陳 勇，龐寶君，鄭 偉，劉 源

（哈爾濱工業(yè)大學(xué) 空間碎片高速撞擊研究中心，哈爾濱 150080）

纖維金屬層板（Fiber Reinforced Metal Laminates，F(xiàn)MLs）是一種由金屬與纖維／樹脂復(fù)合材料采用膠接技術(shù)交替層壓制成的超混雜復(fù)合材料，廣泛用于航空結(jié)構(gòu)件［1］。由于航空飛行器服役過程中可能處于－50℃～80℃ 的溫度條件下［3］，并且 FMLs中的樹脂基復(fù)合材料受溫度影響較大，有必要研究溫度對(duì)FMLs抗沖擊力學(xué)特性的影響。

國(guó)內(nèi)外學(xué)者［4－8］對(duì)FMLs沖擊力學(xué)特性進(jìn)行了較多研究，但結(jié)合溫度條件進(jìn)行FMLs沖擊力學(xué)特性的研究較少。Atas［7］對(duì)玻璃纖維增強(qiáng)鋁合金層板進(jìn)行了系列低速?zèng)_擊試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)鋁合金的塑性變形、剪切失效和復(fù)合材料的纖維斷裂以及層間分層損傷是沖擊載荷條件下層板的主要能量吸收機(jī)制。Yaghoubi等［9］采用落錘沖擊試驗(yàn)設(shè)備對(duì)不同鋪設(shè)方式的 GLARE 5（3／2）纖維金屬層板進(jìn)行了沖擊試驗(yàn)，結(jié)果表明沖擊后層板主要損傷模式為沖擊位置附近成坑、鋁合金與復(fù)合材料鋪層分層、鋁合金鋪層斷裂以及復(fù)合材料損傷。韓小平等［10］研究了玻璃布－環(huán)氧層板 （GFRP）在0℃、－30℃低溫環(huán)境下的沖擊拉伸力學(xué)性能，結(jié)果表明與室溫相比，GFRP材料在低溫環(huán)境下拉伸強(qiáng)度有所提高。Badawy［11］對(duì) －10℃、20℃、50℃ 和 80℃ 溫度下暴露1 h和3 h后的玻璃纖維聚酯疊層復(fù)合材料（GFRP）進(jìn)行缺口沖擊試驗(yàn)，結(jié)果表明 GFRP復(fù)合材料沖擊強(qiáng)度隨暴露溫度的升高而下降。Rolfes等［12］對(duì)超混雜復(fù)合材料結(jié)構(gòu)熱力學(xué)響應(yīng)的數(shù)值計(jì)算方法進(jìn)行了研究，討論了真實(shí)熱力學(xué)邊界條件的數(shù)值模擬。Rans等［13］建立數(shù)值模型預(yù)測(cè)溫度對(duì)FMLs中金屬層裂紋和界面脫膠擴(kuò)展的影響，發(fā)現(xiàn)采用該數(shù)值模型可以較好地預(yù)測(cè)室溫和高溫下FMLs的裂紋擴(kuò)展，但不能較好預(yù)測(cè)其低溫條件下的裂紋擴(kuò)展。Costa等［14］研究了熱循環(huán)作用對(duì) FML力學(xué)性能的影響，結(jié)果表明熱循環(huán)對(duì)FML微觀結(jié)構(gòu)和力學(xué)性能的影響不大。Botelho等［15］通過靜態(tài)拉伸、壓縮試驗(yàn)研究了濕熱環(huán)境對(duì)FML力學(xué)性能的影響，結(jié)果表明經(jīng)過濕熱環(huán)境處理后，玻璃纖維復(fù)合材料拉伸強(qiáng)度、壓縮強(qiáng)度和玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂的拉伸彈性模量均有所降低。

目前研究主要針對(duì)FMLs常溫下的抗沖擊力學(xué)特性，以及溫度對(duì)FMLs組分材料之一的復(fù)合材料的力學(xué)性能的影響。本文采用2A12鋁合金板和單向S2－glass／epoxy預(yù)浸料制成 FMLs，通過落錘低速?zèng)_擊試驗(yàn)設(shè)備研究其抗低速?zèng)_擊力學(xué)特性。并采用較高沖擊能量對(duì)－25℃和0℃低溫處理1 h后的FMLs進(jìn)行沖擊試驗(yàn)，與未低溫處理結(jié)果對(duì)比，研究低溫處理對(duì)FMLs抗沖擊力學(xué)特性的影響。

1 實(shí)驗(yàn)材料及方法

將兩層2A12鋁合金板（哈爾濱東輕鋁合金有限公司提供，厚0．5 mm）與四層單向 S2－glass／epoxy預(yù)浸料（北京航材昌盛科技有限公司提供，厚0．15 mm）按圖1所示制成FMLs。先將金屬板裁剪成100 mm×100 mm的正方形方板，經(jīng)過處理后和S2－glass／epoxy預(yù)浸料按圖1方式鋪設(shè)，其中鋁合金鋪層與其相鄰復(fù)合材料之間采用厚度60μm的聚丙烯薄膜充當(dāng)黏結(jié)層，然后整體放入熱壓罐中從室溫加熱到120℃，保溫4 h，再冷卻至室溫固化成型，固化壓力0．6 MPa。最終制成的FMLs為100 mm×100 mm×1．6 mm的方板。采用液氮和酒精混合溶液對(duì)FMLs進(jìn)行低溫處理，通過調(diào)節(jié)液氮與酒精溶液的體積分?jǐn)?shù)控制溫度，分別為0℃和－25℃。將FMLs浸沒于溶液中，采用溫度計(jì)測(cè)量層板表面溫度，保持穩(wěn)定溫度1 h后取出，進(jìn)行落錘低速?zèng)_擊試驗(yàn)。

