蜂窩夾層復合材料的壓縮損傷聲發射特征

鄔冠華，劉斯以，吳 偉，鐘靜玲

（1.南昌航空大學，南昌 330063；2.中航工業直升機研究所，景德鎮 333000）

蜂窩夾層結構復合材料由上下兩塊高強度的復合材料層合板面板以及面板間層厚而輕的蜂窩芯體組成。蜂窩夾層復合材料具有極高的比強度和比剛度，被廣泛應用于航空航天飛行器結構，如機翼、地板等大部件［1－2］。目前常用的復合材料損傷檢測方法有［3］：X射線檢測法、超聲檢測法、聲－超聲檢測法、聲發射檢測法等。相比其他損傷檢測方法，聲發射（AE）技術［4］以實時監測損傷過程為特點，能夠在線監測損傷的萌生和破壞過程，是一種有效的檢查動態缺陷的無損檢測方法，能夠獲得關于缺陷的動態信息。

在復合材料損傷檢測方面，國內外研究人員采用聲發射技術做了大量研究工工作。耿榮生等［5］論述了基于波形分析的聲發射信號處理技術；鄭潔等［6］利用聲發射對陶瓷基復合材料及樹脂基復合材料的靜拉伸試驗進行全程監測，分析材料的損傷形式及其演化過程。李海斌［7］等結合隨機漸進失效分析方法和聲發射監測對復合材料單向拉伸試件進行損傷分析。Dmitry S Ivanov等［8利用聲發射技術描述了碳／環氧樹脂基復合材料拉伸破壞的損傷機理。Surgeon M 等［9］對SiC／BMAS復合材料層合板在單向拉伸作用下的損傷進行了AE研究，利用AE事件數、幅值、能量以及持續時間等參數，描述不同鋪層的試件損傷演化模式和破壞機理。

筆者通過對蜂窩夾層復合材料進行靜力壓縮破壞試驗，采用聲發射技術全程監測復合材料試樣的加載破壞過程，確定復合材料在壓縮載荷作用下的力學性能及其相應的聲發射信號特征，揭示蜂窩夾層復合材料壓縮損傷破壞的變化規律，為蜂窩夾層復合材料的損傷預報和健康監測提供參考依據。

1 試驗材料與方法

試驗所用蜂窩夾層復合材料尺寸為800mm×800mm，蜂窩板厚度30mm。復合材料蜂窩夾層的蜂窩芯為六邊形，面板為M55JB型碳纖維復合材料層板，鋪層角度為［90°／0°／90°／0°］。復合材料試件壓縮在YGD－500型50T電子壓力機上完成。試樣加載過程中，利用美國物理聲學公司生產的8通道PCI－2聲發射儀采集信號，同時采用美國物理聲學公司生產的R15α傳感器作為聲發射信號的接收傳感器，共8個，編號1～8號，耦合劑采用凡士林。在試樣上粘貼9個BA350－3AA型壓力傳感器，分別為a－i號應變片。試驗設備圖如圖1所示。

圖1 試驗設備圖

2 試驗過程

電子壓力機以1kN／s的速率階梯壓縮加載試樣，每階段保載5s，同時采集壓縮過程中應變的大小以及聲發射信號。聲發射儀器前置放大器增益為40dB，依據干擾情況設定固定門檻值為32dB，傳感器中心頻率150kHz，采樣率設置為2MHz，采樣長度1k。峰值定義時間（PDT）、波擊定義時間（HDT）和波擊閉鎖時間（HLT）分別是30μs，150μs和300μs。

3 試驗結果與分析

3.1 復合材料壓縮力學性能

試件整個壓縮過程采用階梯加載，時間載荷曲線如圖2所示。分析發現，蜂窩夾層復合材料能夠抵抗60kN以上的壓力，其抗壓性能良好，在64kN左右試樣被完全壓斷。可選取d，e，f號應變片采集數據進行分析，得復合材料壓縮試件應力－應變曲線如圖3所示。從圖中可以看出，蜂窩復合材料壓縮應力－應變曲線呈現非線性，曲線斜率沒有發生明顯的突變。這表明試件在低載荷下就有損傷發生，損傷的變化是漸進的，沒有突發的較大損傷擴展，斷裂時所發生的變形主要是彈性變形，沒有明顯的塑性變形。

