金屬-機織復合材料混合結構的三點彎曲力學性能及失效機理

武多多，鄭會龍，康振亞，張 譚，習常清

(1 中國科學院工程熱物理研究所，北京 100190;2 中國科學院大學 航空宇航學院，北京 100049)

近年來，高速發展的航空航天產業對結構材料提出了輕量化、高強度、低成本、耐疲勞等更多樣化的工程要求[1]。由于復合材料、金屬、陶瓷等材料各有其優缺點，難以單獨滿足復雜航空航天產品的應用需求，因此異質材料混合結構逐漸成為研究的一個熱點，并顯示了極大的應用潛力。其中，金屬與纖維增強復合材料(fiber reinforced polymer, FRP)的混合結構是研究重點之一。此類混合結構結合了金屬材料在延展性、剛性、損傷容限以及復合材料在比強度、耐腐蝕、抗疲勞等方面的雙重優勢[2]，被廣泛應用于飛機整流罩、機身蒙皮、發動機外涵道等航空航天關鍵部件[3]的制造中。而金屬與FRP之間的有效連接是混合結構研究的關鍵問題。目前金屬-FRP連接方案主要包括膠接、機械連接以及混合連接等。膠接具有應力分布均勻、易規模化生產等優點，被廣泛應用于各類材料的連接中，但其也面臨著連接表面預處理復雜、脆性破壞、膠層老化等問題[4-5]。機械連接可靠性高、裝配簡易，被廣泛用于飛機蒙皮、發動機機匣等承力構件中，但制造連接孔、切斷復合材料纖維的工藝流程會造成孔邊局部應力集中、緊固件增重等缺點[6-7]。傳統混合連接，如膠-螺、膠-鉚等，將單一連接的優點結合起來，其中的緊固件可降低膠層剝離應力、延緩裂紋擴展，而膠層可有效緩解開孔應力集中等問題[8-9]。但是此類混合連接中，緊固件的存在仍會削弱復合材料的減重優勢，且在實際應用中往往受非均勻化承載、變形不協調等因素的嚴重制約。由于膠接、機械連接、傳統混合連接等在工程應用中均存在一定的缺點，因此依托新理念及新工藝的新型金屬-FRP混合結構成形技術的研究愈發得到重視[10-18]。其中研究較多的是穿透增強技術[10](through-thickness reinforcement, TTR)，即通過電子束“毛化”[11](electron beam surfi-sculpt, EBS)、冷金屬過渡[12](cold metal transfer, CMT)、增材制造[13](additive manufacturing, AM)、化學蝕刻[14]等多種工藝，在金屬表面形成一系列突起結構后與FRP預制體接觸纏繞并固化，相較單一成形，TTR能夠改善結構分層問題并提高斷裂韌性等。此外，也有研究人員采用細針增強[15]、網狀金屬混合[16]、Z型金屬增強[17]、纖維縫合[18]等其他研究方案，為金屬-FRP混合結構成形提供多樣的研究方向。

目前金屬-FRP混合結構成形的研究方案較多，主要區別是金屬部分的結構設計以及新的成形工藝等方面，例如凸起或空腔的結構設計制造、復合材料的成形工藝等。本工作研究的混合結構在復合材料部分選擇2.5D機織復合材料[19-20]。相較于傳統鋪層復合材料，通過引入與織物厚度呈一定角度的增強纖維可以提高復合材料的層間強度，并對復雜構件具有較強的可設計制造性。Stegschuster等[21]和Ladani等[22]研究了三維機織復合材料在Ⅰ，Ⅱ斷裂模式下的分層增韌、疲勞強化等特點。Li等[23-24]研究了三維機織間隔復合材料的制備工藝、彎曲性能及失效機制等。這些研究成果為機織復合材料在混合結構中的應用奠定了一定的研究基礎。本工作針對航空發動機風扇葉片抗鳥撞/氣流沖擊、抗離心拉伸、輕量化等工程化需求[25-26]，提出一種結合金屬增材制造、復合材料機織與縫合等工藝的新型混合結構；采用法向縫合[27-28]及共固化[29]工藝將機織復合材料與開孔金屬骨架相結合，實現異質材料間的穩定連接，并為工程實際應用提供更靈活的設計拓展空間；采用數字圖像相關法(digital image correlation, DIC)測試對比研究三點彎曲[30-31]實驗中不同厚度參數對混合結構樣件力學性能的影響[32]，并分析在彎曲加載過程中的損傷形貌、失效機理等。

