碳纖維復合材料結構R區褶皺缺陷研究

張琛，張棟梁

摘要本文針對碳纖維織物預浸料陽模成型L/C型梁結構，在R區出現的面外纖維褶皺缺陷進行了研究。通過控制工藝方法得到了不同毛坯厚度的試驗件；對試驗件固化前后厚度壓縮量進行了對比；并對褶皺進行了金相顯微鏡分析。結果表明，復合材料R區出現褶皺是由于成型過程中，預浸料在R區層間滑移受到限制，纖維方向不可壓縮導致；固化前后厚度壓縮程度對R區成型質量有很大影響，壓縮量越大，R區越容易出現褶皺；相比于L型結構，C型結構對纖維滑移的限制更大，更容易在R區出現褶皺。

關鍵詞復合材料；R區；缺陷；纖維褶皺；纖維滑移

Study on Folding Defects in R-zone of Carbon?Fiber Composite Structure

ZHANG Chen， ZHANG Dongliang

（AVIC Composite Company Ltd.，Beijing 101300）

ABSTRACTThis article focuses on the study of out-of-plane fiber wrinkling defects in L/C-shaped beam structures made of carbon fiber fabric pre-impregnated prepregs. Experimental specimens with different thicknesses were obtained by controlling the process method. The thickness compression before and after curing of the specimens was compared， and the wrinkles were analyzed by metallographic microscope. The results show that the wrinkles in the composite material R region are caused by the restricted interlayer slip of the prepreg in the R region during the molding process， which leads to the inability of fiber direction to be compressed. The degree of thickness compression before and after curing has a significant impact on the molding quality of the R region， with larger compression resulting in a higher likelihood of wrinkles in the R region. Compared to the L-shaped structure， the C-shaped structure has a greater restriction on fiber slip， making it more prone to wrinkles in the R region.

KEYWORDScomposite material; R region; defect; fiber fold; fiber slip

1引言

航空領域碳纖維增強樹脂基復合材料用量逐漸增加，使用部位從非承力件逐漸向次承力件和承力結構部件擴展。目前，復合材料已經逐漸在機身、機翼、航空發動機等結構中大量使用［1］。由于碳纖維增強樹脂基復合材料具有高比強度、高比模量、耐腐蝕、抗老化、并且易于大面積整體成型等優點，在航空航天領域應用逐漸增加，目前，復合材料在飛機梁、肋等結構中廣泛應用，國內已經對復合材料R區結構進行了大量研究，制造工藝覆蓋了手鋪、自動化成型等多種工藝方式［2-8］，但成型過程中R區經常會出現纖維褶皺現象。研究表明，樹脂流動和纖維滑移是復合材料成型過程中的重要行為，T. G. Gutowski等［9-11］提出了纖維褶皺形成的理想運動學模型，縱向平面內剪切模式，即相鄰纖維之間相互滑動，以及層間相對滑動的剪切模式。在一層內進行一定程度的橫向剪切和縱向穿過厚度的剪切，通過不同的粘滯剪切機制，使排列的纖維符合復雜的幾何形狀。P. Hallander等［12-13］通過針對雙曲結構變截面C型梁，對不同鋪層、鋪層厚度和鋪層預壓實的試驗，研究復合材料層合板成形過程中產生褶皺的機理，證明褶皺缺陷更容易出現在過渡區的位置，在成形過程中處于整體張力下的層板凹陷區域存在壓縮，層間摩擦對層間載荷傳遞起著重要作用，毛坯的變形能力越強，越有利于缺陷的控制。T.J. Dodwell等［14］針對陽模成型C型梁R區面外褶皺進行研究，提出了一維模型，認為鋪層類似于書頁，提高層間滑移能力，使鋪層可以進行充分滑移，可以有效改善R區褶皺。J. Sjlander等［15］通過數值模擬的方法解釋了纖維層板起皺的原理，認為產生褶皺是由于整體鋪層的壓縮或局部單層壓縮，在成形過程中，由于材料剪切而發生局部壓縮，隨后發生面內褶皺，從而在材料中產生壓應力。纖維平行于壓應力的層更容易彎曲，從而引起面外褶皺。各項研究表明，纖維增強聚合物復合材料制造過程中褶皺缺陷形成的機理，是層壓板的體積壓縮，預浸料材料在纖維方向上的不可壓縮性，以及由于摩擦系數或層壓板的相關邊界條件，影響了預浸料片相對于另一層的滑動能力，這三種因素共同影響了褶皺缺陷產生。

