5224 -1 试件的损伤区近似 为

18、椭圆形, 长轴沿 45 b方向。这种现象的产生主要 与试件的铺层材料和最外一层的铺层方向有关, 但 是其主要损伤区域仍然近似为圆形( 见图 2( a) ) 。 虽然损伤区的投影面积不同, 但在拉伸应力作用 下, 两种试件的损伤扩展方向都沿着与外载荷垂直 方向进行。 此外, 为了考察低速冲击是否会引起铺层纤维 发生断裂, 还采用了热揭层法对层合板的低速冲击 损伤进行了研究。结果发现,出现纤维断裂的 G827/ 5224 铺层数非常 少,而出 现纤维断裂 的 G803/ 5224 铺层数较多, 且纤维断裂主要集中在冲 击中心区域。 图2 试件 G827/ 5224 -1 内部损伤的变化 Fig.

19、2 Damage development of specimen G827/ 5224 -1 图3 试件 G803/ 5224 -1 内部损伤的变化 Fig. 3 Damage development of specimen G803/ 5224 -1 2. 3 载荷位移曲线 图 4 是两种试件在冲击后拉伸过程中测得的载 荷 -位移曲线。图 4 表明, 试件在拉伸初始阶段的 刚度没有发生明显变化, 只有接近破坏时的刚度才 发生变化。也就是说在接近破坏载荷时, 冲击后试 件内的损伤才发生明显的扩展, 并且扩展迅速。 图 4( a) 中试件 G827/ 5224 -3 在加载至 80 kN 左右时

20、材料发生失效断裂, 该试件比其它试件有更 大的断裂位移, 可能是由于临近破坏时, 其内部损 伤扩展速度较慢所造成的。 3 仿真计算 3. 1 冲击损伤的表征 冲击损伤的表征是低速冲击后层合板拉伸和压 #165#程小全, 等: 平面编织复合材料层合板低速冲击后的拉伸性能 图 4 试件 G827/ 5224 和 G803/ 5224 的载荷 -位移曲线 Fig. 4 Load -displacement curves of specimens G827/ 5224 and G803/ 5224 缩性能计算中的关键。不同的模型对低速冲击损伤 的处理方式不同。作者曾在文献 9 将低速冲击损 伤等效成软

21、化夹杂, 并对软化夹杂区的衰减系数 Mr进行了研究。用软化夹杂来表征低速冲击损伤 不仅适用于纤维断裂控制层合板破坏( 不出现子层 局部屈曲及扩展) 的情况, 而且该模型还成功用于 低速冲击后缝合层合板的剩余压缩强度的计算 10。 从以上实验研究结果可以看出, 低速冲击后平 面编织复合材料层合板的拉伸破坏以纤维断裂为 主, 因此, 这里也将冲击损伤表征为软化夹杂。软 化夹杂区域的形状均为圆形, 其大小见表 2。由于 平面编织复合材料层合板低速冲击面积普遍偏小, 对于 G827/ 5224 层合板, 衰减系数 Mr的值取为 0. 11; 而对于 G803/ 5224层合板, 由于纤维断裂较 多,

22、将 Mr的值取为 0. 0001, 接近于 0。 3. 2 损伤判据及模量衰减准则 在建立复合材料的失效仿真模型时, 需要确定 铺层损伤判据和弹性模量衰减准则。其中损伤判据 用来判定铺层的损伤形式, 而弹性模量衰减准则用 来对损伤区域进行相应的刚度退化。由于 G827/ 5224 和 G803/ 5224 两种铺层的结构形式不同, 这 里采用不同的损伤判据和弹性模量衰减准则。 G827/ 5224 铺层在纬向是很弱的玻璃纤维, 主 要起着将经向碳纤维组合成一个整体的作用。该铺 层的力学性能接近于普通的单向带铺层, 因此, 在 对 G827/ 5224 含损伤板的进行模拟计算时, 通常采 用 H

