吸濕后碳纖維復合材料正交層板拉伸疲勞性能

張祥林，孟慶春，許名瑞，曾本銀，程小全，孫 煒

(1 北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100083；2 中航工業(yè)中國直升機設計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001;3 中國航發(fā)北京航空材料研究院，北京 100095)

復合材料具有高比強度、比剛度和性能可設計等特點，是飛機、直升機、火箭、導彈等飛行器結構的理想材料，也是當今新材料研究和發(fā)展的重點[1]。在A400M運輸機上，碳纖維復合材料占機翼結構質量高達85%，開創(chuàng)了使用復合材料為主要材料制造大型運輸機機翼的先例[2]。空客直升機公司在2015年國際直升機博覽會上發(fā)布的H160，是世界上第一架全復合材料民用直升機[3]。飛機和直升機復合材料結構在服役期間不僅需要承受反復作用的疲勞載荷，而且可能遭遇濕熱等惡劣環(huán)境情況[4]。調查結果顯示，飛機結構失效大多數(shù)是由疲勞破壞引起的。

干態(tài)常溫環(huán)境下復合材料疲勞性能已有很多學者進行了研究，但濕態(tài)環(huán)境下復合材料的疲勞性能研究較少[5-19]。Kawai等[6]研究了恒定應力幅不同應力比下平面纖維編織準各向同性復合材料層合板吸濕率對疲勞強度的影響，實驗結果表明濕態(tài)層合板的疲勞壽命均低于干態(tài)，常溫下濕態(tài)層合板的疲勞強度較干態(tài)降低11%。McBagonluri等[7]對比研究了乙烯基玻璃纖維復合材料在干態(tài)、淡水和鹽水浸泡三種環(huán)境下的拉-拉疲勞性能，吸濕后的S-N曲線要低于干態(tài)下的S-N曲線，但三種環(huán)境下的S-N曲線斜率幾乎相等。說明相同應力水平下，吸濕降低了復合材料的疲勞壽命但不改變壽命變化規(guī)律。Arif等[8]研究了短玻璃纖維增強聚酰胺基復合材料在三種相對濕度(RH為0%，50%，100%)情況下的疲勞性能，發(fā)現(xiàn)濕環(huán)境對疲勞損傷機制與損傷程度均有重要影響，相對濕度越高，疲勞初始損傷衍生時對應的載荷越低，最終損傷程度越高；由于應力集中，在纖維末端或相近纖維之間區(qū)域最先出現(xiàn)纖維和基體的脫粘破壞，對于RH為0%的試件還可能伴隨有纖維的破壞；界面失效沿著纖維-基體界面擴展，同時纖維附近出現(xiàn)局部高應變區(qū)(對于RH為50%，100%)及其他纖維破壞(對于RH為0%)；高彎曲應力下基體變形增大并出現(xiàn)微裂紋，RH為0%時表現(xiàn)為脆性破壞，RH為50%，100%時表現(xiàn)為塑性破壞；基體微裂紋持續(xù)擴展直至最終破壞。

隨著復合材料應用越來越廣泛，復合材料結構一定要在濕、熱等環(huán)境下長期工作。吸濕后，樹脂的性能嚴重退化。同時，水分子進入纖維-基體界面，破壞兩者之間的化學鍵，導致疲勞壽命的降低[4]。因此，對濕、熱以及濕熱混合環(huán)境下復合材料的疲勞性能進行研究十分必要。

本工作就濕態(tài)環(huán)境對碳纖維復合材料正交層合板的疲勞性能進行了研究，測試了常溫下濕態(tài)和干態(tài)正交層合板的拉伸疲勞性能，分析了飽和吸濕對正交層合板拉伸疲勞性能的影響。在此基礎上，基于ABAQUS有限元軟件建立了吸濕后正交層合板疲勞性能分析有限元模型，對疲勞壽命和損傷機理進行預估與研究。此研究可以為下一步正交層合板濕熱疲勞性能研究奠定基礎，同時可以為碳纖維復合材料結構疲勞壽命吸濕折減系數(shù)的確定提供依據(jù)。

