壓-壓疲勞載荷下CFRP層合板表面紅外輻射特征

2021-06-16 01:55:20楊正偉趙志彬李胤宋遠佳寇光杰李磊程鵬飛

航空學報 2021年5期

楊正偉，趙志彬，李胤，宋遠佳，寇光杰，李磊，程鵬飛

1.火箭軍工程大學導彈工程學院，西安 710038

2.西安交通大學機械工程學院，西安 710049

3.中國空氣動力研究與發展中心，綿陽 621000

4.中國飛機強度研究所，西安 710065

碳纖維增強型復合材料(Carbon Fiber Reinforced Polymer，CFRP)具有高比強度、高比模量、突出的減振性、抗疲勞、耐高溫和較好的可設計性等優點，在航空航天等領域得到了廣泛的應用，目前新一代大型民用飛機波音B787和空客A350飛機上的復合材料結構重量占比分別高達50%和53%[1-2]。但復合材料對沖擊載荷非常敏感，即使是輕微的沖擊也可能會引發基體開裂、分層和纖維斷裂等沖擊損傷[3-6]。在損傷演化設計理念下，受到沖擊后的CFRP結構在交變載荷作用下內部損傷會逐漸擴展，嚴重影響結構的疲勞性能，因此，開展對沖擊后CFRP的損傷演化規律研究具有重要的工程應用價值。

紅外熱成像通常用來檢測動態過程中的損傷或監測設備運行過程中的狀態，而疲勞過程中的能量耗散會改變物體表面的溫度場，這為利用紅外熱成像技術檢測CFRP沖擊損傷提供了條件[7]。從21世紀初開始，國內外研究人員基于紅外熱成像技術開展了一系列CFRP層合板損傷演化規律方面的研究。Ravikiran等[8]對比分析了超聲C掃描和紅外熱成像技術在CFRP損傷演化規律研究中的優越性，指出紅外熱成像是一種可用于研究損傷演化規律的有效監測技術，并具有快速、在線監測等優勢；Toubal等[9]以表面溫度作為損傷變量，利用紅外熱成像技術研究了含初始預制孔的CFRP在拉-拉疲勞載荷下的損傷演化規律，結果表明疲勞過程中預制孔邊緣的溫度最高，且損傷呈三階段演化規律；李斌等[10]通過該技術對含預制孔的2D C/SiC復合材料進行了疲勞在線監測，得到了相同的結論；在此基礎上，Karama[11]、Montesano[12]和Peyrac[13]等分析了不同的CFRP材料在疲勞載荷下的熱耗散行為，并通過表面溫度數據的變化情況，利用Luong[14]提出的二線擬合法得到了試件的疲勞門檻值；由于CFRP的沖擊損傷位置在疲勞過程中會形成溫度較高的熱斑，Garnier等[15]基于紅外熱成像分析了沖擊后CFRP在拉-壓疲勞載荷下的表面熱斑擴展情況，并以熱斑的橫向尺寸和縱向尺寸為損傷變量分析了損傷演化擴展情況；ahin和Selek[16]利用紅外熱成像分析了不同沖擊速度下的CFRP在疲勞過程中的熱斑演化情況，結果表明沖擊速度越大的試件，在疲勞過程中熱斑溫度越高、熱斑尺寸越大；Swamy等[17]先在復合材料內部填充聚四氟乙烯模擬初始分層損傷，然后在疲勞載荷下利用紅外熱成像技術對不同疲勞次數下的分層損傷面積進行了評估，并通過可視化相機進行了驗證性檢測；Huang等[18]提出了一種將剛度退化和紅外熱成像方法測得的溫度變化相結合的疲勞壽命預測方法，利用溫升數據確定疲勞極限，提出了碳纖維增強塑料層合板剛度退化隨循環次數增加的雙參數模型，并通過標定參數和歸一化失效閾值剛度計算快速得到了完整的S-N曲線；Vassilopoulos[19]則對自20世紀50年代以來有關復合材料層合板疲勞方面的研究進行了回顧和介紹。從上述研究可知，研究CFRP的損傷演化規律對于掌握其疲勞力學行為和剩余壽命預測具有重要意義，但目前中國對于含初始沖擊損傷CFRP層合板的損傷演化規律研究相對較少，且研究對象大部分為普通未含損傷層合板或預制孔層合板。

本文基于熱力學定律分析材料疲勞過程中的熱力耦合效應；采用落錘試驗為試件引入沖擊損傷，通過靜壓縮試驗為疲勞試驗載荷設計提供依據；運用紅外熱成像方法開展對含沖擊損傷CFRP的壓-壓疲勞試驗，對含損傷CFRP層合板在疲勞過程中的紅外輻射特征進行深入分析，研究沖擊后CFRP層合板的損傷演化規律，以期為剩余疲勞壽命評估奠定基礎，同時也為飛行器的結構設計提供一定的科學依據。

