不同等級損傷復(fù)合材料層壓板的壓縮失效行為

劉杰， 范金娟， 王云英

(1.北京航空材料研究院中國航空工業(yè)失效分析中心，北京 100095;2.南昌航空大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院，南昌 330063）

不同等級損傷復(fù)合材料層壓板的壓縮失效行為

劉杰1，2， 范金娟1， 王云英2

(1.北京航空材料研究院中國航空工業(yè)失效分析中心，北京 100095;2.南昌航空大學(xué)材料科學(xué)與工程學(xué)院，南昌 330063）

研究了目視不可檢與可檢損傷對CF3052/5224復(fù)合材料層壓板沖擊后壓縮失效行為的影響。對復(fù)合材料進行了低速沖擊和沖擊后壓縮試驗，采用超聲C掃描、宏觀斷口觀察等手段將兩種損傷等級試樣的失效模式進行了對比，同時分析了沖擊凹坑深度隨沖擊能量變化中存在拐點的現(xiàn)象。結(jié)果表明:目視不可檢損傷層壓板主要是基體開裂和分層，目視可檢損傷層壓板除基體開裂和分層嚴重外，還存在大量的纖維斷裂;兩種等級損傷層壓板在沖擊損傷中心區(qū)域的側(cè)面斷口上可見由沖擊造成的微屈曲失效特征，沖擊損傷邊緣未受沖擊影響，其失效模式與無損傷層壓板失效模式相同，均為剪切分層失效。

低速沖擊;復(fù)合材料層壓板;壓縮失效;微屈曲

復(fù)合材料具有強度高、剛度大，質(zhì)量輕，并具有抗疲勞、減震、耐高溫、可設(shè)計等一系列優(yōu)點［1］，在航空航天領(lǐng)域日益得到廣泛的應(yīng)用，特別是航空領(lǐng)域，復(fù)合材料已成為飛機的主要結(jié)構(gòu)材料，復(fù)合材料的應(yīng)用給飛機設(shè)計帶來了一場革命。然而，隨著復(fù)合材料構(gòu)件用量的增大，其故障及失效問題也日益增多，如飛機機翼故障、平尾故障，直升機旋翼故障等，復(fù)合材料構(gòu)件的失效可能導(dǎo)致嚴重的事故，對其失效行為的研究已日益受到人們的重視［2，3］。

平面編織復(fù)合材料層壓板對高能低速沖擊最為敏感，在層壓板低速沖擊方面，國內(nèi)外進行了大量的研究［4～9］，主要集中在對層壓板的沖擊、沖擊后壓縮特性以及結(jié)合有限元進行的模擬研究，對含損傷復(fù)合材料的失效行為研究很少。本工作對兩個等級沖擊損傷復(fù)合材料層壓板的壓縮失效模式進行研究，主要分析不同沖擊損傷等級對復(fù)合材料層壓板失效行為的影響。

1 試驗過程與方法

試驗用復(fù)合材料為熱壓罐成型的CF3052/5224復(fù)合材料層壓板，樹脂含量約為40.7%，鋪層順序［(±45）/(0，90）/(±45）/(90，0）］2s，試件尺寸為150 mm×100 mm，參照 ASTM D 7136/D7136M—2005，沖擊試驗在雙軌落錘試驗機上進行，落錘質(zhì)量為5 kg，沖頭直徑為12.5 mm，通過調(diào)整落錘高度來改變沖擊能量。沖擊后試樣在INSTRON8802材料試驗機上進行壓縮試驗，試驗參照ASTM D 7137/D7137M—2005進行。觀察并記錄壓縮過程中試樣的損傷擴展情況。壓縮試驗前后對試樣進行超聲C掃描，用體視顯微鏡和環(huán)境掃描電鏡(SEM）對試樣斷口形貌進行觀察。

2 不同等級損傷狀態(tài)

對層壓板進行不同能量的落錘沖擊試驗，得到凹坑深度-單位厚度沖擊能量關(guān)系(圖1）。由圖1發(fā)現(xiàn):隨著單位厚度沖擊能量的增加，復(fù)合材料的凹坑深度逐漸增加;沖擊能量較低時凹坑深度較淺，當(dāng)深度超過0.5 mm后，凹坑深度的增長速率明顯增加，出現(xiàn)拐點。文獻［10］對損傷等級進行了劃分:選取3.34 J·mm－1沖擊試樣作為目視不可檢試樣，5 J·mm－1沖擊試樣作為目視可檢試樣。可見，沖擊能量為3.34 J·mm－1的試樣沖擊正面有近似圓形的凹坑，凹坑邊緣可見輕微的纖維斷裂，沖擊背面突起，可以看見纖維斷裂和±45°的裂紋(圖2）;沖擊能量為5 J·mm－1的試樣沖擊正面同樣有近似圓形的凹坑，凹坑邊緣的纖維有輕微斷裂，試樣的沖擊背面突起較沖擊能量為3.34 J·mm－1試樣(圖2）嚴重，明顯可見纖維的斷裂以及±45°的裂紋(圖3）。