1 實驗件與實驗

1.1 實驗件

碳纖維復合材料正交層合板拉伸疲勞實驗件的尺寸參考ASTM D3039,ASTM D3479設計。試件類型及數(shù)量分配如表1所示。實驗環(huán)境包括常溫干態(tài)(RTD)和常溫濕態(tài)(RTW)2種。試件分為有護片和無護片兩種構型，其中無護片試件作為伴隨件用于吸濕實驗，有護片試件用于靜力和疲勞實驗。有護片試件的具體構型如圖1所示，去掉兩端的4個護片，即為無護片試件。試件層合板的鋪層順序為[(0/90)]8，鋪層材料為直升機結構中常用的CF3052/3238A平紋布，采用預浸碳布鋪疊熱壓罐工藝固化成型。所有試件由中航復合材料有限責任公司制造，層合板的固化工藝為：在熱壓罐內室溫下抽真空至0.005 MPa，然后按2 ℃/min升溫至80～90 ℃，同時加壓至0.45 MPa，再按2 ℃/min繼續(xù)升溫至125～130 ℃(壓力不變)，保溫2 h，之后自然冷卻至室溫(或以不大于2 ℃/min降至60 ℃以下)出罐。

表1 試件類型與數(shù)量Table 1 Specimen form and number

圖1 靜力與疲勞試件構型Fig.1 Configurations of static tension and tension-tension fatigue specimen

1.2 實驗

1.2.1 吸濕實驗

根據(jù)表1的安排，將16根帶護片試件進行吸濕實驗。由于護片及其粘接膠黏劑的存在，帶護片試件吸濕量測量誤差較大。為了確定實驗件飽和吸濕時間，使用了3根無護片試件作為伴隨件進行吸濕。通過監(jiān)測伴隨件吸濕狀態(tài)來控制所有試件的吸濕情況，即當伴隨件達到飽和吸濕時，認為與之相隨的其他有護片試件也達到了飽和吸濕狀態(tài)。飽和吸濕后的試件在靜力或疲勞實驗前存放在常溫純凈水環(huán)境中，實驗時將其從水中取出。

吸濕實驗參考ASTM D5229方法進行，在70 ℃純凈水浸泡條件下使實驗件達到飽和吸濕狀態(tài)。溫度環(huán)境選擇70 ℃既能避免高溫對材料性能的影響，又能較好地加速吸濕進程，節(jié)約時間。試件吸濕過程在恒溫水槽中進行。使用Sartorius BSA3235分析天平測量并記錄實驗件質量。當相隔3天的吸濕量變化小于0.01%時，認為試件達到了飽和吸濕狀態(tài)。

1.2.2 靜力實驗

為了確定疲勞實驗的應力水平，首先須進行靜力實驗。靜力實驗參考ASTM D3039方法進行。RTD和RTW環(huán)境下分別取3根試件進行靜力拉伸實驗。實驗在Instron 8801液壓伺服材料試驗機上進行，夾持時保持實驗件對中，利用兩個引伸計分別測量實驗件縱向和橫向的應變，以計算泊松比。

1.2.3 疲勞實驗

疲勞實驗旨在測量RTD和RTW環(huán)境條件下試件長壽命(106周次以上)的疲勞性能，進而分析飽和吸濕對試件疲勞性能的影響。由于疲勞實驗中試件會有發(fā)熱現(xiàn)象，因此RTD環(huán)境下的疲勞試件須使用風扇進行表面吹風。試件的發(fā)熱會導致水分的析出，從而降低試件吸濕量。為了保證疲勞加載過程中試件的濕態(tài)環(huán)境，在試件的工作段用膩子粘塑料袋進行密封，袋中通過均勻布置的棉紗和不少于1/4容積的純凈水來保證濕環(huán)境，如圖2所示，其中的輸液導管用來給袋中補水。

疲勞實驗同樣在Instron 8801試驗機上進行(圖2)，采用正弦波的加載方式。根據(jù)ASTM D3479的要求，疲勞實驗中不能出現(xiàn)實驗件表面快速升溫的現(xiàn)象，確定實驗加載頻率為6 Hz。根據(jù)所用材料制造結構的受載情況，確定疲勞實驗應力比選為0.0526。

圖2 RTW環(huán)境下試件保濕與夾持方式Fig.2 Specimen moisturizing and clamp methods in RTW environment

實驗的失效判據(jù)為試件拉斷或試件動剛度下降了10%。動剛度定義為一個加載循環(huán)內載荷幅值與夾頭位移幅值之比。

2 疲勞有限元建模

2.1 濕環(huán)境下材料力學性能衰減

由于復合材料濕膨脹系數(shù)較小，濕環(huán)境下產(chǎn)生的濕應力相比疲勞過程中實驗件應力為小量，因此，在疲勞有限元計算中不考慮濕環(huán)境引起的濕應力，只考慮環(huán)境對材料性能的衰減。

