樹脂基復合材料損傷容限的研究進展

摘 要 隨著纖維增強樹脂基復合材料在航空、航天、軌道交通等領域應用的不斷擴大，復合材料制品在使用過程中易受到離散源損傷，為保證復合材料制品在撞擊后可正常使用，需開展損傷容限研究。對纖維增強樹脂基復合材料的損傷容限的特性、損傷模式、設計要求和理論研究等方面進行了說明，并對目前國內外的研究進展進行了簡述。盡管目前已經開展了大量研究，但復合材料的損傷容限還沒有通用性的指導準則。

關鍵詞 復合材料；損傷容限；纖維；低速

Progress in Impact Damage Tolerance of

Resin Matrix Composites

JIA Xue， WANG WEI Li，LIU Yu

（Harbin FRP Institute Co.， Ltd.， Harbin 150028）

ABSTRACT With the continuous expansion of the application of fiber-reinforced resin matrix composites in aviation， aerospace， rail transportation and other fields， composite products are susceptible to damage from discrete sources in the process of use， and damage tolerance research is required to ensure that composite products can be used normally after impact. The characteristics， damage modes， design requirements and theoretical studies of the damage tolerance of fiber-reinforced resin matrix composites are explained， and the current research progress at home and abroad is briefly described. Although a large number of studies have been carried out， there is currently no universal guideline for damage tolerance of composites.

KEYWORDS composites; damage tolerance; fiber; low velocity

1 引言

隨著纖維增強樹脂基復合材料在航空、航天、軌道交通等領域應用的不斷擴大，復合材料制品在使用過程中的工況也越來越復雜，易受到由飛鳥撞擊、發動機的非包容性破壞等離散源造成的損傷［1-2］。

復合材料結構件隨著受到損傷的發生和逐步增長，復合材料結構承載能力將逐步下降。為保證復合材料結構件在結構剩余強度下降到規定的載荷要求之前的任何時刻，都能夠檢查出損傷并及時維修，恢復結構件承受載荷的能力，即從安全性來說，殘存結構仍需保持足夠的可靠性水平，需要對損傷條件下復合材料結構的損傷容限進行研究［3-4］。

2 損傷容限特性

損傷容限是指容許復合材料結構件部位存在一定限度的損傷，通過各種邊界條件確定復合材料結構件的損傷擴展速度和剩余強度［5-6］。損傷容限設計的基本出發點是允許結構中存在一定程度的缺陷，對復合材料結構件中可檢的部分給出檢修周期，不可檢的部分給出最大允許損傷。損傷容限特性三要素如下：

（1）裂紋擴展阻抗。在恰當的載荷譜和使用環境共同作用下，裂紋從可檢尺寸擴展至損傷許用值之間的裂紋擴展期。

（2）臨界裂紋尺寸。在剩余強度載荷要求下的結構裂紋臨界尺寸或在規定的損傷尺寸下是否滿足剩余強度要求。

（3）損傷檢查。包括檢查部位、檢查方法和檢查頻率。

通過損傷容限分析，對可檢結構給出檢修周期，對不可檢結構給出最大允許初始損傷。

3 復合材料損傷容限的研究現狀

3.1 復合材料損傷模式的研究

復合材料結構件在使用過程中受到外來異物沖擊時，一部分沖擊能量可通過復合材料的彈性變形吸收。當沖擊能量超過某一閾值時，復合材料會產生一些損傷，損傷形式包括壓痕（凹坑）、基體開裂、纖維/基體脫粘、纖維斷裂分層和塑性變形等［7-9］。

在復合材料的各種損傷形式中，分層是主要損傷形式之一，分層損傷將導致復合材料結構剩余強度的大幅降低，而基體開裂是分層損傷的前提條件［10-11］。這是由于復合材料結構件受沖擊后，沖擊點附近產生基體裂紋，裂紋沿厚度方向向沖擊表面擴展。當裂紋擴展到不同鋪層的單層板時，沿厚度方向的擴展受到限制，因此裂紋轉而向層間擴展。馮振宇等研究了高能量大面積鈍物沖擊對復合材料飛機構件安全性的影響。結果表明，剛性沖擊下接觸壓力較大，局部變形和損傷更嚴重。與剛性沖擊相比，不同位置橡膠沖擊下的損傷較小且幾乎外部目視不可見［12］。Lazar等研究了納米二氧化硅對纖維增強復合材料層合板的損傷容限、抗失效能力和強度的影響。對不同濃度納米二氧化硅增強的玻璃纖維增強復合材料/環氧樹脂層合板進行準靜態壓痕實驗，以評估其損傷性能和失效特征［13］。Emine等研究了二氧化硅、埃洛石和蒙脫土納米顆粒對玄武巖纖維增強環氧樹脂復合材料損傷容限的影響，通過在聚合物基體中引入納米粒子，提高了復合材料抗沖擊和耐老化性能［14］。對于夾芯復合材料，任天宇研究了芯層類型、密度、厚度等多種影響因素對碳纖維-泡沫夾芯板的耐沖擊性能研究，結果表明，當夾芯板完全貫穿時，厚度越厚，泡沫夾芯層所吸收的能量越高［15］。

