CFRP超高周疲勞損傷演化過程

崔文斌，陳煊，陳超，程禮，丁均梁，張暉

空軍工程大學 航空工程學院，西安 710038

碳纖維增強樹脂基復合材料(CFRP)具有比強度和模量高、耐疲勞性好、摩擦系數和磨損率低、導熱和導電性能良好等優點，在航空航天領域上得到了越來越廣泛的應用[1-5]。它的這種綜合性能，能夠在保證零部件強度、剛度等性能的同時，極大地減輕航空飛行器的重量，因此越來越多的現代航空飛行器上的部件都采用CFRP替代原有的金屬材料[6-7]。隨著飛行器服役時間的增加，CFRP構件的疲勞問題也將逐漸凸顯出來，尤其是隨著對飛行器性能要求的提高、壽命要求的增加，飛行器在服役期間振動循環周次超過傳統疲勞極限將輕而易舉，CFRP構件的振動周次也將遠遠超過107這一指標，進入到超高周疲勞領域[8-9]。這也意味著CFRP超高周疲勞的研究將成為影響飛行器安全的重要指標之一。

在實際使用中，比起飛行過程中的鳥撞、或者受到炮彈打擊等這種小概率的事件，復合材料結構部件往往更怕的是在外表上沒有任何損傷表征的預兆下，其內部卻存在著足以導致其發生災難性破壞的缺陷或裂紋。而這種缺陷或裂紋是隨著結構部件服役壽命的增加而不為人知地、悄悄地出現的。因此，對超高周次循環振動下CFRP的疲勞破壞問題的研究越來越受到重視。

最近幾年，CFRP超高周疲勞問題得到了世界各國學者廣泛的研究，已經成為疲勞領域新的研究熱點。Hosoi等[10-12]采用5～100 Hz的加載頻率對碳纖維復合材料開展了超高周疲勞試驗(試驗循環周次達到3×108)；2006年Silvain等[13]采用低頻0.5～10 Hz、高頻57～158 Hz的試驗頻率對碳纖維復合材料進行了研究該試驗指出了復合材料試件在超高周條件下仍然會發生疲勞破壞；2013年Gude等[14]采用自行設計的頻率大于150 Hz、可控制試樣溫升變化的超高周試驗方法，研究了碳纖維增強樹脂基復合材料(CFRP)在超高周疲勞加載下的破壞機理，結果表明試件在超高周范圍內會產生垂直于鋪層方向的斷裂，并引起剛度的明顯下降；2014年Adam和Horst[15]通過改進疲勞試驗機，完成了對[90/0]s玻璃纖維編織復合材料在試驗頻率為50～80 Hz下的四點彎曲超高周疲勞研究，發現在低載荷情況下沿厚度方向上的裂紋擴展被減緩，并使得分層推遲出現。

相較于國外，中國對于CFRP的研究大多數集中于靜載荷或低周循環，還鮮見開展超高周疲勞問題的試驗研究，這與其重要應用現狀和前景的要求很不相符。應盡早開展中國CFRP超高周疲勞相關科學研究，探索其在超高周疲勞載荷作用下的損傷機理，將對未來復合材料在中國先進飛機和高推重比發動機的設計和制造具有重要的戰略意義。

基于此，本文利用超聲三點彎曲試驗系統對CFRP開展了高周、超高周疲勞試驗。對發生高周、超高周疲勞破壞的試樣開展了顯微觀察，闡述了CFRP超高周疲勞特性。結合低周、高周試驗結果，對比分析了低周、高周、超高周疲勞破壞形貌，研究了CFRP試樣的超高周疲勞損傷演化過程。

1 試驗材料與方法

1.1 試驗材料

本文采用航空科工武漢磁電公司提供的碳纖維/環氧樹脂基(HT3/5224)復合材料為研究對象，該材料層排布為[45°/0°/-45°]，采用熱壓成型，纖維體積分數為56%，孔隙率為3%，密度為1.45 g/cm3，采用PXS-5T型體視顯微鏡對材料表面觀察，如圖1所示。

圖1 碳纖維增強樹脂基復合材料試樣Fig.1 Carbon fiber reinforced polymers composite specimens

1.2 試驗方法

超聲疲勞試驗是一種基于諧振的疲勞試驗方法，其試驗頻率處于超聲波頻率范圍，典型試驗頻率為20 kHz，試驗循環時間到達109周次時不到13.9 h。超聲疲勞試驗裝置基于壓電或磁致伸縮原理，利用高能超聲波諧振技術在試件上產生高頻按正弦規律變化的拉壓載荷[16-17]。