RTD環(huán)境下CF3052/3238A平紋布材料性能參數(shù)如表2所示，而濕環(huán)境下材料性能不全，缺失的數(shù)據(jù)根據(jù)RTD環(huán)境下材料性能參數(shù)，采用Tsai提出的無量綱量T*描述濕度環(huán)境的方法計算材料性能的退化。

無量綱量T*中考慮了濕度環(huán)境的相關影響，其表達式如式(1)所示：

(1)

式中：Tgw為樹脂的玻璃化轉變溫度；Tg0為干態(tài)時樹脂的玻璃化轉變溫度；T0為參考溫度。

Tgw和Tg0的關系如式(2)所示：

Tgw=Tg0-gC

(2)

式中：C為當前樹脂吸濕量；g為常數(shù)；樹脂吸濕量C由層合板吸濕量M、樹脂密度ρm、層合板密度ρ和樹脂體積分數(shù)Vm計算，如式(3)所示：

(3)

得到T*后，對飽和吸濕條件下織物復合材料強度和剛度進行相應的衰減：

(4)

表2 RTD環(huán)境下CF3052/3238A材料彈性常數(shù)和強度參數(shù)Table 2 Material elastic engineering constants and strength constants of CF3052/3238A in RTD environment

CF3052/3238A材料力學性能衰減相關參數(shù)如表3所示。

表3 CF3052/3238A材料力學性能衰減相關參數(shù)Table 3 Attenuation related parameters of mechanical properties of CF3052/3238A

以RTD和RTW環(huán)境下實驗測得材料性能為基礎，通過本工作方法計算所得的材料性能參數(shù)對比發(fā)現(xiàn)吻合良好。實驗值與理論值曲線間的相關系數(shù)R2大于0.99，說明該方法對飽和吸濕條件下織物復合材料層合板力學性能參數(shù)的預測是可靠的。

2.2 剩余強度與剩余剛度的退化

疲勞實驗中，隨著疲勞周次的增加，損傷在材料內部出現(xiàn)并逐漸擴展，材料的強度和剛度均隨著這一過程逐漸退化。層合板在經(jīng)過n次疲勞循環(huán)后結構的強度和剛度稱之為剩余強度和剩余剛度。本工作對剩余強度和剩余剛度的處理參考劉英芝[20]通過實驗得到的織物復合材料的相關退化公式。

(5)

(6)

(7)

(8)

式中：XT(n,σ,R)，XC(n,σ,R)，YT(n,σ,R)，YC(n,σ,R)和S12(n,σ,R)分別為疲勞載荷下，一定周次后單層板的縱向和橫向拉伸與壓縮強度和剪切強度；E11(n,σ,R)和G12(n,σ,R)分別為疲勞載荷下，一定周次后單層板的縱向彈性模量和剪切彈性模量；XT，XC，YT，YC和S12分別為無損傷單層板的縱向和橫向拉伸與壓縮強度和剪切強度；E11和G12分別為無損傷單層板的縱向彈性模量與剪切彈性模量；σ11和σ12為最大疲勞縱向和剪切應力；n為疲勞周次；N為單層板在最大疲勞應力水平σ及應力比R下的疲勞壽命。

2.3 疲勞損傷起始判據(jù)

本工作采用Shokrieh等[21]提出的復合材料層合板疲勞損傷判據(jù)作為損傷起始判據(jù)。在三維靜態(tài)Hashin強度準則的基礎上，引入了疲勞剩余剛度和剩余強度，提出了適用于復合材料層合板進行疲勞損傷模式判斷的失效判據(jù)。具體表達式如下：

(1) 縱向纖維拉伸損傷(σ11≥0)

(9)

(2) 縱向纖維壓縮損傷(σ11<0)

(10)

(3) 基體開裂損傷(σ22≥0)

(11)

(4) 基體壓縮損傷(σ22<0)

(12)

(5) 基體-纖維剪切損傷(σ11<0)

(13)

式中：σij是單元各個方向上的應力分量；S12(n,σ,R)，S13(n,σ,R)和S23(n,σ,R)分別為疲勞載荷下，一定周次n后單層板3個方向的剪切強度。由于S13(n,σ,R)和S23(n,σ,R)無文獻中相關實驗數(shù)據(jù)支持，本工作處理方式為用無損傷單層板的剪切強度進行代替。

2.4 層合板疲勞性能有限元模擬

層合板疲勞性能分析有限元模型如圖3所示。模型基本尺寸為250 mm×25 mm×2.8 mm，分為固支段、工作段和加載段三部分。為模擬實驗過程中實驗件實際的夾持狀態(tài)，對固支段上下表面上的所有節(jié)點施加固支的邊界條件，載荷通過加載段上下表面的面內剪切力施加。在厚度方向將層合板劃分8層，每個鋪層劃分一層網(wǎng)格。網(wǎng)格單元類型為C3D8R。

