【地坪網資訊】葉金蕊1，李嘉1，劉衛平2，張博明1
1．北京航空航天大學材料科學與工程學院．北京100191
2．中國商用飛機有限責任公司上海飛機制造有限公司．上海200436
摘要以碳纖維增強環氧樹脂基復合材料結構為研究對象。設計了含有預埋分層缺陷復合材料層合板的典型試件及壓縮實驗裝置。采用試驗與數值模擬相結合的方法。研究了分層缺陷位置、大小對結構壓縮強度的影響。研究結果表明。分層缺陷的位置會改變層合板的分層形式。且小尺寸分層缺陷對于層合板的壓縮強度幾乎無影響。此結論可為復合材料結構應用于飛機結構的設計和制造提供依據。
引言
復合材料已成為航空航天領域廣泛應用的材料之～．在B787和A350飛機上的用量比例均已超過50％。然而，復合材料結構與各向同性材料不同，復合材料結構具有層壓成型層合結構的特征，其層間強度低。因此，復合材料結構在服役或制造過程中以及外界環境作用下，極易產生界面脫膠、層間分層等損傷，特別是在受到外來物的橫向沖擊時，很容易使內部產生分層⋯。由于內部分層等損傷具有不可見性和難修補性，因此研究出現分層損傷后復合材料結構的剩余強度具有重要的理論和實踐意義口--4]。本文選取碳纖維增強環氧樹脂基復合材料為研究對象，通過預埋分層缺陷實現對分層損傷大小及位置的控制．采用試驗與數值模擬相結合的方法研究了分層損傷對結構壓縮強度的影響，研究結果可為復合材料結構應用于飛機結構設計和制造提供依據。
1 有限元數值模擬研究
本文研究基于Hashin關于纖維增強復合材料的失效起始判據的理論口-71，該理論包括纖維拉伸斷裂(式(1))、纖維壓縮屈曲(式(2))、基體在橫向拉伸和剪切下的斷裂(式(3))、基體在橫向壓縮和剪切下的壓潰(式(4))等失效模式分析。


3試驗結果與分析
圖3為缺陷位于上層、中層、下層以及不含缺陷試樣的位移一載荷曲線，每組試樣有4件分別為含不同缺陷尺寸的復合材料層合板。從圖中可以看出，在壓縮載荷作用下含不同尺寸缺陷的層合板路徑基本一致，載荷峰值差別較大，除不含缺陷試樣外，預埋缺陷位于中層的試樣載荷峰值最高，其次為上層，缺陷位于下層的試樣載荷峰值最低。從位移一載荷曲線圖可看出．分層缺陷會降低試樣的壓縮強度。
不同尺寸的分層缺陷對壓縮強度的影響不同，其載荷路徑有重合之處。圖4給出了不同尺寸不同位置的壓縮強度。
可以看出，對于含表層分層缺陷層合板，壓縮強度隨著缺陷尺寸的增大有減小的趨勢，較大分層缺陷尺寸(缺陷直徑大于9mm)對層合板的壓縮強度影響較明顯，而缺陷尺寸小于一定值時(缺陷直徑小于3mm)對層合板的壓縮強度影響不是很明顯，這時強度趨于無損強度；對于含中間分層缺陷層合板，壓縮強度受缺陷尺寸的影響不大。另外，從圖中還可以看出，同一缺陷大小同一位置的不同試樣，壓縮強度并不相同，離散性在11％～25％之間，這與試驗中存在不利于壓縮強。度測量的客觀因素有關，例如試樣的對中、夾具的變形、試樣的加工幾何精度、夾持力等。
圖5給出了含分層缺陷復合材料層合板壓縮損傷模式及局部放大圖，并對斷口進行電子顯微鏡觀察(圖6)。由圖可看出，分層缺陷會改變層合板的破壞模式，壓縮過程中，當壓力達到一定程度時．缺陷上表面材料鋪層“鼓起”，而相應的反面由于壓縮力矩的不平衡產生順勢彎曲失穩．致使層合板的破壞方向為向缺陷下表面微彎。
無預埋缺陷分層試樣的失效模式為層板整體欠穩引發層合板破壞，如罔7、岡8所示，上層預埋分層缺陷的試件在壓縮過程中表現為局部屈曲模態，局部屈曲強度只有其破壞強度的30％～60％，分層直徑增加．局部屈曲強度降低。局部屈ffn發生后，層合板尚可進一步承載，直至層合板失穩破壞。中間分層缺陷層合板壓縮損傷不m現局部分層屈曲，直接產生較大的響聲后發生整體壓縮破壞。

全文下載：  分層缺損對復合材料結構壓縮強度的影響.pdf