目前國外已經針對復合材料結構R區褶皺問題進行了一些理論研究，并建立了一些模型進行描述，但國內對該問題的研究，主要集中在力學性能和無損檢測方面，對于其產生原因及影響因素鮮見報道。本文通過對復合材料毛坯厚度，試驗件結構形式等因素進行了系列試驗研究，通過金相顯微鏡對R區皺褶進行了表征，結合樹脂流動及纖維滑移等理論分析了復合材料R區褶皺的產生原因及影響因素。

纖維復合材料2024年2期碳纖維復合材料結構R區褶皺缺陷研究2試驗部分

2.1原材料及設備

原材料：T300級碳纖維織物增強增韌環氧樹脂預浸料（碳纖維面密度為193 g/m2，含膠量40 %，固化后單層厚度為0.21 mm，中航復合材料有限責任公司）。

設備：熱壓罐，德國肖茨（SCHOLZ）公司；Smartzoom 5蔡司數碼顯微鏡，德國Carl Zeiss AG集團。

2.2試驗過程

本文采用手工鋪疊陽模成型的方法制備L型和C型試驗件，結構示意圖如圖1所示。試驗件鋪層設計為：［45/-45/0/90/-45/45/0/90/-45/45/0/90/0］s，理論厚度3.78 mm，結構R角半徑6 mm。

通過預浸料預浸工藝調整以及鋪疊過程工藝調整，可以得到不同厚度的L型及C型結構毛坯，對固化前后R區域的厚度測量，計算出壓縮量，同時通過宏觀觀察和金相剖切的方法對R區皺褶缺陷進行表征。

所有試驗件固化工藝制度如圖2所示，均采用：加壓0.6 MPa，當罐內壓力達到0.14 MPa時真空袋接通大氣，同時升溫至180 ℃，保溫120 min，降溫卸壓，升溫速率為0.5～2 ℃/min，降溫速率為0.5～3 ℃/min。

3試驗結果

3.1L型試驗件制造結果

測量未固化毛坯厚度，與固化后試驗件的厚度進行對比，得到試驗件固化前后厚度壓縮量，對制造結果進行判斷，制造結果如表1所示。

當試驗件固化前后厚度壓縮量為14.0? %和19.2? %時，R區未出現明顯褶皺；當固化前后壓縮量為22.9? %時，R區出現褶皺。

3.2C型試驗件制造結果

測量未固化毛坯厚度，與固化后試驗件的厚度進行對比，得到試驗件固化前后厚度壓縮量，對制造結果進行判斷，制造結果如表2所示。

當試驗件固化前后厚度壓縮量為9.8? %時，R區未出現明顯褶皺；當固化前后壓縮量為18.9? %和20.9? %時，R區出現褶皺。

4結果及討論

4.1壓縮量對R區褶皺的影響

通過試驗測試得到L 型和C型兩種構型壓縮量對R區褶皺的關系，如表1和表2所示。

可以看出，在本試驗條件下，R區褶皺與復合材料固化前后的壓縮量成正相關。固化前后厚度壓縮量較低時，R區不容易出現褶皺，壓縮量達到一定程度后，將出現褶皺。

4.2結構形式對R區褶皺的影響

通過對比L型和C型兩種構型，可以看出，R區褶皺與試驗件的結構形式有關。當厚度壓縮量程度相同時（L-2/C-2），C型結構比L型結構更容易產生R區褶皺。

4.3R區褶皺的特點及規律分析

通過金相顯微觀察L-1～L-3，C-1～C-3，可以看出試驗件產生R區纖維褶皺的位置，均靠近貼袋面，即接近表層位置，貼近模具的鋪層未出現褶皺。以C-1和C-3為例，如圖3所示，褶皺處纖維出現堆積，未能向兩側充分滑移展開，纖維明顯向外拱起；大量樹脂填充在拱起的纖維下方，樹脂含量明顯增加。

由于在復合材料成型過程中，樹脂流動和纖維滑移的結果決定了制件的成型質量，特別是存在R角結構的產品，R區位置的纖維滑移效果決定了最終制件的外形質量。在熱壓罐工藝中，樹脂在固化過程中隨溫度升高粘度變低，在壓力作用下會出現向面內和層間的流動，同時纖維在厚度方向逐漸密實，制件整體厚度降低，但在纖維方向是不可壓縮的，由于樹脂的剪切流動，鋪層之間應會出現滑移，但由于層間摩擦力的存在以及外界壓力會增加層間摩擦，滑移效果受到影響，導致纖維無法充分滑移，而出現皺褶。同時增韌劑的存在，使預浸料系統內除了熱固性樹脂典型的滲流流動外，也表現出了熱塑性樹脂的剪切流動，使纖維滑移進一步受到限制。