圖1 凹坑深度-單位厚度沖擊能量曲線Fig.1 Dent depth-impact energy per thickness millimeter curves

將復(fù)合材料層壓板從沖擊點位置切開進行SEM觀察，斷口形貌如圖4所示。由圖可見兩個能量沖擊后材料的損傷程度明顯是不同的，沖擊能量為3.34 J·mm－1時，沖擊區(qū)域有輕微的基體開裂、界面分層與少量纖維斷裂;沖擊能量為5 J·mm－1時，試樣基體開裂和分層嚴重，纖維斷裂明顯，且斷裂嚴重程度由沖擊正面到?jīng)_擊背面依次增加。

3 沖擊后壓縮失效行為

3.1 剩余壓縮強度

圖5為兩種等級損傷層壓板沖擊后壓縮強度(CAI）與沖擊能量之間的關(guān)系。由圖可以看出，損傷等級對層壓板的CAI值影響較明顯，沖擊能量越高，試樣CAI值越低。圖6是兩種等級損傷層壓板的載荷-位移曲線，可以看出在相同載荷下，沖擊能量越高的試樣位移越小，其最終失效載荷也相對較低。

3.2 損傷擴展

對壓縮過程中層壓板的損傷擴展進行研究后發(fā)現(xiàn)，壓縮過程中損傷擴展方向均沿著主應(yīng)力方向擴展，圖7為沖擊后試樣的超聲C掃描結(jié)果，圖7a，7b，7c分別代表沖擊后內(nèi)部損傷情況、沖擊后壓縮過程中聽見有明顯響聲后試樣內(nèi)部損傷情況以及沖擊后壓縮失效試樣的損傷情況。對比圖7a～c可以看出:聽見響聲后試樣的損傷發(fā)生了輕微的擴展，但看不出明顯的損傷擴展方向;圖7c則可以看出損傷主要沿著主應(yīng)力方向擴展，其他方向沒有明顯擴展。

3.3 失效模式

對不同損傷等級CF3052/5224層壓板壓縮失效后試樣進行宏觀觀察發(fā)現(xiàn):兩組試樣在垂直于加載方向的邊緣均出現(xiàn)了纖維基體剪切破壞，沖擊正面與背面均有局部的分層屈曲現(xiàn)象，且背面凸起較正面更為嚴重，兩種損傷等級層壓板宏觀失效模式相同。將兩組試樣沿主應(yīng)力方向剖開，進行側(cè)面斷口形貌觀察(圖8～11）。可以看出不同損傷位置的側(cè)面斷口形貌是不同的:在沖擊損傷中心，有明顯的微屈曲特征且面積較大，斷口形貌復(fù)雜(圖8，圖10）;而在沖擊損傷邊緣，主要是剪切失效特征，微屈曲面積較小，斷口形貌相對簡單(圖9，圖11）。含有不同損傷等級層壓板的最終失效模式相同，均為層壓板表面微屈曲后剪切分層失效，只是目視可檢試樣在沖擊中心區(qū)域的微屈曲面積更大(圖10）。壓縮失效過程中，伴隨著不斷的響聲沖擊背面產(chǎn)生微屈曲，隨后微屈曲沿著壓縮載荷的垂直方向擴展，大約擴展至板長的1/4長度時，試樣突然發(fā)生剪切分層失效，沖擊損傷等級并沒有改變復(fù)合材料的最終失效模式［11］。

圖8 CF3052/5224沖擊損傷中心壓縮失效后側(cè)面形貌(3.34 J·mm－1）Fig.8 Fracture side faces of CF3052/5224 laminate with low-velocity impact(3.34 J·mm－1）

4 分析與討論

結(jié)合宏觀以及斷口SEM形貌可以得出:沖擊能量較小時，凹坑深度小于0.5 mm，沖擊載荷由纖維和基體共同承載，沖擊損傷主要為基體裂紋和界面分層;隨著沖擊能量的增大，基體裂紋和分層迅速擴大，凹坑深度超過0.5 mm，同時大量的纖維開始斷裂，纖維的斷裂可能是引起凹坑深度出現(xiàn)拐點的重要原因。對比分層面積發(fā)現(xiàn)，層壓板的壓縮性能主要受內(nèi)部分層的影響，分層面積的擴大將導(dǎo)致復(fù)合材料層壓板壓縮強度降低。

