碳纖維/環氧復合材料濕熱環境疲勞剩余強度試驗

劉鑫嫻，曾建江，陳智

(南京航空航天大學結構強度與振動實驗室，南京 210016)

引言

先進復合材料以其優異的力學性能，在航空航天領域中得到了廣泛的應用。復合材料結構在實際使用過程中，通常受到以下環境因素的影響：溫度、濕度、載荷、化學腐蝕和紫外輻射等[1,2]。在環境因素的影響下，復合材料的性能會發生變化。其中，濕熱環境是影響復合材料性能的最重要環境因素之一[3,4]。

為研究環境因素對碳纖維/環氧復合材料單向帶疲勞性能的影響，開展了含中心孔層板拉-壓疲勞試驗及疲勞后剩余強度試驗。分別在標準環境條件、濕熱環境條件下進行層壓板開孔拉-壓疲勞試驗，再進行疲勞后剩余強度試驗。對試驗結果進行分析對比，研究濕熱環境對碳纖維/環氧復合材料層壓板疲勞后剩余強度的影響。

1 試驗

1.1 試驗件

試驗件選用碳纖維/環氧復合材料，試驗件為帶中心孔層壓板，尺寸為：300mm×36mm×2.79mm，中心孔尺寸為 6f，鋪層為[+45/-45/0/+45/-45/0/+45/-45/90]s。按照試驗目的將試件分為標準環境、濕熱環境、完好試件三組。

1.2 靜力預試驗

疲勞試驗采用載荷控制，為確定實際加載到試件的載荷所產生的應變是否達到要求，對試件進行靜力拉伸、壓縮預試驗。在試件孔兩側左右及前后對稱位置用砂紙打磨后用酒精清洗，粘貼電阻應變片，并分別標記為1～4號，如圖1所示。

1.3 試驗件預浸

對將進行濕熱環境疲勞試驗的試驗件置于環境箱內，在溫度70±2℃、相對濕度(85±5)%RH的濕熱環境中進行浸泡，每天對試件進行稱重，直至達到吸濕平衡。

1.4 濕熱環境拉-壓疲勞試驗

試驗件在環境箱里進行試驗，箱內溫度70±2℃、相對濕度(85±5)%RH，采用正弦波加載，應力比R=-1，試驗頻率為5Hz，加載至106次循環[5]。

1.5 標準環境拉-壓疲勞試驗

標準環境溫度23±2℃，相對濕度(50±5)%RH，采用正弦波加載，應力比R=-1，試驗頻率為5Hz，加載至106次循環。

1.6 壓縮強度試驗

全部試件在經過處理后一起進行壓縮強度試驗。試驗機加載速度為2mm/min，加載至試驗件完全喪失承載能力，記錄試驗件最終的破壞載荷。

圖1 貼片圖

2 試驗結果及分析

2.1 靜力預實驗

進行了試驗件的靜力拉伸試驗和靜力壓縮試，試驗結果見表1、表2。

由試驗可得，載荷施加至5kN時，應變能達到1350 。

2.2 試驗件預浸

ASTM D5229 《高聚物基體合成材料水分吸收性能和平衡條件的標準試驗方法》定義吸濕平衡為：在參考時間間隔內，當材料平均吸濕量的變化小于0.01%時，認為材料達到了有效的吸濕平衡，只需要保證兩次最終稱重的平均吸濕量小于0.01%[6]：

經過14天的浸泡和稱重，試件已經達到吸濕平衡。

表1 靜力拉伸預實驗

表2 靜力壓縮預實驗

2.3 壓縮強度試驗

進行1.4中濕熱環境疲勞試驗的試件在完成加載循環后，處理成室溫干態狀態，與完成1.5中標準環境疲勞試驗的試件及完好試件一起進行壓縮強度試驗[7]。試驗中的試件如圖2所示，試件的破壞模式如圖3所示。

圖2 壓縮強度試驗中的試件

圖3 試件的破壞模式

3 仿真分析和試驗對比

使用ABAQUS有限元軟件對試件進行仿真模擬，模型計算條件與壓縮強度試驗條件相同。

3.1 試驗數據處理與分析

試件的壓縮強度試驗破壞載荷數據記錄如表3所示。

試件的載荷-位移曲線如圖4所示。

表3 試件的破壞載荷數據

圖4 載荷-位移曲線

為了考核濕熱環境對試件疲勞性能的影響，以標準環境疲勞試件的壓縮剩余強度值為基準值，計算結果顯示：濕熱環境試件的疲勞后剩余強度與標準環境試件的疲勞后剩余強度相比，下降了2.28%。從這一結果來看，可以認為濕熱環境對于當前載荷譜下試件的疲勞后剩余強度基本沒有影響。

3.2 仿真模擬

圖5 試件的理論破壞模式

圖6 仿真與試驗載荷-位移曲線對比

試件在壓縮中孔周圍發生明顯變形，仿真得出試件的破壞載荷為31.301kN，試驗值為31.331kN。圖5給出了試件壓縮過程中達到峰值載荷時的纖維和基體失效模式。

仿真和得出的載荷-位移曲線與試驗所得的載荷-位移曲線的對比圖如圖6所示。

4 結論

本文通過試驗分析，研究了濕熱環境對碳纖維/環氧復合材料單向帶疲勞后壓縮性能的影響。結果表明，溫度70±2℃、相對濕度(85±5)%RH的環境條件對于碳纖維/環氧復合材料單向帶疲勞后剩余強度影響不顯著，濕熱環境試件與標準環境試件相比，強度下降了2.28%。

本文建立的仿真模型，使用ABAQUS有限元軟件進行了仿真分析，分析結果與試驗結果對比吻合較好。仿真模型較好的模擬了試驗件在壓縮過程中的變形過程，計算所得的載荷-位移曲線與試驗所得的載荷-位移曲線一致性較好。

[1] Baker, Alan A./Dutton, Stuart(EDT)/Kelly, Donald(EDT)/Baker,Alan A.(EDT), Composite Materials for Aircraft Structures[M].Amer Inst of Aeronautics&, September, 2004.

[2] 沈真，張曉晶，復合材料飛機結構強度設計與驗證概論[M]，上海：上海交通大學出版社，2011.

[3] 呂小軍，張琦，項民，等. 環境因素對復合材料力學性能的影響[J]，中國腐蝕與防護學報，2007，27(2): 97-100.

[4] 柴亞南，沈真，李順和. 復合材料層壓板疲勞特性的試驗研究，航空學報，1991, 12(12): 643-646.

[5] ASTM D6484/D6484M-09, Standard Test Method for Open-Hole Compressive Strength of Polymer Matrix Composite Laminates[S].

[6] ASTM D5229/D5229M, Test Method for Moisture Absorption Properties and Equilibrium Conditioning of Polymer Matrix Composite Materials[S].

[7] ASTM D7137/D7137M-05, Standard Test Method for Compressive Residual Strength Properties of Damaged Polymer Matrix Composite Plates[S].