劉鑫嫻，曾建江，陳智

(南京航空航天大學(xué)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與振動(dòng)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

引言

先進(jìn)復(fù)合材料以其優(yōu)異的力學(xué)性能，在航空航天領(lǐng)域中得到了廣泛的應(yīng)用。復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在實(shí)際使用過程中，通常受到以下環(huán)境因素的影響：溫度、濕度、載荷、化學(xué)腐蝕和紫外輻射等[1,2]。在環(huán)境因素的影響下，復(fù)合材料的性能會(huì)發(fā)生變化。其中，濕熱環(huán)境是影響復(fù)合材料性能的最重要環(huán)境因素之一[3,4]。

為研究環(huán)境因素對(duì)碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料單向帶疲勞性能的影響，開展了含中心孔層板拉-壓疲勞試驗(yàn)及疲勞后剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。分別在標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境條件、濕熱環(huán)境條件下進(jìn)行層壓板開孔拉-壓疲勞試驗(yàn)，再進(jìn)行疲勞后剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。對(duì)試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行分析對(duì)比，研究濕熱環(huán)境對(duì)碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料層壓板疲勞后剩余強(qiáng)度的影響。

1 試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)件

試驗(yàn)件選用碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料，試驗(yàn)件為帶中心孔層壓板，尺寸為：300mm×36mm×2.79mm，中心孔尺寸為 6f，鋪層為[+45/-45/0/+45/-45/0/+45/-45/90]s。按照試驗(yàn)?zāi)康膶⒃嚰譃闃?biāo)準(zhǔn)環(huán)境、濕熱環(huán)境、完好試件三組。

1.2 靜力預(yù)試驗(yàn)

疲勞試驗(yàn)采用載荷控制，為確定實(shí)際加載到試件的載荷所產(chǎn)生的應(yīng)變是否達(dá)到要求，對(duì)試件進(jìn)行靜力拉伸、壓縮預(yù)試驗(yàn)。在試件孔兩側(cè)左右及前后對(duì)稱位置用砂紙打磨后用酒精清洗，粘貼電阻應(yīng)變片，并分別標(biāo)記為1～4號(hào)，如圖1所示。

1.3 試驗(yàn)件預(yù)浸

對(duì)將進(jìn)行濕熱環(huán)境疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件置于環(huán)境箱內(nèi)，在溫度70±2℃、相對(duì)濕度(85±5)%RH的濕熱環(huán)境中進(jìn)行浸泡，每天對(duì)試件進(jìn)行稱重，直至達(dá)到吸濕平衡。

1.4 濕熱環(huán)境拉-壓疲勞試驗(yàn)

試驗(yàn)件在環(huán)境箱里進(jìn)行試驗(yàn)，箱內(nèi)溫度70±2℃、相對(duì)濕度(85±5)%RH，采用正弦波加載，應(yīng)力比R=-1，試驗(yàn)頻率為5Hz，加載至106次循環(huán)[5]。

1.5 標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境拉-壓疲勞試驗(yàn)

標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境溫度23±2℃，相對(duì)濕度(50±5)%RH，采用正弦波加載，應(yīng)力比R=-1，試驗(yàn)頻率為5Hz，加載至106次循環(huán)。

1.6 壓縮強(qiáng)度試驗(yàn)

全部試件在經(jīng)過處理后一起進(jìn)行壓縮強(qiáng)度試驗(yàn)。試驗(yàn)機(jī)加載速度為2mm/min，加載至試驗(yàn)件完全喪失承載能力，記錄試驗(yàn)件最終的破壞載荷。

圖1 貼片圖

2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

2.1 靜力預(yù)實(shí)驗(yàn)

進(jìn)行了試驗(yàn)件的靜力拉伸試驗(yàn)和靜力壓縮試，試驗(yàn)結(jié)果見表1、表2。

由試驗(yàn)可得，載荷施加至5kN時(shí)，應(yīng)變能達(dá)到1350 。

2.2 試驗(yàn)件預(yù)浸

ASTM D5229 《高聚物基體合成材料水分吸收性能和平衡條件的標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)方法》定義吸濕平衡為：在參考時(shí)間間隔內(nèi)，當(dāng)材料平均吸濕量的變化小于0.01%時(shí)，認(rèn)為材料達(dá)到了有效的吸濕平衡，只需要保證兩次最終稱重的平均吸濕量小于0.01%[6]：

經(jīng)過14天的浸泡和稱重，試件已經(jīng)達(dá)到吸濕平衡。

表1 靜力拉伸預(yù)實(shí)驗(yàn)