1 實驗材料和方法

1.1 樣件材料及工藝

本工作設計的新型金屬-FRP混合結構整體類似“三明治”構型，其加工工藝流程圖如圖1所示。首先是對中間金屬夾層的增材制造及后處理，然后是上、下兩層纖維增強機織復合材料的制備，隨后借助金屬開孔進行法向纖維的縫合，使得三層異質材料形成牢固的層間結合，最后利用樹脂材料完成共固化成形。

圖1 金屬-機織復合材料混合結構樣件加工工藝流程示意圖Fig.1 Production process diagram of metal-woven composite hybrid samples

該混合結構的金屬層選用17-4PH不銹鋼。金屬層的加工工藝采用激光選區熔化技術[33]，以保證結構的加工精度且便于快速驗證。增材制造設備選擇可用于鈦合金、鋁合金、不銹鋼等多種金屬材料精密打印的鉑力特S310設備，其主要技術參數：最大成形尺寸為250 mm×250 mm×400 mm，分層厚度為30～100 μm，成形零件的初始表面粗糙度約為8 μm。

混合結構的纖維層選用纖維增強樹脂基復合材料。其中纖維選用T300級碳纖維，其單絲拉伸強度約為3500 MPa，基體材料選用熱固型環氧樹脂。在機織鋪縫工藝方面，上、下層復合材料選用2.5D淺交彎聯機織復合材料，其經紗規格為3 K×3股，緯紗規格為3 K×2股。機織鋪縫工藝完成后，采用鎖式雙向縫合工藝，沿孔分布連續走線縫合[34]，并通過加捻減少纖維縫合損傷。

圖2為混合結構樣件實物。其中圖2(a)，(b)分別為增材制造的金屬骨架、混合結構樣件實物受彎失效變形的形貌，圖2(c)，(d)分別為局部放大后的混合結構樣件纖維層側向、正向形貌，顯示了在淺交彎聯結構中經紗在連續勾連多個緯紗后的交錯正弦排布以及正向展示中連續縫合纖維的走線分布。碳纖維機織物/環氧樹脂復合材料一體化成形則采用真空輔助樹脂滲透工藝[35](vacuum assisted resin infusion, VARI)，即通過向模具內填充液體樹脂，樹脂對混合結構樣件復合材料部分進行充分浸漬，待樹脂固化并脫模后完成一體化成形。混合結構樣件成品要求表面無肉眼可見的明顯氣泡，表面平整，固化均勻，樹脂氣泡直徑≤φ0.5 mm。

圖2 混合結構樣件及局部放大后的纖維層正向/側向形貌(a)金屬夾層；(b)彎曲加載后的實驗樣件；(c)側向形貌；(d)正向形貌Fig.2 Test sample and composite layer positive/lateral enlarged structures(a)metal sandwich;(b)test sample after loading;(c)lateral enlarged structure;(d)positive enlarged structure

1.2 樣件參數

力學性能實驗的主要目的是對比研究不同厚度參數的混合結構樣件的力學行為及性能變化。樣件的特征參數選擇依據：根據實際工程需求，選取某型航空發動機風扇葉片在葉根、葉身及葉尖處的典型厚度值作為混合結構樣件的特征參數，從而模擬葉片不同位置在受到彎曲載荷后的力學性能(圖3)。圖4為混合結構樣件特征參數及彎曲加載示意圖，其中t，h，b，l和L分別為金屬層厚度，樣件厚度，樣件寬度，跨距和樣件長度。金屬-機織復合材料混合結構樣件的具體參數如表1所示。其中，不同參數樣件的FRP層厚度與金屬層厚度呈等比例變化，樣件命名為Fx-y，代表金屬夾層厚度為x(mm)的第y個樣件。

圖3 設計混合結構樣件特征參數時所參考的風扇葉片Fig.3 Fan blades used in the design of characteristic parameters of hybrid structure samples