23、ashin 11 分类损伤判据及 Chang 12 的模量衰减 准则, 即 纤维拉伸破坏( R11 0 ) : R11 XT 2 + S12 S12 2 + S13 S13 2 = 1( 1) 纤维压缩屈曲破坏( R11 0 ) : R22+ R33 YT 2 + (S 2 23- R22R33) S 2 23 + S12 S12 2 + S13 S13 2 = 1 ( 3) 基体压缩破坏( R22+ R33 0 ) : ( R22+ R33) YC YC 2S23 2 - 1 + 1 4S223 (R22+ R33) 2 + (S 2 23- R22R33) S 2 23 + S12 S12

24、 2 + S13 S13 2 = 1( 4) 纤维基体剪切破坏( R11 0 ) : R11 XC 2 + R12 R 2 + R13 S 2 = 1( 5) 式中: R11、R22代表正轴坐标系下 1、2 方向的正应 力; S12、S13、S23则代表剪应力; XT、 XC代表经向的 拉伸、压缩强度; YT、YC代表纬向的拉伸、压缩强 度; S12、S13、S23代表层内的各方向的剪切强度。 损伤后铺层的模量衰减准则为: 基体破坏时 E2= L12= 0; 纤维破坏时 E1= E2= E3= G12= G23= G13= 0, L12= L13= L23= 0; 纤维、基体剪切破坏时 G12

25、= L12= 0。 G803/ 5224 铺层的纬向和经向一样, 有碳纤维 增强, 与单向带铺层相比发生了很大的变化。基体 破坏变成了次要因素, 各铺层材料的强度特性均由 纤维控制, 而且纬向的损伤特性与经向相当。因 此, 在计算中采用了文献 13 所建立的铺层损伤判 据和模量衰减准则。 文献 13 所建立的损伤判据没有考虑纤维、基 #166#复 合 材 料 学 报 体剪切破坏, 这是因为相关研究发现 14, 编织复合 材料拉伸破坏的形式主要表现为纤维断裂; 且对于 ( 45) 与( ? 45) 编织层来说, 其拉剪耦合效应非常 小, 远不如传统单向带复合材料明显, 而( 0, 90) 和 (

26、 90, 0) 编织层则不存在拉剪耦合。 在计算中, 当模型的承载能力急剧下降或各层 损伤都扩展到自由边时, 认为层合板失效。 3. 3 仿真计算结果与分析 采用 ANSYS 有限元软件, 进行了二次开发建 模和计算。图 5 所示为含冲击损伤层合板的有限元 网格模型, 单元类型 SHELL99, 单元数目 1280, 节点数 7677。图 6 给出了仿真计算所得到的应力 - 应变曲线, 表 3 给出了 G827/ 5224 和 G803/ 5224 两种层合板低速冲击后剩余拉伸强度的仿真计算结 果。可以看出, 计算结果与实验值吻合较好, 从而 验证了该仿真模型的有效性。 表 3 G803/ 5

27、224 和 G827/5224 层合板剩余拉伸强度对比 Table 3 Residual tensile strength comparison of G803/ 5224 and G827/ 5224 laminates Specimens Residual tensile strength/ MPa CalculatedT est Error/ % G827/ 5224273. 44242. 36 12. 8 G803/ 5224253. 71234. 29 8. 30 图 7 给出了 G803/ 5224 层合板在拉伸载荷下 的损伤扩展仿真过程( 只显示试件的中心损伤区 域) 。通过计算

28、, 同样也可以得到 G827/ 5224 层合 板的拉伸损伤扩展过程。 对比两种层合板的损伤扩展过程计算结果可以 看出, G827/ 5224 含损 伤板在拉 伸载荷增加 到 136. 72 MPa( 46% 的破坏载荷) 时, 90b铺层在软化 夹杂区边缘率先出现了基体损伤; G803/ 5224 含损 伤板则在拉伸载荷增加到 134. 95 MPa( 53% 的破坏 载荷) 时, ( 0, 90) 层首先在软化夹杂区边缘出现经 向纤维断裂。 图 5 含冲击后损伤的层合板网格模型 Fig. 5 Mesh model of laminate with impact damage 图 6 仿真计