目前，大量開展的復合材料沖擊損傷的理論和試驗研究為損傷容限研究提供了豐富的數據支撐和理論依據。

3.2 損傷容限的設計要求

復合材料構件在受到沖擊的初步階段，在給定載荷的情況下進行結構件的應力分析［16-17］。復合材料結構件在成型過程中必然存在微觀缺陷或外部沖擊造成的微觀損傷，在外載荷作用下，微觀裂紋損傷會發展至宏觀裂紋直至斷裂。因此，需要以斷裂力學為理論基礎，建立復合材料結構件的損傷容限準則［18-19］。由于復合材料損傷容限設計在不同領域的必要性程度不同，僅在中國民用航空局指定的《運輸類飛機適航標準》中的《CCAR25.571結構的損傷容限和疲勞評定》中，對損傷容限進行了規定。CCAR25.57中規定，損傷容限的評定必須包括確定因疲勞腐蝕或意外損傷引起的預期的損傷部位和形式評定，還必須結合有試驗依據和服役經驗支持的重復載荷和靜力分析來進行同步評定。損傷后的結構必須能夠承受飛行中可合理預期出現的靜載荷。

目前，其他行業對復合材料結構件尚沒有明確的損傷容限要求。對于個別有損傷容限要求的結構件，在對使用需求充分論證的基礎上，可參考航空標準進行設計。

3.3 損傷容限的理論研究

數值模擬和理論分析是復合材料沖擊損傷研究的熱點方向之一。數值模擬與理論分析首先要解決的是復合材料與沖擊物之間復雜的接觸關系，在沖擊-接觸的計算模型中，主要有靜力等效法與動態接觸法兩大類。目前經常使用的是動態接觸法。數值模擬中，失效判據越準確，模擬得到的結果精度就越高。因此，在數值模擬中的失效判據是很重要的一環。常用的失效判據包括最大應力失效準則、最大應變失效準則、蔡-希爾（Tsai-Hi11）準則、蔡-胡 （Tsai-Wu）準則，較常用的還包括ehang-hang準則，Hasin準則等［20-21］。

層合板的分層模擬也是非常重要的一環，即在兩相鄰單層板之間加入一層較薄的基體層，把基體層看作各向同性材料并給定基體的失效判據，若結構受沖擊后基體層發生破壞，則層合板發生了分層損傷。這種模擬分層的方法比較準確，但計算量很大。纖維增強樹脂基復合材料及其組分的力學行為一般都存在應變率效應，而纖維和基體的性能、纖維增強方式及界面強度等是影響復合材料抗沖擊性能的主要因素。在復合材料抗侵徹模型分析中直接引入材料動態力學參數，或以其他形式考慮材料承載變形率對抗彈過程的影響，對減小模型預測誤差都是十分必要的。張鐵嵩等研究了一種低速沖擊下碳纖維增強復合材料層合板損傷擴展的分析模型。該模型使用Hashin準則預測纖維和基體的損傷，并驗證了該模型的有效性［22］。武海鵬等對復合材料層合板損傷容限的影響參數、纖維角度、鋪層順序、層合板厚度、沖擊速度和沖擊角度等進行沖擊損傷仿真，采用蔡-吳強度準則評價層合板沖擊的剩余強度，并對各參數影響的敏感性排序，確定纖維角度和鋪層順序為復合材料層合板沖擊下損傷容限的敏感參數［23］。Shengjie Y等利用碳纖維剛度強度退化公式對碳纖維增強單向層合板在高應力水平下的拉伸疲勞裂紋擴展進行了預測分析，結果表明，不同鋪裝方式顯著影響裂縫擴展和應力分布，計算結果和實際擴展情況擬合較好［24］。

4 結語

目前在樹脂基復合材料的損傷和失效模式方面已經開展了大量研究，并取得了豐碩的研究成果，但在復合材料損傷容限結構強度方面的相關標準體系還沒有建立，無法為復合材料結構件在使用過程中提供相關應用準則，因此行業還需要加強相關標準體系的建設。

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