1.3 三點彎曲力學實驗及DIC分析

三點彎曲力學實驗參照標準GB/T 1449-2005《纖維增強塑料彎曲性能試驗方法》執行，即采用無約束支撐，通過三點彎曲實驗裝置，以恒定的加載速率使樣件破壞。三點彎曲實驗裝置是Instron5982電子萬能材料實驗系統，其最大量程為100 kN。與三點彎曲相關的其他參數：樣件跨厚比l/h=16，沖頭半徑r0=5 mm，支撐半徑r1=5 mm，加載速度V=1 mm/min。同時，采用非接觸全場應變測量系統對樣件局部應變場信息進行捕捉、分析，其中電荷耦合器件(charge coupled device，CCD)相機的像素為2×108pt，采樣頻率為1～2 pic/s，在標定后開展DIC測試分析。

圖4 混合結構樣件特征參數及彎曲加載示意圖Fig.4 Schematic diagram of characteristic parameters and bending loading of hybrid structure samples

表1 金屬-機織復合材料混合結構樣件的參數Table 1 Parameters of metal-woven composite hybrid samples

1.4 彎曲實驗計算公式

盡管混合結構樣件是不均勻的，但根據應變場分布及結構簡化分析可知，在混合結構出現大范圍損傷及失效前，沿橫向界面的應變分布是線性的。然而，由于混合結構各層材料的物理性質差距較大，與各層對應的應力不可能仍是線性分布，因此在對混合結構樣件施加彎曲載荷時，金屬和FRP的模量差異會使金屬層和纖維層的界面上存在橫向應力突變[36]。與之相反的是，混合結構的剪切應力分布與各層材料特性沒有關聯，而是與均勻層合板的剪切應力分布一致，即上下表面最小、中性軸最大且呈拋物線分布。所以，混合結構的彎曲性能計算可以參考經典層合板理論，從而得到引起混合結構彎曲變形的力矩(彎矩)的一般計算公式。

(1)

式中：M為引起混合結構彎曲變形的力矩，N·m；σ(k)為各層應力，MPa；k為層數;z為厚度方向變量，z∈(-h/2,h/2)。式(1)也經常在纖維金屬層合板等相關異質材料層合板的計算中被使用。通過歸一化處理，可以得到該彎矩的簡化計算公式：

(2)

式(2)表明，當層合板各層應力分布為線性假設時，彎矩在數值上等同于底部應力。

混合結構的彎曲強度為：

(3)

式中：σf為彎曲強度，MPa；P為峰值載荷，N。當采用分級加載時，混合結構在線彈性階段的彎曲彈性模量為：

(4)

式中：Ef為彎曲彈性模量，GPa；ΔP為載荷-撓度曲線上初始直線段的載荷增量，N；ΔS為ΔP對應的跨距中點處的撓度增量，mm。

2 結果與討論

2.1 典型樣件彎曲結果分析

彎曲實驗中混合結構樣件的力學行為主要分為4個階段：彈性變形階段(Ⅰ)、塑性屈服階段(Ⅱ)、分層卸載階段(Ⅲ)以及完全失效階段(Ⅳ)。圖5以樣件F2-1為例，給出了典型混合結構樣件的三點彎曲應力-位移曲線，并選擇在加載過程中具有代表性的4個時刻(1，2，3，4)作為典型特征時刻，以展開后續分析。其中，1，2時刻在Ⅰ階段，3時刻是Ⅱ，Ⅲ階段的分界點，4時刻是Ⅲ，Ⅳ階段的分界點。

圖5 典型混合結構樣件的三點彎曲應力-位移曲線Fig.5 Stress-displacement curve for typical hybrid structure samples

在Ⅰ階段，纖維層與金屬層同為彈性變形，兩者在彎曲載荷作用下呈現協調變形狀態，并未出現損傷與分層問題。在1時刻，樣件承受較小的初始載荷，應力約為19.53 MPa，加載位移為0.20 mm；在2時刻，載荷已較大，應力增至289.18 MPa，加載位移為2.11 mm。圖6為4個時刻x，y向的應變分布。圖6(a-1)為1時刻的x向應變分布，顯示了樣件下側受到的拉應力及上側受到的壓應力，且上、下側應力數值基本相同；圖6(a-2)為1時刻y向應變，前期應力分布較為均勻。值得注意的是，從圖6中可以看到樣件表面應變分布呈現與預制體機織形式相關的規律性，即在富脂區域、纖維未承力方向上顯示高應變值。

