復合材料層壓板開孔拉伸力學性能探究

馬子廣，陳慶童，王衛衛

(中航工業直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

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復合材料層壓板開孔拉伸力學性能探究

馬子廣，陳慶童，王衛衛

(中航工業直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

針對碳纖維復合材料層壓板力學性能進行理論計算分析，并結合對某型號飛機上的復合材料層壓板進行開孔拉伸試驗。在層壓板試驗件上粘貼應變片，記錄載荷應變—應力曲線，分析層壓板的破壞過程，且通過比較不同的鋪層，分析鋪層角對層壓板力學性能的影響，結合試驗后試件照片，分析開孔拉伸試件的破壞模式和失效行為。最后，通過有限元分析軟件對層壓板進行仿真分析,仿真結果與試驗吻合度很高。

復合材料層壓板；力學性能探究；開孔拉伸試驗；層壓板計算；仿真分析

0 引言

現在復合材料已廣泛應用于各個領域，特別是航空航天領域[1]，復合材料成了設計人員的寵兒。復合材料可分三大類：顆粒復合材料，由顆粒增強材料和基體組成；纖維增強復合材料，由纖維和基體組成；層壓復合材料，由多種片狀材料層壓而成[2]。本文主要研究碳纖維復合材料層壓板。層壓板是各向異性不均勻的材料，因此對它進行力學分析計算要比其他的金屬材料復雜得多。復合材料進行應用就有了對復合材料構件連接的需求，連接則需要在復合材料構件上開孔，而開孔就會影響到構件的力學性能，因此需要對復合材料層壓板開孔試件的力學性能進行研究。

作為一種新興的材料，國內外大量研究者對C/SiC復合材料的基本力學性能做了許多研究工作。管國陽[3]、楊成鵬[4]等人通過單調拉壓試驗、循環加卸載試驗和斷口觀察，分別在宏觀上和細觀上研究了2D—c/siC復合材料在面內拉、壓載荷作用下模量、殘余應變、泊松比的變化，以及損傷演化過程與應力—應變行為。Surav D．Pandita[5]等人利用應變成像技術和有限元模擬研究了正交二維編織的樹脂基復合材料開孔拉伸試件的應力應變分布情況；Qi zhao[6]等人通過試驗和數值計算方法研究了三軸編織樹脂基復合材料開孔試件的漸進損傷過程；M．MariattI[7]等人研究了開孔位置和尺寸對玻璃纖維增韌樹脂基復合材料破壞行為的影響；同樣，Fabrice Pierron[8]等人研究了碳纖復合材料的拉伸失效過程。

本工作主要是通過不同環境下開孔拉伸試驗，對復合材料層壓板的開孔拉伸損傷機理、鋪層設置及應力-應變變化進行更深入的討論。

1 試件和試驗

試件：試驗所采用的復合材料層壓板為某型號飛機中央翼部位試件，有六種鋪層順序，共49件，A1鋪層需做常溫、干冷和濕熱環境下的試驗，其他五種鋪層的層壓板只做常溫和干冷兩種環境狀態的試驗，如表1所示。

表1 試驗件鋪層表

試驗環境條件：

1) 室溫干態(RTA)

室溫環境條件為23℃±3℃，50% ±10%RH。

2) 高溫濕態(ETW)

首先將環境箱和試驗夾具預熱到規定的試驗溫度(70℃±3℃)，然后將試樣加熱到規定的試驗溫度。對于濕態試樣在試樣達到試驗溫度后2～3 min開始試驗。試驗中由試樣測得的溫度保持在所需試驗溫度的±3℃范圍內。

3) 低溫干態(CTD)

首先將環境箱和試驗夾具冷卻到規定的試驗溫度(-55℃±3℃)，然后將試樣冷卻到規定的試驗溫度。在試樣達到試驗溫度后5～10 min開始試驗。試驗中的試樣溫度在所需試驗溫度的±3℃范圍內。

2 試驗方法

試驗在AG-IC/100電子壓力機上進行，加載速率2mm/s，采集頻率為50Hz，同時用Dewe-Book數據采集系統進行應變的采集，采集頻率為50Hz。拉伸試件見圖1，試驗照片見圖2。

圖1 拉伸試件示意圖

圖2 試驗照片

3 驗結果與分析

圖3-圖5是試驗件斷口形貌，由常溫下試驗后照片可以看出，幾乎所有試驗件的破壞部位都位于開孔截面，這是因為該處為開孔試件的最小凈截面，是試件最薄弱的截面，拉伸破壞時具有最大的應力和應變水平，是試件最先發生損傷和失效破壞的部位；所有試件斷層參差不齊，破壞的方式有纖維束的拉斷、纖維束的拔出和分層，并有很明顯的“層拔出”現象。其中，A2鋪層的試件斷口形貌分層最為嚴重，纖維束拔出明顯，這是因為45°/-45°的鋪層其中一個方向的纖維束斷裂后，將與之形成90°的纖維束拉出，并且，受力方向與纖維束成45°，所以斷裂的纖維向層間擴展更加嚴重，形成層狀拔出。

圖3 A1、A2型試件照片

圖4 A3、A4型試件照片

圖5 A5、A6型試件照片

通過表2 試驗結果可知，最大破壞載荷按A2、A3、A1、A4、A5、A6遞增；復合材料沿纖維方向(軸向)抗拉能力最強，A2的鋪層中0度即軸向鋪層角度占10%，是幾種鋪層中0度角度最少的，因此其破壞載荷也最小；由其抗拉能力應力-應變曲線(圖6-圖8)可以得出，其線性非常好，最大破壞應變均達到8000με以上，且斷裂方式均為脆性斷裂；與常溫狀態下相比，干冷環境狀態下，除A2強度增加4.9%外，其他幾種層合板的強度均有所降低，降低范圍為2.9%～14%，A1部分濕熱環境下的試驗強度降低52.1%。