圖2 時間－載荷曲線

圖3 壓縮試件應力－應變曲線

3.2 特征參數分析

蜂窩夾層復合材料試樣在壓縮損傷破壞過程中，根據聲發射信號特征分別建立上升時間、計數、能量、持續時間、幅值與時間的關聯圖，如圖4所示。整個過程大致分為四個階段：

圖4 時間與聲發射信號的關聯圖

第一階段為夾具夾緊時產生的信號。此階段為0～60s，對應載荷為0～20kN。在加載初期，有少量聲發射信號且信號量普遍較低，有少許上升時間較高的信號，少許計數較高的信號，少許持續時間較高的信號；所釋放的能量很小；聲發射幅值在50dB左右。因此可認為此階段信號主要來源于夾具夾緊時所產生的，且此類信號能量較低。

第二階段為基體開裂階段。此階段為60～140s，對應載荷為20～40kN。聲發射事件數相對較小并且趨于平穩；幾乎無大上升時間、大計數、大能量、大持續時間的信號；聲發射幅值普遍較低，只有少數高幅值信號；因此，此階段是試樣內部工藝缺陷和微小裂紋在小載荷的作用下形成以及試樣在低載荷下的損傷，隨著加載作用力的增大，材料的原始裂紋迅速擴展成基體裂紋，并造成基體開裂。

第三階段為基體裂紋擴展并分層階段。此階段為140～200s，對應載荷為40～52kN。聲發射事件數有突發性增長；有部分大上升時間、大計數、大能量、大持續時間的信號；聲發射幅值逐漸增大；所釋放的平均能量有明顯增大。在此階段，各種表征信號量表明，試樣內部的微小裂紋在不斷加載的情況下出現了平穩的擴展，說明在基體開裂之后出現了更嚴重的損傷，由于基體開裂使得層間局部應力升高，相鄰層的臨界基體裂紋開始產生并迅速擴展，造成相鄰層的脫層，即分層損傷。

第四階段為纖維斷裂階段。此階段為200～243s，對應載荷為52～64kN。從聲發射信號數據可得，出現大量大上升時間、大計數、大能量、大持續時間的信號；聲發射事件數在后期有明顯的突變；聲源所釋放的能量在此階段有一次明顯的突增，并且能量很高，隨后逐漸恢復到較低值。這表明，在此階段，試樣在徹底斷裂前，基體裂紋的擴展受到增強纖維的阻止，隨著載荷的不斷增加，最終增強纖維同基體同時斷裂，釋放出很高的能量。由于基體開裂和分層損傷使得材料抗彎性能大大降低，高的彎曲應力使得纖維斷裂，纖維斷裂將造成蜂窩復合材料的整體失效。

3.3 信號濾波分析驗證

壓縮試驗加載到64kN后斷裂，整個過程持續243s，共采集到31 206次撞擊信號，將聲發射信號特征參量與載荷對應，得統計表如表1所示。

第一階段，上升時間在100～500μs的信號比第二階段多，計數在100～500次的信號也比第二階段多，但是能量很低，均小于25μV，持續時間和幅值普遍較低。第二階段，上升時間大多小于100μs，計數均小于100，能量幾乎小于25μV，持續時間和幅值與第一階段相當。第三階段，聲發射撞擊數有突發性增長，相比前兩階段，各種表征信號均有明顯增大。第四階段，聲發射撞擊數持續增長，出現大上升時間、大計數、大能量、大持續時間的信號，上述參量均會較其它損傷階段時的損傷信號的各對應值大一個數量級以上。臨界承載狀態可以以纖維開始劇烈斷裂為判據來確定。