圖6 樣件在1，2，3，4時刻的局部應力分布(a)1時刻;(b)2時刻;(c)3時刻;(d)4時刻;(1)εxx;(2)εyyFig.6 Local stress distribution of samples at the loading moments of 1,2,3,4(a)1 moment;(b)2 moment;(c)3 moment;(d)4 moment;(1)εxx;(2)εyy

2時刻仍位于Ⅰ階段范圍內，即樣件的應力-位移曲線仍處于線性變化階段。然而，從圖6(b-1),(b-2)可以觀察到應變場出現顯著變化，局部應變集中；而與之對應的是，在2時刻后隨即出現宏觀的纖維斷裂，因此2時刻就是出現宏觀破壞前的臨界時刻。由此分析可得如下判斷：

(1)在彎曲加載過程中，不同于均勻層合板的x向最大應變往往位于彎曲樣件上、下側表面，混合結構樣件因其材料組分復雜而導致除上、下側表面之外的異質材料結合位置也極易存在較大的應變集中。

(2)加載過程中的y向應力集中情況明顯，主要分布在結合位置處；由于在制造加工過程中的纖維分布存在較大的不確定性，應變集中區域也預示了樣件的起始分層位置。

以圖6(b-2)為例，由于右上角結合位置處的應變集中明顯，在2時刻之后，樣件在此位置發生層間局部分層以及纖維層自身的裂紋擴展，并導致樣件的最終失效斷裂。

當纖維層仍處于彈性狀態時，金屬層可能已發生塑性變形，這種現象是由纖維層向金屬層傳遞剪切應力而引起的。隨著實驗載荷增加，分層逐漸向纖維的支撐點移動，同時快速的應力變化進一步加劇纖維斷裂。與之對應的是在Ⅱ階段，即較短時間跨度的塑性屈服階段，應力-位移曲線的切線斜率明顯減小，曲線出現一定的非線性，表明在彎曲載荷作用下金屬夾層出現明顯的局部塑性與屈服現象。在3時刻，樣件受到的實驗載荷達到峰值，對應的最大應力增至436.19 MPa。在圖6(c-1),(c-2)中，樣件出現明顯的纖維層宏觀斷裂及分層，在異質材料結合界面處也有局部脫離現象；x向應變進一步集中，高應變區域分布在金屬層下表面，表明纖維層損傷嚴重，承載能力大幅削弱；y向應變集中則表明結合界面處的增強縫合纖維仍在承載較大彎曲載荷下的非協調變形所導致的剪切應力，分層界面逐步延展。

在3時刻后，由于纖維層出現較大范圍的損傷失效，異質材料結合位置及纖維層本身均發生脫層斷裂，從而導致應力急劇下降。而此后混合結構中金屬夾層的存在則導致應力-位移曲線出現第二階段的小幅度波動性下降。參考4時刻的應變分布(圖6(d-1))可知，金屬夾層承力比例在后期逐步增加，x向高應變區域已集中于金屬層下側。在4時刻后，金屬塑性損傷不斷累積，樣件整體性能進一步衰減，直至完全失效。

2.2 不同厚度參數對樣件力學行為的影響

表2為在三點彎曲實驗中不同厚度的樣件數據，包括加載撓度S、峰值載荷P、彎曲彈性模量Ef以及彎曲強度σf。由于復合材料制備工藝存在一定的隨機性，各個厚度范圍內的樣件力學參數存在一定波動。樣件的彎曲彈性模量為14～47 GPa，彎曲強度為350～587 MPa；而17-4PH不銹鋼與T300碳纖維復合材料的彎曲彈性模量分別為202 GPa和10 GPa。由于復合材料位于樣件的上、下兩側，在彎曲加載過程中受到上部壓應力與下部拉應力的共同作用，是實驗加載前期的承載主體，因此樣件的模量表現更偏向于復合材料模量數值。

表2 三點彎曲實驗中不同厚度的樣件數據Table 2 Three-point bending experimental data of samples of different thicknesses