圖3 有限元模型Fig.3 Finite element model

本工作通過兩個準靜態(tài)分析步來實現(xiàn)ABAQUS對疲勞過程的模擬，認為織物復合材料層合板的疲勞破壞是由疲勞最大載荷引起的。第一個分析步對層合板施加拉伸載荷，大小與疲勞最大載荷相同；第二個分析步保持上一個分析步載荷不變，設置固定增量步大小，每個增量步代表一定周次，根據(jù)當前循環(huán)數(shù)對材料剛度、強度性能進行衰減。使用ABAQUS中的UMAT子程序進行疲勞分析的過程如圖4所示。當層合板損傷或剛度滿足疲勞實驗失效判據(jù)即計算結束。

圖4 疲勞分析過程Fig.4 Fatigue analysis process

3 結果與分析

3.1 靜力實驗

RTD和RTW環(huán)境下實驗測得的最大載荷、拉伸強度、彈性模量及泊松比等結果見表4和表5。RTD環(huán)境下層合板的拉伸強度為679.58 MPa，而RTW環(huán)境下的拉伸強度為650.32 MPa，強度下降了4.3%。RTD和RTW環(huán)境下正交層合板拉伸模量相同，均為54.3 GPa。與RTD相比，RTW使正交層合板的泊松比增加了32.4%?？梢?，飽和吸濕對層合板的拉伸強度和剛度基本沒有影響，但對泊松比的影響較大。

表4 RTD環(huán)境下正交層合板的拉伸實驗結果Table 4 Tensile experiment result of orthogonal laminate in RTD environment

表5 RTW環(huán)境下正交層合板的拉伸實驗結果Table 5 Tensile experiment result of orthogonal laminate in RTW environment

3.2 疲勞實驗

3.2.1 濕環(huán)境對層合板疲勞性能的影響

RTD和RTW環(huán)境下的疲勞實驗結果如圖5所示，圖中橫坐標為對數(shù)疲勞周次，縱坐標為疲勞最大循環(huán)應力。其線性擬合的結果同示于圖中，得到2種環(huán)境下的疲勞S-N曲線，線性擬合表達式如式(14),(15)所示。

由圖5可知，RTW的S-N曲線在RTD環(huán)境的S-N曲線下方，即相同疲勞周次下RTW環(huán)境下的疲勞最大應力小于RTD環(huán)境下的疲勞最大應力。選取疲勞壽命為106周次的線性擬合結果進行對比，RTW環(huán)境下的疲勞強度為497 MPa，相比RTD環(huán)境下的疲勞強度578 MPa，下降了14%，遠高于拉伸強度下降的4.3%。此外，隨著疲勞周次的逐漸增加，RTW較RTD環(huán)境下疲勞最大應力下降的速度更快。因此，濕環(huán)境下碳纖維復合材料正交層合板的疲勞性能較干態(tài)環(huán)境下疲勞性能下降顯著。

圖5 RTD和RTW環(huán)境下正交層合板疲勞S -N曲線Fig.5 S -N curves of orthogonal laminate in RTD and RTW environments

S=685.82-17.97lgN

(14)

S=626.11-21.54lgN

(15)

3.2.2 破壞模式分析

RTD和RTW環(huán)境下層合板的疲勞破壞模式如圖6，7所示，圖7(a)， (b)為厚度方向損傷形貌。由圖6(a)和圖7(a)可知，RTD環(huán)境下層合板疲勞斷口處出現(xiàn)了纖維斷裂損傷、基體開裂損傷和分層損傷，其中纖維斷裂損傷為主，分層損傷發(fā)生在多處，但無大面積分層現(xiàn)象，所以局部厚度變化較大。由圖6(b)和圖7(b)可知，RTW環(huán)境下層合板疲勞斷口處以纖維斷裂損傷為主，同時在靠近層合板表面處出現(xiàn)了分層損傷，而非整個厚度。

圖6 RTD(a)和RTW(b)環(huán)境下正交層合板疲勞破壞模式Fig.6 Fatigue failure mode of orthogonal laminate in RTD(a) and RTW(b) environment

圖7 RTD(a)和RTW(b)環(huán)境下正交層合板厚度方向損傷形貌Fig.7 Fatigue appearance in thickness direction of orthogonal laminate in RTD(a) and RTW(b) environment