29、算的拉伸应力 -应变曲线 Fig. 6 Simulated tensile stress - strain curve 图 7 G803/ 5224 在拉伸载荷下的损伤扩展仿真模拟过程 Fig. 7 Simulative damag e propagation of specimen G803/ 5224 on tensile after impact 继续增加载荷, 当 G827/ 5224 含损伤板载荷达 到 224. 61 MPa( 82% 的破坏载荷) 时, 其- 45b、0b 和 45b铺层出现了一定面积的基体损伤, 90 b层的基 体损伤则有了很大的扩展, 是 4 种铺层中损伤最为

30、 严重的。G803/ 5224 含损伤板载荷达到 188. 93 MPa ( 84%的破坏载荷) 时, 含损伤板的 4 种铺层均有一 定程度的损伤, 其中( 45) 和( ? 45) 铺层出现了 3 种损伤形式, 它们分别为经向纤维断裂、纬向纤维 断裂和经向纬向纤维均断裂, ( 0, 90) 与( 90, 0) 层 #167#程小全, 等: 平面编织复合材料层合板低速冲击后的拉伸性能 则相对简单, 只分别出现了经向纤维损伤和纬向纤 维损伤。在 4种铺层中, 各铺层的损伤形状和面积 大致相当。 当 G827/ 5224 含损 伤层 合 板载 荷 增加 到 273. 44 MPa 时, 由于其承载

31、能力急剧下降, 模型 发生破坏; G803/ 5224 含损伤层合板载荷增加到 253. 71 MPa 时, 其 4 种铺层损伤均扩展到自由边, 亦发生破坏。 从含冲击损伤层合板的损伤扩展过程中可以看 出, 两者的共同之处在于损伤都是沿着横向扩展, 垂直于外载荷方向, 这与前面实验结果相吻合。与 此同时, 两者之间也存在较大的差别, G827/ 5224 板的损伤主要集中于 90b铺层, 损伤起始于 90b铺层 的基体开裂, 而且当 90b铺层出现较大面积的基体 损伤之后, - 45b、0 b和 45b铺层才开始出现损伤并 迅速扩展, 最终使层合板的承载能力急剧下降而发 生破坏。G803/ 5

32、224 含损伤板的损伤并未集中于某 一铺层上, 而是分散于各个铺层。每个铺层损伤扩 展的速度相近, 扩展区域的大小和形状也差不多, 损伤扩展相当均衡。 4 结 论 ( 1) 在实验研究的基础上, 建立了有限元仿真 模型, 对低速冲击后平面编织层合板的拉伸破坏行 为进行了研究。模型中将冲击损伤表征为软化夹 杂。研究结果表明, 所建立的有限元模型能够很好 地计算平面编织复合材料层合板的冲击后剩余拉伸 强度。 ( 2) 低速冲击使平面编织层合板的拉伸强度下 降 50% 以上, 因此, 在复合材料结构设计中应该重 视其冲击后承受拉伸能力的下降。 ( 3) 在损伤扩展过程中, 两种不同铺层的平面 编织层

33、合板表现出较大的差别。G827/ 5224 层合板 损伤主要集中于某个单一铺层, 损伤起始于该铺 层, 其它铺层的损伤扩展远远落后于该铺层。而 G803/ 5224 层合板的损伤并不集中于某个单一铺 层, 而是各铺层的损伤均衡扩展。 ( 4) 从 G803/ 5224 与 G827/ 5224 层合板损伤 扩展的差别可以看出, G803/ 5224 层合板的冲击阻 抗和冲击后拉伸强度比 G827/ 5224 层合板高。在 层合板设计中, 可以使用像 G803 的纤维结构形式 来提高其冲击阻抗及冲击后的承载能力。 参考文献: 1 程小全, 吴学仁.复合材料层合板低速冲击损伤容限的改进方法 和影响