本文所用超聲疲勞試驗系統包括壓電轉換器、連接桿、變幅桿、壓頭、光纖位移傳感器、承力裝置、底座以及測控裝置[18]，如圖2所示。數控超聲波發生器將50 Hz的交流電信號轉化為20 kHz的超聲波信號，經過換能器將其轉化為同頻率的機械振動，再由變幅桿放大后得到試驗所需振動。三點彎曲超聲疲勞試驗系統基于共振原理，保證彎曲疲勞試件與超聲疲勞試驗系統具有相同的諧振頻率，實現不同靜載荷與動載荷的復合加載。換能器、連接器、變幅桿和壓頭構成縱向諧振系統，并通過壓頭將縱向振動載荷傳遞到彎曲疲勞試件，使彎曲疲勞試件產生彎曲振動。

圖2 超聲三點彎曲疲勞試驗裝置Fig.2 Ultrasonic test facility for three-point bending fatigue

1.3 試樣設計與加載

根據超聲疲勞振動原理以及復合材料的特性，基于線彈性變形的理論，結合三點彎曲疲勞試樣的設計方法[19]，采用數值解析計算得試件尺寸如圖3所示。并采用ABAQUS有限元軟件進行仿真確認，將試樣尺寸設置為29 mm×14 mm×4 mm、兩支承點間跨距L0=16 mm時，試樣的固有頻率為20 106 Hz，滿足超聲試驗所需諧振條件。

利用MATLAB編輯程序計算后代入仿真分析中得到試件的4階共振頻率ω=20 116 Hz。圖4為試樣加載示意圖，應力比R=0.35。

圖3 CFRP超聲加載試樣尺寸示意圖Fig.3 Schematic geometry of CFRP specimen under ultrasonic loading

圖4 CFRP試樣超聲三點彎曲加載試驗示意圖Fig.4 Schematic of ultrasonic three-point bending loading test of CFRP specimen

試驗開始時，采用微機控制電子萬能試驗機通過壓頭對試件施加靜載荷。在試驗過程中，采用MTI-2100型光纖位移傳感器對試件底部位移進行測量，其精度為0.1 μm，采用峰-峰值檔。正常試驗時共振頻率為20±0.5 kHz，使試樣發生彎曲共振，位移值基本保持不變；當頻率急劇下降到19.5 kHz以下，位移值產生較大變化時，系統自動停止試驗，此時可判斷試件發生破壞。由計算機控制系統記錄試驗過程中設定的應力幅值和發生斷裂時試樣的循環周次。試驗過程中，采用便攜式顯微鏡對CFRP試樣的縱截面進行跟蹤觀察，以獲取原位觀察結果。采用液氮冷卻裝置對試樣表面進行冷卻，并用T620型紅外熱像儀監控試樣溫度以確保試驗的正常開展。

2 結果與討論

2.1 S-N曲線

根據公式σmax=Ec·εmax計算得出試件所受最大彎曲應力，σmax為最大彎曲應力，εmax為最大彎曲應變；Ec為彈性模量。圖5為所繪制的S-N曲線。

圖5 CFRP的S-N曲線Fig.5 S-N curve of CFRP

可見，循環周次小于106時，S-N曲線急劇下降；循環周次介于107～108之間時，曲線出現類似于傳統疲勞極限的水平平臺，即循環周次增加，疲勞強度不變；循環次數大于108時，曲線發生二次拐折，疲勞強度繼續下降，S-N曲線呈現出階梯形狀，即不存在傳統定義上的疲勞極限。因此，用107下的疲勞強度作為超高周服役構件的強度設計條件存在很大風險。

2.2 疲勞損傷形貌

文獻[20-22]研究表明CFRP的低周疲勞破壞由橫向裂紋開始萌生，在橫向裂紋擴展到一定程度后，在裂紋尖端產生應力集中，破壞嚴重時會有纖維出現斷裂的現象，如圖6[21]所示。進一步分析可得，當橫向裂紋擴展至層界面后，基體的纖維束對橫向裂紋有一定阻止作用，此時疲勞裂紋尖端的應力集中，使得分層出現并開始擴展，最終發生纖維斷裂。

圖6 低周疲勞(LCF)下的裂紋分層擴展[21]Fig.6 Progressive delamination growth in LCF regime[21]