圖7為不同厚度樣件的應力-位移曲線。為突出金屬層厚度變量的影響，降低單個樣件實驗數據的誤差，采用對同一厚度樣件的應力-位移曲線求平均值的方法來構造新的應力-位移曲線，如圖8(a)所示。與之相對應，圖8(b)采用柱形圖對比了多組樣件的平均彎曲彈性模量與平均彎曲強度的差異。通過對比分析可知，隨著金屬層厚度的增加，樣件的彎曲強度逐漸增大，同時彎曲彈性模量也有一定增加。其中，F2組的彎曲強度較F1組提高約15.1%，彈性模量提高約30.0%；而F3組的彎曲強度相較F2組提高約16.0%，彈性模量提高約30.3%。通過以上結果可認為，在開孔密度、縫合工藝以及材料參數等變量相同的情況下，改變金屬層厚度對混合結構的力學性能能夠產生明顯影響。

圖7 不同金屬層厚度樣件的三點彎曲應力-位移曲線 (a)F1；(b)F2；(c)F3Fig.7 Three-point bending stress-displacement curves of samples of different thicknesses (a)F1；(b)F2；(c)F3

圖8 不同金屬層厚度樣件的彎曲實驗對照 (a)平均應力-位移曲線；(b)平均彎曲彈性模量及平均彎曲強度柱形圖Fig.8 Comparison for samples of different thickness groups(a)average stress-displacement curves;(b)histogram of average bending modulus of elasticity and average bending strength

通常情況下，纖維層數越多，樣件的宏觀尺寸越大，整體結構的均一性表現會更好。其原因是，多層復合材料降低了纖維隨機斷裂、工藝缺陷等諸多因素的影響，使得樣件的力學行為更加穩定。在樣件的金屬層與纖維層的理論厚度比例不發生變化的前提下，當金屬層加厚時，樣件抵抗變形的能力更強，具有更好的延展性與更高的損傷容限。從工藝角度考慮，由于樣件法向縫合的纖維數隨纖維層數等比例變化，因此厚度越大，法向纖維的結合能力越強。

圖9為不同金屬層厚度樣件的彎曲破壞形貌。雖然分層裂紋的萌生、延伸多數位于異質材料結構結合位置，然而在達到最大撓度后，混合結構樣件并未出現大范圍的分層現象。這表明加入法向纖維后的混合結構樣件在抗分層性能方面表現較好，復合材料層與金屬層可以實現協調變形，不會出現明顯脫層。

圖9 不同金屬層厚度樣件的彎曲斷裂形貌Fig.9 Bending fracture morphologies of samplesof different thicknesses

此外，值得注意的是實驗中同組樣件的應力-位移曲線差異性較大。主要原因是較拉伸實驗而言，樣件缺陷位置、隨機斷裂現象等對彎曲實驗結果的影響更大。在彎曲加載條件下，只有一半的樣品承受拉伸應力，而另一半則承受壓縮應力。所以，一旦混合結構材料的微觀結構發生隨機變化，不同的應力分布、微觀缺陷存在將放大同組樣件在力學行為變化中的差異。

2.3 彎曲損傷機制

通過對非接觸測量系統采集的圖像進行觀察分析，可得到4種主要失效模式：上側纖維層壓縮失效(模式①)、下側纖維層拉伸失效(模式②)、金屬層與纖維層分層失效(模式③)、金屬塑性損傷失效(模式④)。不同于準靜態拉伸/壓縮實驗，上述4種失效模式與三點彎曲實驗方法密切相關，即樣件同時承受拉伸、壓縮應力作用。圖10為F1，F2，F3組樣件對應的彎曲失效形貌及斷裂局部應變場分布的采集圖像，其中黑色斑點狀屬于非接觸測量中的散斑標記，紅圈標出的是上、下側纖維層失效形貌，黃圈標出的是金屬層與纖維層分層失效的裂縫形貌。需要特別說明的是，各種失效模式的發生雖然整體上遵循一般規律，但由于受到隨機缺陷等因素影響，各種失效模式的發生順序、程度均會有所不同。