表2 試驗結果

圖6 A1、A2型試件應變-應力曲線

圖7 A3、A4型試件應變-應力曲線

圖8 A5、A6型試件應變-應力曲線

4 復合材料理論

4.1 單層復合材料平面應力分析

單層復合材料屬于各向異性材料，大多數情況下不單獨使用，而作為層合結構材料的基本單元使用，其宏觀力學性能作為平面應力狀態分析。

將公式(1)寫成應力-應變關系：

Qij為二維剛度矩陣。

任意方向應力應變關系：

圖9 受力示意圖

T為坐標轉換矩陣，[T]-1為此矩陣的逆矩陣。

可以得到任意方向應力應變關系：

4.2 Hill-蔡(S.W.Tsai)屈服準則

Hill-蔡(S.W.Tsai)屈服準則為：

其中，F、G、H、L、M、N為各向異性材料破壞強度參數。在1、2平面內σ3=τ13=τ23=0，上式可轉化為：

圖10 拉伸受力示意圖

對于承受偏軸單向載荷的單層復合材料，由應力轉軸公式可得：

σ1=σxsin2θ

σ2=σxcos2θ

該復合材料的各項性能見表3 計算。

σx=549.85MPa，θ=45°，X=500MPa，Y=500MPa，S=300MPa代入式(8)，得到結果能很好的復合Hill-蔡(S.W.Tsai)屈服準則。

4.3 常溫下A1鋪層B基準值的確定

4.3.1 異常數據處理

賦范殘差計算：

代入到MNR=max{|ri|}，得到MZR=1.5,小于在顯著性水平α=0.05下的CV=2.5

4.3.2 Q-Q圖正態分布檢驗

由統計學知道，若數據X1、X2，…，Xn的分布與正態分布非常接近，則點(qi，xi)(i=1，2，3…n)大致在一條直線上。qi是正態分布表中Xi對應概率的分位數。

作圖步驟：① 將原始數據依從小到大按順序排列X1、X2，…，Xn，他們對應的概率值為P1=(1-0.5)/n，P2=(2-0.5)/n，…，P1=(1-0.5)/n；② 查正態分布表計算正態分位數qi；③ 將(qi，xi)畫在坐標平面內。

A1鋪層試驗強度觀測值為σ1=533.74，σ2=537.92，σ3=545.08，σ4=547.66，σ5=557.96，σ6=558.20，σ7=568.37。按以上作圖步驟作出Q-Q圖(見圖12)。

圖11 正態分布檢驗Q-Q圖

從圖中可以看出散點分布接近一條直線，所以可以認為該數據符合正態分布。

4.3.3 B基準值的計算[9]

基于正態分布的小樣本模型計算公式：

5 有限元算例

用通用有限元分析軟件Patran2008 r2建立數值模型，進行了常溫下碳纖維復合材料層合板在開孔拉伸試驗中的損傷和變形行為的預測分析。

首先，選擇A1鋪層的層合板為分析目標，尺寸規格為300mm×36mm×4.5mm，開孔大小為5mm。考慮到圣維南原理，所以在模型的兩端施加均布載荷，不影響試件孔周圍的應力分布，有限元分析模型如圖12所示。復合材料層壓板采用Patran里的四節點面單元進行分析，這種網格劃分方法大大縮短了計算時間，并且精確度也很高。

復合材料層壓板的材料參數見表3。

對該種層壓板進行試驗時所得最大破壞載荷為89KN，故對數值模型施加同樣大小的載荷。計算結果如圖13、14所示。

表3 復合材料層壓板的材料參數

序號項目強度1經向拉伸強度X,MPa5002經向拉伸模量,GPa653緯向拉伸強度Y,MPa5004緯向拉伸模量,GPa655經向壓縮強度,MPa5006剪切強度S,MPa300

從patran的有限元位移計算結果來看，見圖15，整個試驗件最大位移量接近5.5mm，與真實試驗接近；計算應力結果，孔周圍的應力接近試驗最大破壞應力σMAX=549.85 Mpa，說明這種模擬分析方法能夠較準確地反應出復合材料的開孔拉伸的損傷和變形行為。

圖15 有限元計算與試驗結果圖

6 結論

1)0°鋪層所占比例越大，材料抗拉性能越強，45°鋪層復合材料抗拉性能明顯小于0°鋪層復合材料；

2)從試驗結果得出，其應力—應變曲線線性非常好，說明發生的是脆性斷裂，整個試驗過程符合胡克定律；

3)該類型復合材料破壞模式較好地符合Hill-

蔡(S.W.Tsai)屈服準則；

4)濕熱環境使該種復合材料強度大幅降低，降低最大幅度達50%；

5)用Patran仿真數值模型能以較高的精度模擬碳纖維復合材料層壓板的損傷和變形機理。

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The Exploring of Composite Materials’ Mechanical Properties under Tensile Loading

MA Ziguang, CHEN Qingtong, WANG Weiwei

(China Helicopter Research and Development Institute, Jingdezhen 333001, China)

In this paper, the mechanical properties of carbon fiber composite laminates theoretical calculation and analysis were conduced combined with Tensile Lading test. Laminate test pieces on strain gauges attached. Recorded the load-strain curve, Analyzed the process, compared the impact of differently angle on the performance of the test piece and analyzed the failure behavior with test photos. Finaly, Patran finite element analysis software was used to calculate, then got the same result.

composite laminates; mechanical properties; tensile loading; simulation analysis

2014-09-15

馬子廣(1988-)，男，河北邢臺人，助理工程師，本科，主要研究方向：靜強度試驗。

1673-1220(2015)01-064-06

V214.4+1；V258+.3

A