根據壓縮加載過程四個階段的信號特征，進行四次濾波，如圖5所示。

表1 各信號特征對應載荷內的事件數

圖5 各階段濾波后聲發射信號分布

從圖5中可以看出，在壓縮加載過程中，聲發射信號主要來源于蜂窩夾層復合材料板上、下端，如圖5（a）。第一階段濾波后，濾去由于夾具夾緊時產生的信號，如圖5（b）；第二階段濾波后，濾去基體開裂時產生的信號，如圖5（c）；第三階段濾波后，濾去基體分層時產生的信號，此時的信號即纖維斷裂的信號，如圖5（d），可知信號大多在3號傳感器附近及材料的上端。為了驗證檢測結果，將材料壓縮至斷裂，實際斷裂結果如圖6所示。可見，實際斷裂位置與各階段聲發射特征參量濾波后所得的信號分布相吻合。

圖6 實際斷裂位置

4 結論

采用聲發射技術可有效對蜂窩夾層復合材料壓縮損傷破壞過程進行全程監測。通過分析加載過程中聲發射信號的上升時間、計數、能量、持續時間、幅值等參量，結合復合材料試件壓縮力學性能及損傷破壞特性，得到如下結論：

（1）蜂窩夾層復合材料的抗壓性能良好，用上升時間、計數、能量、幅值與時間經歷圖的對比，比較清晰地分析了試樣在壓縮破壞過程中的損傷情況。

（2）蜂窩夾層復合材料的壓縮損傷過程可分為夾具夾緊階段、基體開裂階段、基體裂紋擴展并分層階段和纖維斷裂階段。在迅速失效階段，能量的上升情況十分迅速。說明有大量的聲發射事件發生，并且釋放出大量的能量。

（3）從總體發展趨勢可以得到：損傷在載荷遠小于實際破壞載荷的情況下就已經開始了。初始階段主要是夾具夾緊產生的信號，前期的損傷主要是基體開裂，中期的損傷以層間開裂為主，而后期的損傷形式主要是纖維斷裂。纖維的劇烈斷裂會伴隨著大量的聲發射信號產生。

（4）根據蜂窩夾層復合材料各階段聲發射信號參量，濾波后所得的信號分布情況與材料實際斷裂位置相吻合。

［1］ 謝宗蕻，蘇霓，張磊，等.復合材料蜂窩夾芯板低速沖擊損傷擴展特性［J］.南京航空航天大學學報，2009，41（1）：31－35.

［2］ 張廣平，戴干策.復合材料蜂窩夾芯板及其應用［J］.纖維復合材料，2000，25（2）：25－29.

［3］ Chotard T J.New applications of acoustic emission technique for real－time monitoring of material processes［J］.Journal of Materials Science Letters，2002，（21）：1261－1266.

［4］ 皇甫劭煒，童小燕，姚磊江，等.復合材料層合板損傷的聲發射試驗研究［J］.機械科學與技術，2009，28（5）：669－673.

［5］ 耿榮生，沈功田，劉時風.基于波形分析的聲發射信號處理技術［J］.無損檢測，2002，24（6）：257－261.

［6］ 鄭潔，姚磊江，程起有，等.復合材料損傷的聲發射實驗研究［J］.機械科學與技術，2010，29（11）：1478－1481.

［7］ 李海斌，陽建紅，劉承武，等.復合材料隨機漸進失效分析與聲發射監測［J］.復合材料學報，2011，28（1）：223－229.

［8］ Dmitry S Ivanov，Fabier Baudry， Bj?rn Van Den Broucke，et al.Failure analysis of triaxial braided composite［J］.Composites Science and Technology，2009，69：1372－1380.

［9］ Jeongguk Kim，Peter K Liaw.The nondestructive evaluation of advanced ceramics and ceramic－mareix composites［J］.Composites，1997（28A）：473－480.