碳纖維復合材料層壓板開孔拉伸靜態力學測試研究

袁慧秀，竇松柏，孫勝平，朱祥松，朱 凡

（中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001）

碳纖維復合材料層壓板開孔拉伸靜態力學測試研究

袁慧秀，竇松柏，孫勝平，朱祥松，朱 凡

（中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001）

為了滿足結構設計要求，在增強材料相同的情況下考核高溫1號、中溫1號和中溫2號碳纖維復合材料的靜態力學性能技術指標。從宏觀力學的角度，對三種基體材料不同鋪層方式的復合材料層壓板進行的開孔拉伸靜態力學性能試驗結果進行分析。結果表明中溫2號樣品的極限開孔拉伸強度、極限拉伸、應變彈性模量優于高溫1號和中溫1號樣品，接近國外同類型產品。中溫2號樣品的極限開孔拉伸強度、極限拉伸和應變彈性模量分別為389 MPa，6420με和42.6 Gpa。

碳纖維復合材料；靜態力學；極限開孔拉伸強度；引伸計；應變響應

0 前 言

碳纖維是一種含碳量高于90%的無機高分子纖維。碳纖維復合材料(CFRP)因具有高的比強度和比模量、良好的抗疲勞性、減震性、高溫性、成型工藝、破壞安全性等一系列優異性能被廣泛應用于宇航、航空、汽車、導彈和各種武器，在材料輕量化和高性能起到至關重要的作用[1-3]。隨著我國碳纖維復合材料越來越廣泛的應用，自主研發國產碳纖維復合材料能力的逐步增強，對材料性能的檢測和分析也日趨重要。復合材料層壓板開孔拉伸試驗性能指標是直升機結構設計選材主要參數[4-6]。本文選擇三種基體材料不同而增加材料相同的預浸料按兩種鋪層方式制備試樣，通過開孔拉伸試驗得到開孔拉伸極限強度、斷裂應變、軸向彈性模量以及應力—應變曲線，并將測試結果與國外同類型碳纖維復合材料比較。

1 實 驗

1.1 實驗件材料

試驗件基體材料采用國產高溫1號a#、中溫1號b#和中溫2號c#環氧樹脂，增強材料采用CF3052高強度和高模量碳纖維。采用兩種方式對試樣進行鋪層設計，第一種鋪層方式：[45/(0,90)/45/(0,90)]s，第二種鋪層方式：[(0,90)/(0,90)/45/(0,90)/(0,90)]s。樣件尺寸和種類見表1，樣件結構示見圖1，孔徑為6 mm，寬孔比W/D=6，無加強片。每種類型測試取6個樣品。

1.2 實驗測試方法

1.2.1 實驗設備

所用實驗設備為MTSRT/100型電子材料試驗機，MTS634.31F型引伸計，TestWork4.0數據采集軟件。2.2.2 實驗內容及要求

在室溫干態RTD，且溫度為23±1 ℃環境條件下，按《ASTM D5766/D5766M-02a聚合物基復合材料層壓板開孔拉伸強度標準試驗方法》要求對高溫1號、中溫1號和中溫2號試樣進行開孔拉伸試驗。試驗采用位移控制方式，加載速率為1 mm /min，試驗總誤差控制在5%以內的要求。

(1)試驗件尺寸測量。用游標卡尺測量試驗件的尺寸，記錄試驗件粘接區的實際寬度(w)、厚度(t)、孔徑(d)。

(2)安裝及加載。試驗在標準試驗室大氣環境(23±3 °C和50±10%相對濕度)中儲存和試驗。試驗件應至少在室溫環境(23 ℃±3 ℃)環境中放置3 h，然后開始試驗。將狀態調節后的試驗件直接安裝到MTS RT/100電子試驗機夾頭上。立即在保持輕微的加載力的條件下將加載力和變形調整為零。以速度為1 mm/min的條件下施加遞增拉力，直至試樣破壞。試驗過程中記錄應力-應變曲線。對試件破壞面拍照，照片中應包含試件編號，將照片編號記錄在試驗原始記錄表中。記錄最大載荷Fmax和破壞模式。破壞模式代碼如下：LGM代表橫向通過孔中心的層壓板拉伸破壞模式，可能出現劈裂和分層；AGM代表在孔處層壓板的典型拉伸破壞，但通過孔的橫向中心線還保留角鋪設層，可能出現劈裂和分層；MGM代表在孔處層壓板的拉伸破壞，在不同的子層出現多種破壞模式，出現劈裂和分層。

