復合材料孔板在濕熱環境下的力學性能研究①

展全偉，范學領，孫 秦

(1.西北工業大學無人機所，西安 710072;2.西安交通大學 航天學院，西安 710049;3.西北工業大學 航空學院，西安 710072)

0 引言

先進復合材料具有高的比強度、比剛度，優良的耐高溫、抗腐蝕和熱力學性能，以及良好的可設計性等特點，因而廣泛用作大型結構和整體結構材料及耐高溫抗燒蝕材料［1］。先進復合材料多向層壓結構是目前飛機上所采用的主要結構形式，其特點是由不同比例、不同纖維方向的鋪層構成，是飛機結構的基本元素。復合材料結構特點決定了不同于金屬結構的許多新的性能表征要求，其中最重要的是耐濕熱性能和抗沖擊性能。計及濕熱環境影響的靜強度設計和驗證是軍用飛機復合材料結構強度規范的重要特點之一。復合材料在濕熱環境下服役，不僅會引起各相界面及各組元老化，同時水分和溫度的共同作用，也會使得復合材料界面和內部發生水分應變或溫度應變，這種影響就是通常所稱的濕熱效應。由于高模量增強纖維與基體之間的粘接性能較差，使得水分沿復合材料界面進入復合材料內部的阻力減小，其吸濕率較高、耐濕熱性能較差;尤其是高溫下受載時，其力學性能降低更多［2－3］。因而靜強度設計時，必須考慮濕熱效應對復合材料層合板結構力學性能的影響。

復合材料飛機結構強度設計階段，濕熱效應的考慮途徑是采用計及濕熱環境的結構設計許用值;在驗證階段則是對室溫下的靜強度極限載荷施加環境補償系數進行考慮，所施加的環境補償系數取決于結構薄弱環節(如開孔部位)的濕熱環境影響因子。在將復合材料層壓板用于飛機主承力結構時，需在濕熱條件下具有較高的強度保持率，也就是具有較高的開孔壓縮和擠壓強度。因此，濕熱環境下的開孔壓縮性能是評定復合材料體系力學性能的重要環節，濕熱環境對結構安全性的影響也成為復合材料結構驗證的技術關鍵之一［4－5］。

目前，國內外對復合材料濕熱性能的研究尚以試驗為主［6－9］，理論及數值研究較少［10－11］，而對含孔口等實際工程中可能使用的復合材料板在濕熱環境影響下力學性能變化的研究還很少［12］，而開孔是飛機結構中最常見的結構形式。復合材料層板上開有孔口后，部分纖維被完全切斷，應力集中對復合材料強度有著明顯的影響，這些因素都會改變環境因素對復合材料層板力學性能的影響。

本文針對含中心開孔玻璃纖維增強樹脂基復合材料板，通過試驗測定濕熱環境下復合材料孔板的極限壓縮破壞載荷及破壞應力，并通過數理統計分析，揭示濕熱環境對復合材料孔板力學性能的影響。

1 試驗

1.1 試件

選擇目前國內航空工業常用玻璃纖維MXB7701/7781為復合材料孔板壓縮試件材料，面板密度為2 g/cm3，樹脂含量為38% ～40%。試驗環境分為2種:室溫干態環境試驗，試件數量30個;濕熱環境試驗，70℃水浸，試驗溫度70℃，試件數量6個。試件的鋪層選取典型復合材料飛機結構鋪層方式［45/45/90/0］s，單層厚度為0.243 mm，總厚度為1.944 mm。2類試驗環境共需試件36件，試件的平面尺寸如圖1所示。其中，D=6.0 mm，W=36 mm，L/2=305 mm。

圖1 復合材料孔板壓縮試件Fig.1 Sketch of laminated composite with a hole

1.2 試驗過程

試驗方法參照ASTM D 6484［13］聚合物基復合材料層壓板開孔壓縮強度標準試驗進行。壓縮試驗機為標準電子拉力試驗機Zwick/z150，試驗加載速率為2 mm/min直至試件破壞，記錄試件的破壞載荷及類型。試驗時的實際室溫為20℃，室內空氣相對濕度為38.5%。濕熱環境箱型號為SH050A。

