复合材料夹层结构越来越多地用于航空航天仪器中的某些构件上，例如飞机机翼的拖边缘楔子。然而，夹层结构通常抵抗冲击破坏的性能比较差。奥克兰大学的聚合物和复合材料研究中心，正使用LUSASComposite开发损伤材料模型，来模拟冲击荷载作用下夹层板的核心破坏。
在飞机机翼上，低速冲击可能由跑道上一些工具、冰雹或碎片的下落引起。高速冲击也可能由一些小质量的物体引起，例如鸟。使用已建的损伤材料模型对两种不同情况进行数值模拟，并给出与实验测量的对比评估。
损伤材料模型连同系数矩阵的退化一起，以一个弹性和无弹性应变积累的组合为基础。它要求定义初始破坏极限，破坏函数的梯度，以及破坏的**允许值。从实验数据可以看出，对典型的Nomex蜂窝结构，刚度减少达到60%。损伤材料模型被用于轴对称的、显式动力分析中，而且还考虑有限应变和大变形行为。 |  |
在软体实验中，用水填满的橡胶膜用来作为冲击物。为了建模它，采用低杨氏模量和泊松比接近0.5的各向同性弹性材料，该材料满足常体积变形。板边界上的夹子在LUSAS模型中用适当的支撑来代替。滑移线自动地处理冲击物体和夹层板间的接触问题，并把夹层模型的构件系在一起。总之，共耗时6.44ms的35706次时间增量模拟了冲击事件。
在软体冲击发射体期间，夹层板的表面将变形，这引起一个浅且大的计划面积在夹层板中发展并保留。内部核心破坏区域的直径和厚度，LUSAS预测的值与实验结果吻合的非常好。通过使用LUSAS画出破坏的等值线，我们很容易看到在夹层板的中心蜂窝被压碎的程度。
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总的来说，按照破坏区域的直径和中心压碎的深度来看，使用损伤材料模型的软体冲击分析，呈现出与实验结果良好的相关性。用损伤模型计算的**变形，大约是用实验板计算的结果的两倍。然而，LUSAS模型提供了在峰值冲击下板**变形的一个值。
在使用相同的损伤材料模型对刚体冲击的研究中，发射物以15.3m/s的速度，沿着夹层板表面的法线方向冲击模型，分析使用了28000个时间增量，总耗时2.4ms。中心区域压碎的程度通过相应图表中的箭头表示，中心破坏的左侧边界通过图中圆圈区域表示。