表2 靜力壓縮預(yù)實(shí)驗(yàn)

2.3 壓縮強(qiáng)度試驗(yàn)

進(jìn)行1.4中濕熱環(huán)境疲勞試驗(yàn)的試件在完成加載循環(huán)后，處理成室溫干態(tài)狀態(tài)，與完成1.5中標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境疲勞試驗(yàn)的試件及完好試件一起進(jìn)行壓縮強(qiáng)度試驗(yàn)[7]。試驗(yàn)中的試件如圖2所示，試件的破壞模式如圖3所示。

圖2 壓縮強(qiáng)度試驗(yàn)中的試件

圖3 試件的破壞模式

3 仿真分析和試驗(yàn)對(duì)比

使用ABAQUS有限元軟件對(duì)試件進(jìn)行仿真模擬，模型計(jì)算條件與壓縮強(qiáng)度試驗(yàn)條件相同。

3.1 試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理與分析

試件的壓縮強(qiáng)度試驗(yàn)破壞載荷數(shù)據(jù)記錄如表3所示。

試件的載荷-位移曲線如圖4所示。

表3 試件的破壞載荷數(shù)據(jù)

圖4 載荷-位移曲線

為了考核濕熱環(huán)境對(duì)試件疲勞性能的影響，以標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境疲勞試件的壓縮剩余強(qiáng)度值為基準(zhǔn)值，計(jì)算結(jié)果顯示：濕熱環(huán)境試件的疲勞后剩余強(qiáng)度與標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境試件的疲勞后剩余強(qiáng)度相比，下降了2.28%。從這一結(jié)果來看，可以認(rèn)為濕熱環(huán)境對(duì)于當(dāng)前載荷譜下試件的疲勞后剩余強(qiáng)度基本沒有影響。

3.2 仿真模擬

圖5 試件的理論破壞模式

圖6 仿真與試驗(yàn)載荷-位移曲線對(duì)比

試件在壓縮中孔周圍發(fā)生明顯變形，仿真得出試件的破壞載荷為31.301kN，試驗(yàn)值為31.331kN。圖5給出了試件壓縮過程中達(dá)到峰值載荷時(shí)的纖維和基體失效模式。

仿真和得出的載荷-位移曲線與試驗(yàn)所得的載荷-位移曲線的對(duì)比圖如圖6所示。

4 結(jié)論

本文通過試驗(yàn)分析，研究了濕熱環(huán)境對(duì)碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料單向帶疲勞后壓縮性能的影響。結(jié)果表明，溫度70±2℃、相對(duì)濕度(85±5)%RH的環(huán)境條件對(duì)于碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料單向帶疲勞后剩余強(qiáng)度影響不顯著，濕熱環(huán)境試件與標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境試件相比，強(qiáng)度下降了2.28%。

本文建立的仿真模型，使用ABAQUS有限元軟件進(jìn)行了仿真分析，分析結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比吻合較好。仿真模型較好的模擬了試驗(yàn)件在壓縮過程中的變形過程，計(jì)算所得的載荷-位移曲線與試驗(yàn)所得的載荷-位移曲線一致性較好。

[1] Baker, Alan A./Dutton, Stuart(EDT)/Kelly, Donald(EDT)/Baker,Alan A.(EDT), Composite Materials for Aircraft Structures[M].Amer Inst of Aeronautics&, September, 2004.

[2] 沈真，張曉晶，復(fù)合材料飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與驗(yàn)證概論[M]，上海：上海交通大學(xué)出版社，2011.

[3] 呂小軍，張琦，項(xiàng)民，等. 環(huán)境因素對(duì)復(fù)合材料力學(xué)性能的影響[J]，中國腐蝕與防護(hù)學(xué)報(bào)，2007，27(2): 97-100.

[4] 柴亞南，沈真，李順和. 復(fù)合材料層壓板疲勞特性的試驗(yàn)研究，航空學(xué)報(bào)，1991, 12(12): 643-646.

[5] ASTM D6484/D6484M-09, Standard Test Method for Open-Hole Compressive Strength of Polymer Matrix Composite Laminates[S].

[6] ASTM D5229/D5229M, Test Method for Moisture Absorption Properties and Equilibrium Conditioning of Polymer Matrix Composite Materials[S].

[7] ASTM D7137/D7137M-05, Standard Test Method for Compressive Residual Strength Properties of Damaged Polymer Matrix Composite Plates[S].