首先稱量將進行濕熱老化試驗的試件質量W0，然后在70℃條件下對試件烘烤，每24 h對試件稱重，并記錄試件的質量變化。直到24 h內標準吸濕試件的質量變化相對量(由式(1)計算)小于0.02%，此時試件達到工程干態，停止烘烤，對所有試件重新稱重，記錄此時的質量(工程干態質量)為Wod。

將烘干后的試件放入濕熱試驗箱，將環境溫度設置為70℃溫度和85%相對濕度，對試件進行濕熱老化試驗，每24 h對試件稱重，并記錄試件的質量變化。直到24 h內標準吸濕試件的質量變化(用式(2)計算)小于0.02%，此時試件達到吸濕平衡。停止濕熱老化試驗，對所有試件重新稱重，記錄此時的質量Wm。

則試件的平衡吸濕量Mm(%)為

根據測得數據繪出試樣吸濕飽和曲線如圖2所示。在初始階段，試樣的相對吸濕量明顯降低;經過約2 d吸濕后，相對吸濕量逐漸接近穩態，試樣逐漸達到吸濕飽和。

圖2 典型吸濕飽和曲線Fig.2 Typical curve of moisture saturation

2 試驗數據及統計處理

2.1 試驗數據

室溫及濕熱環境下復合材料孔板的極限壓縮破壞載荷及破壞應力試驗結果數據如表1所示。

表1 試驗結果數據列表Table 1 Experimental results of ultra load and failure stress

2.2 破壞模式

所研究復合材料孔板在壓縮載荷下的典型破壞模式如圖3所示。其中，橫向通過孔中心的層壓板壓縮破壞模式為0°層控制的彎折/屈曲為主;而通過孔的橫向中心線還保留角鋪設層，表現為45°層控制的基體失效。復合材料孔板壓縮破壞試驗結果表明，濕熱環境對樹脂材料具有塑化效應;降低復合材料孔板的壓縮強度，同時會導致樹脂基體強度降低，因而對基體控制的失效模式產生較為明顯的影響。

圖3 壓縮載荷下復合材料孔板典型破壞模式Fig.3 Failure mode of laminated composite

2.3 試驗數據統計處理

GB 1446—83［14］規定，對于單一去頂項目的性能試驗至少要給出算術平均值ˉx、標準差S和離散系數CV。假設樣本子樣數為n，且子樣值分別為x1，x2，…，xn，則有:

對表1中的試驗數據參照GB 1446—83及美軍標MIL-HDBK17標準［15］推薦方法執行，進行無分組均值及方差計算處理，計算結果如表2所示。對于本文的復合材料孔板試驗數據，濕熱環境下的極限壓縮破壞載荷和破壞應力分別是室溫時的84.2%和85.5%，均具有較高的保持率;然而，濕熱環境下破壞應力標準差及破壞應力變異系數均較常溫下有較大增加。這就說明在本文的試驗范圍內，受濕熱環境影響的該復合材料孔板結構仍具有較好的力學性能，但其分散性較室溫有較大增加。

表2 極限壓縮破壞載荷及破壞應力數據處理Table 2 Statically analysis of experimental data

設x(1)，x(2)，…，x(n)為按升階排列的順序統計量，并假定隨機變量的理論分布函數為F0(本文取標準正態分布N(0，1))，則經驗累積分布函數Fn(x)為

從而，由Kolmogorov(1933)引入著名的上確界統計量D統計量可表示為

理論表明:

對表1所給出的試驗數據的正態分布規律進行檢驗。檢驗規則為給定顯著度α，計算Aα，使得K(Aα)=1－α;若，則接受 H0假設。

表3為極限壓縮破壞應力的正態分布檢驗結論。結果表明，試驗結果數據均符合正態統計分布規律。

對復合材料而言，試驗通常按照A基準值(95%置信度，99%可靠度)或B基準值(95%置信度，90%可靠度)給出許用值，且其強度性能也通常采用基準值進行描述。基準值計算公式為