34、因素J .高分子材料科学与工程, 2002, 18( 3) :20 - 25. Cheng Xiaoquan, Wu Xueren. Methods for improving damage tolerance of composite laminates after low velocity impact and their influence factors J . Polymer Materials Science and Engineering, 2002, 18( 3) : 20 - 25. 2 Naik N K, Chandra Sekher Y, Meduri Sailendra

35、. Damage in woven- fabric composites subjected to low - velocity impact J . Composites Science and T echnology, 2000, 60: 731 - 744. 3 Iannucci L, Dechaene R, Willows M, et al. A failure model for the analysis of thin woven glass composite structures under impact loadings J . Computers and Structure

36、s, 2001, 79: 785 - 799. 4 Hosur M V, Adbullah M, Jeelani S. Studies on the low- velocity impact response of woven hybrid composites J . Composite Structures, 2005, 67: 253 - 262. 5 程小全, 寇长河, 郦正能. 低速冲击后复合材料层合板的压缩 破坏行为 J . 复合材料学报, 2001, 18( 1) : 115 - 119. Cheng Xiaoquan,Kou Changhe,Li Zhengneng.Compr

37、essive failure behavior of composite laminates after low velocity impact J. Acta Materiae Compositae Sinica, 2001, 18(1) : 115 - 199. 6 Cheng Xiaoquan, Li Zhengneng. Damage progressive model of compression of composite laminates after low velocity impact J . Applied Mathematics and Mechanics ( Engli

38、sh Edition) , 2005, 26( 5) : 618 - 626. 7 Sanchez - Saez S, Barbero E, Zaera R, et al. Compression after impact of thin composite laminates J . Composites Science And T echnology, 2005, 65: 1911 - 1919. 8 中国航空研究院编著. 复合材料结构设计手册 M . 北京: 航 空工业出版社, 2001: 615 - 621. InstituteofChineseAviationResearch.Han

39、dbookof Composites Structure Design M . Beijing: Aviation Industry Press, 2001: 615 - 621. 9 程小全, 张子龙, 吴学仁. 小尺寸试件层合板低速冲击后的剩 余压缩强度 J . 复合材料学报, 2002, 19( 6) : 8 - 12. Cheng Xiaoquan, Zhang Zilong, Wu Xueren.Post- impact compressive strength of small composite laminate specimens J . Acta Materiae Compo

40、sitae Sinica, 2002, 19( 6) : 8 - 12. 10 Cheng Xiaoquan,Al- MansourAli,Li Zhengneng,Kou Changhe. Compression strength of stitched laminates after low velocity impact J .Journal ofReinforced Plastics and Composites, 2005, 24( 9) : 935 - 947. 11 Hashin Z. Failure criteria for unidirectional fiber compo

41、sites J . Journal of Applied Mechanics, 1980, 47: 329 - 334. 12 Chang F K, Chang K Y. A progressive failure damage model for laminated composites containing stress concentration J . Journal of Composites Material, 1987, 21: 809 - 833. 13 程小全, 邹 健, 许延敏, 等. 含孔平面编织混杂铺层层合板 压缩破坏仿真 J . 力学学报, 2007, 39( 6)

42、: 829 - 834. Cheng Xiaoquan, Zou Jian, Xu Yanmin, et al. Simulation of compressive failure of hybrid plain woven fabric laminate with a hole J .Chinese Journal of T heoretical and Applied Mechanics, 2007, 39(6) : 829 - 834. 14 邹 健, 程小全, 邵世纲, 等. 基于 ANSYS 环境的平面编织 层合板拉伸破坏数值仿真 J . 复合材料学报, 2007, 24( 6) : 180 - 184. Zou Jian, Cheng Xiaoquan, Shao Shigang, et al. Numerical simulation forplain woven compositelaminatebasedon ANSYS software J .Acta Materiae Compositae Sinica, 2007, 24( 6) : 180 - 184. ( 责任编辑: 孙丽娟) #168#复 合 材 料 学 报