3.3 有限元計算結果

由于時間原因，本工作選取了2種濕度環(huán)境(RTD，RTW)，4種應力水平(87%，85%，79%，77%)進行了疲勞壽命計算。疲勞實驗數(shù)據(jù)線性擬合結果與有限元模擬結果對比如圖8和表6所示。與實驗結果相比，有限元模擬疲勞周次誤差在30%以內，但對數(shù)壽命誤差小于3%。

表6 疲勞壽命模擬結果及誤差Table 6 Simulation results and errors of fatigue life

圖8 疲勞壽命模擬結果與線性擬合結果對比Fig.8 Comparison between simulation and linear fitting results of fatigue life

由于復合材料本身實驗結果的分散性比較大，對數(shù)壽命的計算結果相對誤差還是比較小的。5個計算結果代表了2種濕度環(huán)境和4種應力水平的組合，對于本工作的研究情況具有較強的代表性?？梢?，本工作的有限元模型可有效地模擬干態(tài)和飽和吸濕后碳纖維平紋布正交層合板的拉伸疲勞壽命。

3.4 纖維斷裂機理分析

由圖7可知，復合材料拉-拉疲勞破壞主要是纖維斷裂，因此，本工作主要通過纖維斷裂損傷討論正交層合板疲勞損傷機理。

RTD和RTW環(huán)境85%應力水平下面內和厚度方向纖維斷裂損傷演化如圖9和圖10所示。由圖中結果可見，RTD環(huán)境下纖維斷裂損傷起始于固支段和工作段的過渡處，之后向厚度方向和工作段中間區(qū)域擴展，直至出現(xiàn)橫截面纖維斷裂損傷。RTW環(huán)境下纖維斷裂損傷起始于固支段和工作段的過渡處，之后主要向厚度方向進行擴展，直至出現(xiàn)橫截面纖維斷裂損傷。RTD環(huán)境下，纖維斷裂損傷區(qū)域寬，損傷范圍大，而RTW環(huán)境下，纖維斷裂損傷區(qū)域窄，損傷范圍小。這些現(xiàn)象與實驗結果一致，進一步說明了有限元模型的有效性。

圖9 RTD環(huán)境下面內和厚度方向纖維斷裂損傷演化Fig.9 Fiber damage evolution in in-plane and thickness direction in RTD environment

圖10 RTW環(huán)境下面內和厚度方向纖維斷裂損傷演化Fig.10 Fiber damage evolution in in-plane and thickness direction in RTW environment

綜上所述，RTD和RTW環(huán)境下層合板纖維斷裂損傷的擴展路徑為：固支段和工作段的過渡處—沿著厚度和工作段中間方向擴展—橫截面纖維斷裂損傷。RTD環(huán)境下層合板的損傷主要沿著厚度方向和工作段中間區(qū)域進行擴展，損傷區(qū)域寬，損傷范圍大。RTW環(huán)境下層合板的損傷主要沿著厚度方向進行擴展，損傷區(qū)域窄，損傷范圍小。

4 結論

(1)飽和吸濕對層合板的靜力拉伸強度和剛度基本沒有影響，但對泊松比的影響較大。

(2)相同疲勞周次下，RTW的疲勞強度小于RTD的疲勞強度。疲勞壽命為106周次條件下，RTW的疲勞強度比RTD的疲勞強度下降了14%，遠高于靜態(tài)拉伸強度4.3%的降幅。隨著疲勞周次的逐漸增加，RTW相比于RTD環(huán)境下疲勞強度下降的速度更快。

(3)RTD環(huán)境下層合板疲勞損傷以纖維斷裂損傷為主，分層損傷發(fā)生在多處，但無大面積分層現(xiàn)象；RTW環(huán)境下層合板疲勞損傷也以纖維斷裂損傷為主，同時在靠近層合板表面處出現(xiàn)了分層損傷，而非整個厚度。

(4)所建立的濕態(tài)環(huán)境下層合板疲勞壽命分析有限元模型，不僅能模擬濕態(tài)環(huán)境，同時也能模擬干態(tài)環(huán)境下層合板的疲勞壽命與損傷演化過程。

(5)飽和吸濕對層合板的拉伸疲勞纖維損傷演化過程影響很大。RTD環(huán)境下層合板的損傷主要沿著厚度方向和工作段中間區(qū)域進行擴展，損傷區(qū)域寬，損傷范圍大；而RTW環(huán)境下層合板的損傷主要沿著厚度方向進行擴展，損傷區(qū)域窄，損傷范圍小。