2.3 數據處理

按(1)式計算極限開孔拉伸強度

按（2）式計算弦向拉伸彈性模量按（3）式計算極限拉伸應變

對于每一組試驗，計算每一種測量性能的平均值、標準差和B基準值(B基準值為在95%的置信度下，90%的性能數據群的最小值) 。

按（4）式計算平均值公式

按(5)式計算標準差

按(6)式計算離散系數

3 實驗結果

開孔拉伸試樣在中心孔處面積最小，應力集中在孔的周邊，由最弱鏈理論可以得出正常破壞應在中心孔處，材料破壞為明顯的脆性斷裂。高溫1、中溫1和中溫2樣品在室溫條件下的開孔拉伸試驗的破壞模式均為橫向通過孔中心的層壓板拉伸破壞模式，可能出現劈裂和分層，是可接受的開孔拉伸試驗破壞模式。

表1 試驗件設計Tab.1 The design of test samples

圖1 樣件結構示意圖Fig.1 The structure of the test sample

圖2 試驗件尺寸示意圖Fig.2 The dimensions of the test sample

表2 測試結果Tab.2 The test Results

室溫條件下，高溫1號、中溫1號和中溫2號環氧樹脂復合材料在第一種鋪層方式 [45/(0,90)/45/ (0,90)]s和第二種鋪層方式[(0,90)/(0,90)/45/(0,90)/ (0,90)]s下的開孔拉伸試驗極限強度柱形圖分別見圖3和圖4，斷裂應變柱形圖分別見圖5和圖6，兩種鋪層方式彈性模量柱形圖見圖7。

除強度和模量之外，許用應變是層合結構的設計許用值，也是復合材料選材最主要的參數之一。開孔拉伸試驗測試結果主要通過對許用應變、強度和模量的考核，并結合破壞應變的平均值、標準差和B基準值來最終確定選材方案。

圖3 [45/(0,90)/45/(0,90)]s鋪層方式柱形圖Fig.3 Thefor the [45 / (0, 90) / 45 / (0, 90)]s laminating manner

圖4 [(0,90)/(0,90)/45/(0,90)/(0,90)]s鋪層方式極限柱形圖Fig.4 Thefor the [(0, 90)/ (0, 90)/45/ (0, 90)/ (0, 90)]s laminating manner

通過選擇高溫1號、中溫1號和中溫2號三種基體材料不同而增強材料相同(均為CF3052)的預浸料，按兩種不同的鋪層方式([45/(0,90)/45/(0,90)]s鋪層方式和[(0,90)/(0,90)/45/(0,90)/(0,90)]s)制備試樣的開孔拉伸試驗測試結果可以看出，在增強材料相同的的情況下，中溫1號的極限開孔拉伸強度偏低，高溫1號和中溫2號材料相當；中溫2號材料的平均值、標準差和B基準值高于中溫1號和高溫1號；中溫2號和高溫1號的模量值最接近設計要求。在基體材料和增強材料均相同的情況下，鋪層方式對破壞應變會有影響，隨著0度鋪層的增加，開孔拉伸試樣破壞應變會逐漸減小。將本次驗證結果與國外同類型復合材料技術指標相比，國外碳纖維復合材料的拉伸強度（非開孔拉伸強度）為500 MPa左右，應變為6500 μ ε左右。本次測試的中溫2號碳纖維復合材料極限開孔拉伸強度在330～400 MPa，應變為6400～6800 μ ε，最接近國外同類型碳纖維復合材料的技術指標。