1 理論基礎

在服役過程中，材料會受到不同的疲勞載荷作用。疲勞的實質是一個力學性能不斷退化，并伴有熱量耗散的不可逆過程。結合熱力學定律，可得到材料在疲勞載荷循環作用下的熱力學耦合方程[20-21]：

(1)

式中：

(2)

由式(1)和式(2)可知，在疲勞循環載荷作用下，由于熱力耦合效應材料性能發生不可逆的退化，能量不斷以熱的形式進行耗散，宏觀表現為材料表面溫度的不斷變化，這為通過分析材料表面溫度變化研究材料內部損傷演化提供了一種有效途徑。

2 試驗

由于自然界中載荷的波動性強，難以獲取用來對試件進行加載，加之沖擊導致的分層損傷會大幅降低層合板的壓縮強度[23]，所以采用壓-壓疲勞載荷模擬實際服役過程中的循環交變載荷。對于含初始損傷的CFRP層合板結構，首先進行靜壓縮實驗，確定其破壞載荷，為壓-壓疲勞試驗中的載荷設計提供依據；然后利用壓-壓疲勞載荷模擬交變載荷進行疲勞試驗，試驗過程中采用紅外熱像儀進行全程監測。

試驗用復合材料體系為T300、T700和T800，依據ASTM D7136/D 7136M—12標準加工制作，尺寸均為150 mm×100 mm×4 mm，鋪層方式分別為：① T300，[(±45)3/(0,90)2/(±45)2/(0,90)2/(±45)]s；② T700，[0/45/90/±45]12；③ T800，[45/0/±45/90]3s；④ T800，[45/±45/90/45/±45/45/±45/0/45/±45]s。

對試件分別進行試驗編組和試件編號，根據4種鋪層方式將試驗分為4組，每組試驗的試件按照如Ti-M-N的形式編號，其中：i表示試件種類，i=3表示T300試件；M表示鋪層下標；N表示試件序號。如，T8-3s-2表示T800試件中鋪層方式為[45/0/±45/90]3s的2號試件。進行落錘沖擊試驗，相應的試件編號和沖擊能量等相關信息如表1所示。根據表1中設置的沖擊能量數值，得到沖擊后的部分試件如圖1所示。

圖1 部分沖擊后試件

表1 試件編號及沖擊能量

為探究CFRP層合板沖擊后的內部損傷模式，對受沖擊的試件進行超聲熱成像與超聲C掃描檢測，部分檢測結果如圖2和圖3所示。

由圖2(a)和圖2(b)可知，沖擊后的試件內部存在明顯的基體開裂與纖維斷裂，基體開裂在熱圖中表現為沿著纖維鋪層方向且邊緣光滑的細條形熱斑，纖維斷裂在熱圖中表征為“H”形熱斑。

圖2 沖擊后T3-s-9試件超聲熱成像檢測結果

由圖3結果可知，沖擊后試件具有明顯的分層損傷，損傷形狀呈花生殼狀。以上對復合材料沖擊后損傷模式的分析可為后續損傷演化規律的研究提供一定的檢測依據。

圖3 T3-s-9試件超聲C掃描分層損傷檢測結果

2.1 靜壓縮試驗

試驗設備采用中國飛機強度研究所復合材料力學性能評估中心Instron 8804型電液伺服萬能材料試驗機，如圖4(a)所示。該設備配有四立柱、液壓升降和鎖定裝置，最大載荷500 kN，定位精度高。為保證試件端面均勻受力，避免出現局部應力集中導致的非正常破壞，將試件固定于專用夾具中，如圖4(b)所示。此外，為了測量靜壓縮過程中試件的應變，在試件正、背面分別對稱粘貼2個應變片。

圖4 電液伺服萬能材料試驗機及試件夾具

在每組試件中隨機選取3個進行靜壓縮試驗，采用位移控制模式進行加載，加載速率為2 mm/min，取其平均破壞載荷作為該組試件的破壞載荷。

2.2 疲勞試驗

含沖擊損傷CFRP層合板疲勞試驗采用設備、夾具和場地與靜壓縮試驗一致。為保持疲勞載荷對試件進行對中加載，保證試件在試驗過程中處于理想的受載狀態，需先對試件進行調平處理。

將試件固定于專用夾具中放置于試驗機上下夾頭之間，設定30 kN的壓縮載荷對試件進行預壓，得到4個應變片在該載荷下的應變數據ε1～ε4，計算試件的彎曲百分比：

(3)

Bz越小，表示試件對中程度越好。根據ASTM D7137/D7137M—07試驗標準，Bz應小于10%，否則需要重新放置并固定試件，進行預壓得到新的Bz，直至Bz在10%以內。