對比兩種損傷等級層壓板的壓縮失效結(jié)果，發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料層壓板的壓縮失效模式主要受基體強度和纖維基體界面強度的影響［12］，沖擊中心和沖擊邊緣的側(cè)面斷口特征有明顯不同。層壓板受到?jīng)_擊后，沖擊損傷位置纖維與基體的結(jié)合強度降低，其在受沖擊位置的失效模式也發(fā)生了相應(yīng)的變化:沖擊中心有明顯的微屈曲，且沖擊能量越大，屈曲面積越大;沖擊邊緣沒有明顯的微屈曲特征，主要為剪切分層失效。沖擊未對沖擊邊緣的失效模式造成影響，纖維的壓縮斷裂發(fā)生在材料不同的層面上，其壓縮失效模式與無損傷層壓板壓縮失效模式相同。

5 結(jié)論

(1）目視不可檢層壓板的損傷主要是基體開裂和分層，沖擊點附近有少量的纖維斷裂;目視可檢層壓板基體開裂和分層嚴重，纖維斷裂明顯;隨著損傷的程度提高，剩余壓縮強度降低。

(2）兩種等級損傷的CF3052/5224層壓板最終的壓縮失效模式均為剪切分層失效，但局部失效特征不同:試樣沖擊中心位置微屈曲面積較大，離沖擊點越遠，微屈曲面積越小，沖擊損傷邊緣的壓縮失效模式與無損傷層壓板壓縮失效模式相同。

［1］沈觀林，胡更開.復(fù)合材料力學(xué)［M］.北京:清華大學(xué)出版社，2006:15－17.

［2］程小全，高宇劍.含沖擊損傷復(fù)合材料槳葉結(jié)構(gòu)靜強度分析［J］.失效分析與預(yù)防，2011，6(1）:23－27.

［3］范金娟，鄭林斌，趙旭，等.低速沖擊損傷復(fù)合材料層合板的壓縮失效［J］.失效分析與預(yù)防，2009，4(1）:19－23.

［4］CHENG X Q，LI Z N.Damage progressive model of compression of composite laminates after low velocity impact［J］.Applied mathematics and mechanics(English Edition），2005，26(5）:618－626.

［5］程起有，童小燕，姚磊江，等.復(fù)合材料層合板低速沖擊響應(yīng)的有限元分析［J］.飛機設(shè)計，2008，28(1）:33－36.

［6］ TESRPES K I，LABEAS G，PAPANIKOS P，et al.Strength predications of bolted joints in graphite/epoxy composite laminates［J］.Composites:Part B，2002，33(7）:521－529.

［7］ SANCHEZ-SAEZ S，BARBERO E，ZAERA R，et al.Compression after impact of thin composite laminates［J］.Composites Science and Technology，2005，65(13）:1911－1919.

［8］崔海坡，溫衛(wèi)東，崔海濤.層合復(fù)合材料板的低速沖擊損傷及剩余壓縮強度研究［J］.機械科學(xué)與技術(shù)，2006，25(9）:1013 －1017.

［9］ HOSSEINZADEH R，SHOKFIEH M M，LESSARD L.Damage behavior of fiber reinforced composite plates subjected to drop weight impacts［J］.Composites Science and Technology，2006，66(1）:61 －68.

［10］中國航空研究院.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計手冊［M］.北京:航空工業(yè)出版社，2001:15－18.

［11］習(xí)年生，于志成，陶春虎.纖維增強復(fù)合材料的損傷及失效分析方法［J］.航空材料學(xué)報，2000，20(2）:55－63.

［12］BAUCOM J N，ZIKRY M A，Low-velocity impact damage progression in woven E-glass composite systems［J］.Composites:Part A，2005，36(5）:658 －664.

Compression Failure Behavior of Composite Laminates with Low-velocity Impact Damage

LIU Jie1，2， FAN Jin-juan1， WANG Yun-ying2
(1.Failure Analysis Center of AVIC，Beijing Institute of Aeronautical Materials，Beijing 100095，China;2.School of Material Science and Engineering，Nanchang Hangkong University，Nanchang 330063，China）

The effect of visually-undetected and detected damages on the compression failure behavior of CF3052/5224 composite laminates after impact was studied.Low-velocity impact and compression tests were carried out on the composite laminates.The failure modes of the composite laminates with the two type damages were compared.And the knee point in the relationship curve of the impacted pit depth with impaction energy variation was analyzed.The results show that the main failure mode of the composite laminates with visually-undetected damage is crack and delamination of the matrix.However，the composite laminates with visually-detected damage，besides crack and delaminating of the matrix，fiber fracture is seen.The micro buckling feature caused by impacting exists at the side fracture surface of the impaction damage central region，and the brim of the impaction damage region is not affected.The failure mode of the composite laminates with damage is a shearing and delaminating failure，the same as the undamaged composite laminates.

low-velocity impact;composite laminates;compression failure;micro buckling

10.3969/j.issn.1005-5053.2011.6.015

TB332

A

1005-5053(2011）06-0087-05

2011-05-03;

2011-07-21

劉杰(1985—），男，碩士研究生，主要從事非金屬材料損傷與失效分析研究，(E-mail）dnaliujie@126.com。