材料壓縮具有累積性，材料壓縮示意圖如圖4所示。假設材料每層之間均勻壓縮，不同鋪層因壓縮而產生的位移量計算方法為：

Sn=（h0-h）×（n-0.5）（1）

式中，h0為固化前單層厚度；h 為固化后單層厚度，n為層數。

理想的成型過程，如圖5（a）所示，隨著厚度的壓縮，纖維自由滑移至相應位置。但實際成型過程中，纖維滑移受阻，當壓縮量過大時，如圖5（b）所示，材料在R區出現堆積，由于靠近表層的位置，材料的位移量更大，堆積更嚴重。在樹脂低粘度階段纖維未能充分滑移并適應型面，就會出現彎曲，最終形成褶皺。

相比于L型結構，C型結構由于兩側R角的互相約束使其對纖維滑移的束縛更大，如圖6所示，因此更容易出現R區纖維褶皺。

5結語

（1）復合材料R區出現褶皺是由于成型過程中，預浸料在R區層間滑移受到限制，纖維方向不可壓縮，導致出現纖維彎曲，形成面外褶皺。

（2）復合材料固化前后厚度壓縮程度對R區成型質量有很大影響，壓縮量越大，R區越容易出現褶皺。

（3）相比于L型結構，C型結構對纖維滑移的限制更大，更容易在R區出現褶皺。

參 考 文 獻

［1］魏然，蘇震宇，劉洋. 先進樹脂基復合材料在商用航空發動機中的應用 ［J］. 科技創新與應用， 2024， 14 （03）： 193-196. DOI：10.19981/j.CN23-1581/G3.2024.03.046.

［2］陳文，黃哲，楊帆，等. 基于國產T300級碳纖維復合材料C型肋結構成型工藝 ［J］. 高科技纖維與應用， 2024， 49 （01）： 64-69.

［3］薛向晨，胡江波，王犇，等. 基于疊層滑移工藝的復合材料J形和C形梁成形技術 ［J］. 航空科學技術， 2020， 31 （06）： 27-34. DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2020.06.005.

［4］程文禮，魏然，梁憲珠. 先進復合材料制造及過程控制技術 ［J］. 民用飛機設計與研究， 2020， （01）： 85-90. DOI：10.19416/j.cnki.1674-9804.2020.01.015.

［5］王凱，陳敏英，蘇月. 復合材料梁結構件的成型方法研究概況 ［J］. 纖維復合材料， 2019， 36 （04）： 63-67+72.

［6］房曉斌，郭俊剛，王宏博，等. 淺談復合材料C型梁的制造工藝 ［J］. 粘接， 2019， 40 （01）： 50-53+57.

［7］李雪芹，安學鋒，郭雙喜，等. 含斜坡過渡區的復合材料C型梁熱隔膜成型模擬［C］// 中國復合材料學會，杭州市人民政府. 第三屆中國國際復合材料科技大會摘要集-分會場16-19. 北京航空材料研究院，先進復合材料重點試驗室;中航工業復合材料技術中心;， 2017： 1.

［8］韓小勇，蘇佳智，徐少晨，等. 復合材料C型肋零件回彈研究 ［J］. 航空制造技術， 2016， （20）： 63-67. DOI：10.16080/j.issn1671-833x.2016.20.063.

［9］GUTOWSKI T G， CAI Z， BAUER S， et al. Consolidation Experiments for Laminate Composites［J］. Journal of Composite Materials， 1987，21（7）：650-669.

［10］GUTOWSKI T G， MORIGAKI T， ZHONG C. The Consolidation of Laminate Composites［J］. Journal of Composite Materials， 1987，21（2）：172-188.

［11］Li T . Laminate wrinkling scaling laws for ideal composites［J］. Composites Manufacturing， 1995.

［12］Hallander P ， Akermo M ， Mattei C ， et al. An experimental study of mechanisms behind wrinkle development during forming of composite laminates［J］. Composites Part A Applied Science and Manufacturing， 2013， 50（50）：54-64.

［13］A P H ， B J S ， B M K . Forming induced wrinkling of composite laminates with mixed ply material properties; an experimental study［J］. Composites Part A： Applied Science and Manufacturing， 2015， 78：234-245.

［14］Dodwell T J ， Butler R ， Hunt G W . Out-of-plane ply wrinkling defects during consolidation over an external radius［J］. Composites Science & Technology， 2014， 105（dec.）：151-159.

［15］Sjlander J ， Hallander P ， Kermo， M. Forming induced wrinkling of composite laminates： A numerical study on wrinkling mechanisms［J］. Composites Part A Applied Science & Manufacturing， 2016， 81：41-51.