經調平處理后，依據各組試件壓縮破壞載荷設定試件的疲勞應力水平、應力比和交變頻率。在疲勞試驗過程中，下夾頭處于固定狀態，上夾頭對試件進行等幅正弦式加載，疲勞載荷采用力控制模式，同時，采用InfraTec公司生產的Vhr 680型紅外熱像儀對試件表面進行非接觸式被動監測(熱像儀可探測紅外光譜范圍為7.5～14.0 μm，可測量溫度范圍為-40～+1 200 ℃，熱靈敏度在常溫狀態下<0.04 ℃，測量精度為±2%或±1.5 ℃，采集的圖像分辨率可達640像素×480像素)，獲取材料表面溫度場熱圖和溫度變化數據，熱像儀鏡頭距離試件35 cm，試驗裝置如圖5 所示。

圖5 壓-壓疲勞試驗及紅外熱像儀被動檢測

利用圖5中的試驗設備開展含初始沖擊損傷CFRP層合板的壓-壓疲勞試驗，得到相應的疲勞壽命，同時，通過紅外熱像儀的被動監測獲取疲勞過程中試件的熱圖序列和表面溫度變化數據。

3 結果與討論

3.1 靜壓縮試驗結果分析

根據靜壓縮試驗設計參數，得到CFRP靜壓縮過程中4個應變片測量的應變數據，取其均值作為試件的應變，得到靜壓縮試驗中試件的載荷-應變曲線。圖6給出了部分試件的載荷-應變曲線。

由圖6可知，靜壓縮過程中，試件的應變與承受的載荷呈線性關系，且在最大應變處載荷因試件破壞瞬間下降，這表明試件的靜壓縮破壞具有突發性，且在靜壓縮過程中沒有發生整體屈曲。靜壓破壞后的截面如圖7所示，可以看出，截面發生了橫向斷裂，甚至伴隨輕微的纖維凸起，破壞模式為橫向穿過沖擊損傷區破壞。

圖6 部分試件的載荷-應變曲線

圖7 部分試件的靜壓縮破壞截面

根據靜壓縮試驗結果可知，4種層合板具有不同的剩余破壞載荷，即使是同種材料在受到同樣能量大小的沖擊下，如C和D組試件，由于鋪層方式的不同，其破壞載荷也不同，這為設計承載力強的鋪層方式提供了借鑒。因此，為降低CFRP層合板破壞載荷的分散性，同時減少偶然因素引起的誤差，采用多次試驗求均值的方法確定結構的破壞載荷，為后續疲勞試驗的載荷設計提供依據。

3.2 疲勞試驗熱圖序列分析

根據紅外熱像儀的監測結果，提取了部分試件在不同疲勞載荷次數下紅外熱成像的熱圖序列，熱圖下方數字為疲勞循環次數，如圖8和圖9[24]所示。

從圖8和圖9中可以看出，在不同的疲勞次數下，試件表面產生了不同溫度、不同面積大小和不同形狀的熱斑，溫度越高的區域表示固有耗散越強，反之溫度越低表示固有耗散越弱。由于疲勞載荷在沖擊損傷區域形成局部應力集中，致使熱斑首先在沖擊損傷處顯現，顏色較淡，形狀與初始沖擊損傷形狀相似；隨著疲勞次數的增加，熱斑顏色逐漸明顯，面積逐漸增加，形狀也逐漸變為橢圓形。當橢圓形熱斑擴展到一定程度，熱斑端部出現一個凸起的“尖點”，隨即熱斑沿著該“尖點”快速擴展致使試件斷裂。總的來說，上述分析表明運用紅外熱成像技術可以非常直觀地監測到CFRP層合板結構在疲勞過程中的熱耗散現象。

為直觀地觀察“尖點”部分的形態，以T8-s-8為例，當試件在疲勞過程中出現“尖點”時強制停機，卸下試件并用掃描電鏡(SEM)觀測，結果如圖10所示。可以看出，熱斑“尖點”處出現了大量纖維束的斷裂，而纖維強度遠遠大于基體強度，因此，大量纖維束斷裂時，試件承載能力大大降低，試件隨之發生破壞。由此可知：熱斑中的“尖點”可被視為試件疲勞破壞的預兆。

試件疲勞破壞后的截面如圖11所示。可以看出，試件的疲勞破壞截面上伴有嚴重的基體外翻和纖維斷裂、鼓包等。對比圖8、圖9和圖11可知，熱斑的擴展方向與疲勞破壞截面一致。因此，通過熱圖序列分析，可以得出：材料內部的損傷整體上是以沖擊損傷區域為中心沿垂直于疲勞載荷方向橫向擴展，疲勞破壞模式與靜壓縮破壞模式相同，均為橫向穿過沖擊損傷區破壞。同時，在疲勞的紅外熱成像監測過程中，可以根據熱斑的擴展過程定性地判斷損傷擴展進度，為避免試件發生疲勞破壞而采取有效的防護措施提供決策依據，從而為結構的安全運行提供保障。