其中

式中 up為可靠度的標準正態偏量;uγ為置信度的標準正態偏量;為標準離差的無偏估計修正系數。

本文試驗所得到的極限壓縮破壞應力的基準值計算結果如表4所示。其中環境因子定義為常溫壓縮破壞應力與濕熱環境下的破壞應力之比值，即

表3 正態分布檢驗Table 3 Test of normality

表4 破壞應力基準值及環境因子Table 4 Basis values and environmental factors of compressive strength

由表4可見，在濕熱條件下，所研究的復合材料孔板在壓縮載荷下力學性能有所下降，但其破壞應力A基準值保持率為82.8%，B基準值保持率為83.8%，環境因子約為1.2。因此試驗濕熱環境下，該復合材料孔板具有較高的強度保持率，仍保持較好的力學性能。

3 結論

(1)濕熱環境下，復合材料孔板力學性能較常溫具有較大的分散性。

(2)試驗件的斷口破壞模式及試驗數據顯示，吸濕主要影響基體及其所控制的強度和剛度以及界面性能，濕度對該復合材料力學性能的影響較之溫度更為顯著。

(3)試驗所用復合材料孔板結構極限壓縮破壞應力的環境因子約為1.2。在工程應用中，應對此種結構加以適當的濕熱保護。

(4)濕熱環境對復合材料孔板極限壓縮破壞載荷和破壞應力影響比較有限，濕熱環境時的極限壓縮破壞載荷和極限破壞應力分別是室溫時的84.2%和85.5%;同時，破壞應力基準值保持率約為83%。因此，MXB7701/7781復合材料孔板在濕熱環境下的壓縮力學性能保持率較高，仍具備良好的力學性能。

［1］杜善義.先進復合材料與航空航天［J］.復合材料學報，2007，24(1):1-12.

［2］沈真.復合材料飛機結構耐久性/損傷容限設計指南［M］.北京:航空工業出版社，1995.

［3］任惠韜，胡安妮.濕熱環境對FRP加固混凝土結構耐久性能的影響［J］.哈爾濱工業大學學報，2006，38(11):96-99.

［4］沈真，柴亞男，楊勝春，等.復合材料飛機結構強度新規范要點評述［J］.航空學報，2006，27(5):784-788.

［5］沈真，楊勝春.飛機結構用復合材料的力學性能要求［J］.材料工程，2007，248-252.

［6］Earl J S，Shenoi R A.Hygrothermal ageing effects on FRP laminate and structural foam materials［J］.Composites Part A，2004，35(11):1237-1247.

［7］Jedidia J，Jacqueminb F，Vautrin A.Accelerated hygrothermal cyclical tests for carbon/epoxy laminates［J］.Composites Part A，2006，37(4):636-645.

［8］鄭錫濤，李野，劉海燕，等.濕熱譜老化對復合材料層壓板強度的影響［J］.航空學報，1998，19(4):462-465.

［9］王曉潔，梁國正，張煒，等.濕熱老化對高性能復合材料性能的影響［J］.固體火箭技術，2006，29(3):301-304.

［10］Onur S.Analysis of multi-layered composite cylinders under hygrothermal loading［J］.Composite Part A，2005，36(7):923-933.

［11］閆偉，燕瑛，蘇玲.濕-熱-力耦合環境下復合材料結構損傷分析與性能研究［J］.復合材料學報，2010，27(2):113-116.

［12］彭雷，張建宇，鮑蕊，等.濕熱、紫外環境對T300/QY8911復合材料孔板靜力性能的影響［J］.復合材料學報，2009，26(3):18-23.

［13］ASTM D 6484/D 6484M.Standard test method for openhole compressive strength of polymer matrix composite laminates［M］.ASTM，2004.

［14］GB1446—3.纖維增強塑料性能試驗方法總則［S］.1983.

［15］US DoD，FAA.The composite materials handbook-polymer matrix composites guidelines for characterization of structural materials［M］.MIL-HDBK-17，2002.