圖7 高周(HCF)和超高周(VHCF)下的疲勞形貌Fig.7 Fatigue characterization in HCF and VHCF regime

通過改變試樣上加載的應力本文開展了CFRP的高周、超高周疲勞試驗，通過顯微觀察得到試樣破壞形貌。圖7(a)為發生高周疲勞下的破壞形貌。當發生高周疲勞破壞時，試樣裂紋萌生于層界面，并進行擴展。具體為，隨著循環周次的增加，存在于層界面的缺陷被激活，層界面結合力逐漸減弱，從而分層開始萌生并沿著層界面擴展，擴展至試件薄弱處時產生應力集中，擴展出現轉向，從而演變為橫向裂紋，最終導致試件疲勞破壞，破壞形式主要表現為分層。

圖7(b)為發生超高周疲勞破壞下的形貌。發生超高周疲勞破壞時，形貌特性和低周、高周存在較大差異。在低幅低載荷作用下，振動的往復微動擠壓使得基體薄弱處產生破壞，較低的應力幅值卻不足以使得缺陷進一步擴展，試件表面不再出現分層、橫向裂紋現象，轉而表現出孔蝕的疲勞特性。

綜上所述可得，試件的破壞形貌由低周疲勞的橫向裂紋萌生，到高周疲勞的分層萌生，向超高周疲勞的孔蝕形貌逐漸演變，是由于應力幅的減少，基體強度薄弱處的缺陷發生不同的擴展。

2.3 損傷演化過程

圖8為R=0.35時，不同周次N下的CFRP超高周疲勞損壞形貌。從圖中可以看出，CFRP超高周疲勞試樣存在3種不同的損傷形貌：纖維束交叉處基體損壞(Ⅰ類，如圖8(a)所示)、近纖維束平行段基體空洞(Ⅱ類，如圖8(b)所示)、基體貫穿(Ⅲ類，如圖8(c)所示)。其中纖維束交叉處基體損壞形貌，產生于纖維束交叉處，該處由于纖維的交叉，材料結合力有所降低，導致破壞易于產生；近纖維束平行段基體空洞形貌，上下兩纖維束距離較小，對基體的影響增大，導致此處基體相對薄弱，容易產生破壞；基體貫穿形貌處于纖維束間距較大的基體上，尺寸相對較大。

圖9為同一視場下CFRP的疲勞損傷演化過程。可以看出，在N=7.61×107時，該視場下纖維束交叉處基體損壞形貌首先出現，如圖9(b)所示。分析得此時在纖維交叉處，層間結合力相對最弱，在循環載荷作用下，容易發生疲勞損傷；在N=6.23×108時，近纖維束平行段基體空洞的損傷形貌產生，如圖9(d)所示。反映出由于該處纖維束間相距較近，層間結合力與其他區域相比較弱，容易發生疲勞損傷，因此當循環載荷加載到一定周次后，該處便產生了近纖維束平行段基體空洞的損傷形貌；隨著循環載荷繼續增加，達到N=2.17×109時，試樣產生基體貫穿的損傷形貌，如圖9(f)所示。此時試樣的加載頻率快速下降，再次進行搜索出現不穩定的情形，且試樣表面溫度隨著加載快速升高，因此判定試驗結束。

圖8 不同周次下CFRP超高周疲勞損壞形貌Fig.8 CFRP damage morphologies under different number of cycles in VHCF regime

圖9 同一視場下CFRP疲勞損傷演化過程(R=0.35，σmax=368 MPa)Fig.9 Damage evolution process of CFRP in the same field of view (R=0.35，σmax=368 MPa)

基于上述觀察，說明CFRP疲勞損傷形貌產生條件存在不同，從而導致形貌的產生具有先后順序；即隨著加載周次的增多，試樣產生的疲勞損傷形貌是有次序呈現出來的，具體為纖維束平行段基體空洞先于近纖維束平行段基體空洞，近纖維束平行段基體空洞先于基體貫穿。

3 結 論

1) 結合三點彎曲疲勞試樣的設計方法設計CFRP試樣，并利用ABAQUS建模及仿真分析，并采用超聲加載的方式開展高周、超高周三點彎曲疲勞試驗，大大縮短試驗周期，提高試驗效率。

2) 繪制CFRP的S-N曲線，呈現出階梯形狀。對發生超高周疲勞破壞的試樣開展顯微觀察分析，總結得到CFRP超高周疲勞破壞呈現出孔蝕的特征形貌。

3) 結合文獻，對比分析了CFRP低周、高周、超高周疲勞破壞形貌，得出試件的破壞形貌演變是應力幅的減少，基體強度薄弱處的缺陷發生不同的擴展。

4) 對同一視場下的試樣展開觀察，發現該材料在超高周加載下的損傷形貌主要表現為3種特征：纖維束交叉處基體損壞、近纖維束平行段基體空洞、基體貫穿，并隨著加載周次的增加，其損傷過程也按照這3種特征依次呈現出來。