圖8 疲勞過程中T3-s-3試件紅外熱成像熱圖序列

圖9 疲勞過程中T8-3s-3試件紅外熱成像熱圖序列[24]

圖10 熱斑尖點處的SEM掃描結果

圖11 試件的疲勞破壞截面

3.3 疲勞試驗表面溫度演化分析

為清晰地反映熱斑橫向擴展過程，以T3-s-3試件為例，在疲勞破壞的截面作一條測溫線，提取測溫線上的溫度數據，得到不同疲勞次數下的溫度分布曲線，如圖12[24]所示。

從圖12可以看出，測溫線中心區域的溫度遠高于其兩端的溫度，這表明疲勞過程中沖擊損傷區域的溫度要高于其他區域的溫度，與熱圖序列分析結果一致。測溫線上的溫度以沖擊區域為中心呈拱形分布，隨著疲勞次數的增加，拱形高度增加，拱形跨度增大，這表明隨著疲勞的進行，沖擊損傷區域的溫度越來越高，并有沿垂直于疲勞載荷方向橫向擴展的趨勢，這與從熱圖序列分析中得到的結論相符。此外，從圖12中還可以看出，疲勞次數從0增加到500時，拱高上升速度較快；從500增加到3 550時，拱高上升速度比較緩慢；從3 550增加到3 810時，拱高上升速度再次變快。這說明疲勞過程中溫度的演化經歷了3個階段，分別為初期溫度快速上升階段、中期溫度緩慢上升階段、后期溫度快速上升階段。

圖12 不同疲勞次數下測溫線溫度分布模型[24]

為直觀地表征溫度的三階段演化規律，同時消除環境干擾和外部熱源對試件表面溫度的影響，提取了試件表面溫度矩陣，并以最大表面溫差ΔTmax分析溫度的演化規律：

ΔTmax=max[T(i,j)]-min[T(i,j)]

(4)

式中：max[T(i,j)]和min[T(i,j)]分別為溫度矩陣中的最大值和最小值，其中i、j代表熱圖像素點的坐標值。根據式(4)，得到部分試件在疲勞過程中的最大表面溫差演化曲線，如圖13所示。

由圖13可知，盡管各組試件受到不同的疲勞載荷譜，但隨著疲勞次數的增加，最大表面溫差始終直觀地呈現三階段規律，這表明含初始沖擊損傷CFRP層合板的溫度演化規律具有一般性。第1階段溫度快速上升，其原因主要來自兩個方面：一是在疲勞開始階段，疲勞載荷在沖擊損傷區域形成局部應力集中，試件塑性變形增大，導致材料的固有耗散增加；二是在疲勞交變載荷作用下，沖擊引起的內部各種損傷界面之間不斷擠壓、摩擦，導致材料生熱量增加。第2階段溫度緩慢上升，其原因主要在于3個方面：一是經過第1階段的疲勞作用，塑性變形達到飽和，材料的固有耗散不再增加；二是內部損傷界面之間的間隙增大，摩擦效應減弱，生熱量有所降低；三是試件表面不斷與外界環境進行熱量交換，帶走了部分熱量。第3階段溫度急速上升，其原因主要是材料承載能力達到極限，塑性變形加劇，材料的固有耗散顯著增加；其中，試件疲勞后期的表面溫差最大值在熱圖上的位置為沖擊損傷擴展邊緣“尖點”區域，正是因為“尖點”的出現即大量纖維斷裂的產生釋放了大量熱量，進而導致最大表面溫差曲線的驟升。

圖13 部分試件在疲勞過程中的最大表面溫差演化模型

此外，在試件接近疲勞破壞時，產生了溫度“跳升”現象，具體表現為圖13中的ΔTmax直線上升，這是因為疲勞末期大量纖維斷裂釋放大量的熱，從而引發ΔTmax快速上升。與此同時，通過對比試件斷裂時的溫升效應發現，同種材料的試件在疲勞破壞時的ΔTmax大致相等，與試件鋪層方式相關性并不明顯。如A組試件(均為T300)在疲勞破壞時的ΔTmax為(40±5)℃，C組和D組(均為T800)試件盡管鋪層方式有所不同，但其疲勞破壞時的ΔTmax均為(20±4)℃，這是由于同種材料的試件采用的是相同纖維和基體類型，而試件最終疲勞破壞時的形式主要為纖維和基體的斷裂破壞，因此，當C組和D組試件疲勞破壞時，二者主要因為采用了相同的纖維和基體從而破壞時所釋放的能量也近似，進而使得試件溫升數值大致相等。