圖10 樣件的彎曲失效形貌及斷裂局部應變場分布 (a)F1;(b)F2;(c)F3Fig.10 Bending failure morphologies and local strain field distribution at the fracture site of samples (a)F1;(b)F2;(c)F3

首先對模式①與模式②進行分析。纖維層失效主要包括基體開裂、纖維斷裂及自身分層等。其中，增強纖維斷裂為纖維層失效的主要模式，斷裂后的纖維層承力能力將大幅削弱。F1組樣件的纖維層斷裂基本上均為整體斷裂。隨著厚度增加，F3組樣件的纖維層出現層內分層現象，并逐步導致層間剪切裂紋擴展，直至纖維層整體失效。圖10(a),(c)的右圖分別展示了纖維層受拉、壓狀態的應變場分布，圖10(c)的左圖則顯示了纖維層自身的分層失效形貌。由內部缺陷等導致的早期應力集中會引發基體的初始微裂紋以及隨后的局部非線性特征，這些均與樹脂纖維層的強度、環氧樹脂的脆性以及固化時間有關。

模式③是混合結構中通常會出現的問題，源于金屬材料與復合材料在本構性質方面的差異，即金屬材料與復合材料在受力變形過程中往往無法同步協調變形而產生的應力差異。在混合結構的彎曲實驗過程中，隨著彎曲載荷增大，金屬材料與復合材料的模量參數差異會引起結合界面的法向應力突變。實際上金屬層與纖維層分層可能是由界面旁側存在基體裂紋和層間剪應力、相鄰層之間的剛度不相容、層間分組和層壓變形等多因素造成的。從圖10(b)右圖的y向應變圖可以觀察到，實驗后期y向應變最大值出現在層間縫合纖維位置。產生這一現象的原因可能是，在由層間應力差異等導致的分層裂紋出現后，縫合纖維在增強層間剪切強度以及阻礙裂紋擴展等方面發揮了更大作用。從圖10還可以看到，在彎曲實驗過程中，所有樣件在彎曲失效前均未出現大規模的層間裂紋，基本局限在較小范圍內延伸，且模式③未明顯影響樣件的最終斷裂。

模式④是在樣件出現非線性力學行為后產生的金屬層塑性不可逆損傷。在混合結構變形后段，最大拉伸應力與最大壓縮應力分別出現在纖維最下層與最上層，即纖維層承受主要應力。隨著纖維層斷裂失效及分層裂紋擴大，金屬層的承載比重逐步增大(圖5中的Ⅲ階段即為纖維層斷裂導致應力崩塌后的金屬層承力階段)，金屬層塑性損傷逐漸加深，在金屬層塑性損傷達到某一極點時，混合結構隨之整體失效。

由上述觀察到的4種主要失效模式可以簡化得出由彎曲載荷產生的2種不同的破壞行為：界面分層與纖維斷裂。兩者分別取決于剪切應力與拉伸應力。彎曲與剪切分別受到兩個相反因素的影響：一方面，縫合纖維的存在增強界面結合性，從而改善混合結構整體的剪切行為；另一方面，縫合纖維及纖維穿孔降低纖維的體積分數以及金屬層的整體性能，從而造成材料強度下降。本實驗即驗證了縫合纖維在提高抗分層問題中的有效性。

3 結論

(1)混合結構失效是多種失效模式的組合，主要包括上側纖維層壓縮斷裂、下側纖維層拉伸斷裂、金屬層與纖維層分層失效以及金屬塑性損傷；層間分層可能是由界面旁側存在基體裂紋和層間剪應力、相鄰層之間的剛度不相容、層壓變形等多因素造成的。

(2)隨著樣件結構厚度增加，其結構彎曲強度與彎曲彈性模量均增大。其原因是，樣件的宏觀尺寸越大，整體結構的均一性表現會越好，力學行為會更加穩定；當金屬層加厚時，其抵抗變形的能力更強，存在更大的損傷容限。

(3)通過DIC技術可以采集區域應變場分布，更有效地觀察、分析混合結構損傷演化情況以及失效模式。在金屬夾層開孔處引入法向縫合纖維，可以在一定程度上抑制分層裂紋的擴展，提高結構抗分層斷裂性能，從而形成更穩定的金屬/復合材料混合體。