圖5 [45/(0,90)/45/(0,90)]s鋪層方式εi柱形圖. Fig.5 The εifor the [45 / (0, 90) / 45 / (0, 90)]s laminating mannerr

圖6 [(0,90)/(0,90)/45/(0,90)/(0,90)]s鋪層方式εi形圖Fig.6 The εifor the [(0, 90)/ (0, 90)/45/ (0, 90)/ (0, 90)]s laminating manner

4 結 論

圖7 兩種鋪層柱形圖Fig.7 Thefor two laminating manners

通過對國產高溫1號、中溫1號和中溫2號三種基體材料不同而增強材料相同的預浸料的兩種鋪層方式的復合材料極限開孔拉伸試驗檢測結果分析，可得出以下結論：碳纖維復合材料中溫2的極限拉伸強度、斷裂應變、彈性模量等各項技術指標均優于高溫1號和中溫1號復合材料，強度和應變指標也最接近國外同類型產品，因此中溫2材料是優先選用的材料，能滿足某型直升機機身結構參數設計要求。在基體材料和增強材料均相同的情況下，鋪層方式對破壞應變會有影響，隨著0度鋪層的增加，開孔拉伸試樣破壞應變會逐漸減小。

[1] 曾雪花, 徐志農, 李雄兵, 等. 碳纖維復合材料構件超聲自動檢測系統[J]. 組合機床與自動化加工技術, 2007, 8: 47-50.

ZENG Xuehua, et al. Modular Machine Tool & Automatic Manufacturing Technique, 2007, 8: 47-50.

[2] 袁慧秀, 竇松柏, 孫勝平等. 碳纖維復合材料元件靜態力學測試技術及實證研究[J]. 直升機技術, 2009, 3: 117-121.

YUAN Huixiu, et al. Helicopter Technique, 2009, 3: 117-121.

[3] 烏云其其格, 廖子龍, 李明. 3233樹脂及其復合材料性能研究[J].玻璃鋼/復合材料, 2003, 173 (6): 16-18.

WU Yunqiqige, et al. Fiber Reinforced Plastics/Composites, 2003, 173(6): 16-18.

[4] 張 彥, 朱 平, 來新民, 等. 低速沖擊作用下碳纖維復合材料鋪層板的損傷分析[J]. 復合材料學報, 2006, 23(2): 150-157.

ZHANG Yan, et al. Acta Materiae Compositae Sinica, 2006, 23(2): 150-157.

[5] 石峰暉, 代志雙, 張寶艷. 碳纖維表面性質分析及其對復合材料界面性能的影響[J]. 航空材料學報, 2010, 30(3): 43-47.

SHI Fenghui, et al. Journal of Aeronautical Materials, 2010, 30(3): 43-47.

[6] 翁春曉. 超低溫用環氧樹脂及其碳纖維織物增強復合材料的研究[D]. 武漢理工大學碩士論文, 2012年.

The Static Open-hole Tensile Test for Carbon Fiber-reinforced Composite Laminates

YUAN Huixiu, DOU Songbai, SUN Shengping, ZHU Xiangsong, ZHU Fan
(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, Jiangxi, China )

In order to meet the requirements of the designed structure, the static mechanical properties of high temperature sample 1, medium temperature samples 1 and 2 of carbon fiber-reinforced composites were tested. The static open-hole tensile strength tests were conducted on the composite boards laminated with the above-mentioned three matrix samples in different manners. Results show that the ultimate open-hole tensile strength, ultimate tensile strength and elastic modulus of medium temperature sample 2 were 389 MPa, 6420 με and 42.6 GPa, respectively, better than those of high temperature sample 1 and medium temperature sample 1, while approximate to those of the same products from abroad.

carbon fber reinforced composite material; statics; ultimate open-hole tensile strength; extensometer; strain response

TQ174.75

A

1000-2278(2014)02-0159-04

2013-11-19

2014-04-10

袁慧秀(1974-)，女，高級工程師。

Received date: 2013-11-19 Revised date: 2014-04-10

Correspondent author:YUAN Huixiu (1974-), female, Senior engnieer.

E-mail:eyong6483@sina.com