圖1 FMLs鋪層示意圖Fig．1 Schematic presentation of FMLs

采用Instron Dynatup 9250 HV壓力輔助落錘沖擊試驗(yàn)設(shè)備進(jìn)行沖擊試驗(yàn)。沖頭頂端為直徑8 mm的半球，沖擊質(zhì)量為4．31 kg。試驗(yàn)靶板固定在直徑76 mm窗口的上下夾板中間，夾板采用氣動(dòng)固支，見圖2所示。沖擊壓頭連接壓力傳感器，測(cè)量沖擊過程中壓頭的載荷時(shí)程曲線。通過壓力求得加速度時(shí)程曲線，對(duì)加速度時(shí)程曲線積分得到速度時(shí)程曲線，對(duì)速度積分得到位移時(shí)程曲線，對(duì)載荷－位移曲線積分得到?jīng)_擊能量曲線。具體如式（1）～（3）所示。所有數(shù)據(jù)均由配套數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)記錄并保存。

其中：M為沖擊質(zhì)量；a、v、u、F和W分別為加速度、速度、位移、沖擊載荷和沖擊能量。首先在室溫下（25℃）依次采用5．11 J、10．34 J、15．36 J和 20．54 J沖擊能量對(duì)未低溫處理的FMLs進(jìn)行單次沖擊試驗(yàn)，然后采用20．54 J沖擊能量分別對(duì)低溫（0℃和 －25℃）處理后的FMLs進(jìn)行沖擊試驗(yàn)。

圖2 Instron Dynatup 9250 HV落錘低速?zèng)_擊試驗(yàn)設(shè)備Fig．2 Instron Dynatup 9250 HV impact test setup，（a）Drop tower and impactor，and（b）Clamped specimen

2 結(jié)果與討論

2．1 損傷機(jī)理

FMLs沖擊試驗(yàn)結(jié)束后，檢查其正面（沖擊面）和背面損傷。未低溫處理的FMLs損傷情況如圖3所示。5．11 J沖擊能量下，F(xiàn)MLs發(fā)生正面鋁合金層成坑、背面鋁合金層鼓包變形損傷。10．34 J沖擊能量下，F(xiàn)MLs正面鋁合金層依然以成坑變形為主，背面鋁合金層則發(fā)生臨界單向裂紋。15．36 J沖擊能量下，F(xiàn)MLs正面鋁合金層除了發(fā)生成坑變形，還產(chǎn)生環(huán)向裂紋；背面鋁合金單向裂紋比10．34 J沖擊能量下更加明顯。20．54 J沖擊能量下，F(xiàn)MLs發(fā)生穿透，正面鋁合金層形成直徑約10 mm的圓孔，并且可見中間復(fù)合材料鋪層發(fā)生纖維斷裂損傷；背面鋁合金層則發(fā)生單向裂紋及花瓣開裂損傷，并可見纖維脆斷及鋁合金／復(fù)合材料鋪層的界面脫膠損傷。由于鋁合金作用，F(xiàn)MLs具有較好的塑性變形能力，當(dāng)能量低于FMLs臨界斷裂能時(shí)，F(xiàn)MLs主要以塑性變形吸收沖擊能量。然后，隨著沖擊能量的提高，金屬層開始發(fā)生斷裂，同時(shí)中間復(fù)合材料鋪層發(fā)生纖維、基體拉伸與壓縮損傷，并且由于塑性變形過大導(dǎo)致鋁合金／復(fù)合材料鋪層界面發(fā)生脫膠損傷。最后，當(dāng)沖擊能量達(dá)到FMLs臨界穿透能時(shí)，F(xiàn)MLs中間復(fù)合材料鋪層發(fā)生纖維拉伸斷裂，由于復(fù)合材料纖維斷裂呈現(xiàn)脆性特征，纖維脆斷后FMLs承載能力急劇下降，導(dǎo)致FMLs擊穿并且背面鋁合金發(fā)生花瓣開裂。由圖3還可看出，隨著沖擊能量的提高，F(xiàn)MLs發(fā)生成坑和斷裂損傷區(qū)域的面積也逐漸增大。

圖3 未低溫處理的FMLs低速?zèng)_擊能量損傷模式Fig．3 Failure patterns of FMLs without cooling by low velocity impact

圖4 低溫處理后FMLs在20．54 J沖擊能量下?lián)p傷模式Fig．4 Failure patterns of FMLs after cooling by low velocity impact

鑒于20．54 J沖擊能量下，未低溫處理的FMLs完全穿透，于是采用20．54 J沖擊能量分別對(duì)－25℃和0℃處理后的FMLs進(jìn)行沖擊試驗(yàn)，F(xiàn)MLs損傷結(jié)果見圖4。20．54 J沖擊能量下，－25℃ 處理后的 FMLs尚未穿透，其正面發(fā)生成坑，并且正面鋁合金層已經(jīng)發(fā)生斷裂，背面鋁合金層則發(fā)生鼓包變形并產(chǎn)生單向裂紋。0℃處理后的FMLs發(fā)生穿透，正面鋁合金層產(chǎn)生圓孔，并可見明顯的纖維斷裂損傷，背面鋁合金層發(fā)生撕裂，同時(shí)中間復(fù)合材料鋪層的纖維斷裂損傷更加明顯。20．54 J沖擊能量下，0℃ 處理后的 FMLs與未處理的FMLs損傷模式相似，均發(fā)生穿透，但－25℃ 處理后的FMLs尚未穿透。可見，－25℃低溫處理后，F(xiàn)MLs穿透能提高，可以抵抗更高的沖擊能量。這主要由于在0℃～－25℃溫度范圍內(nèi)，鋁合金力學(xué)特性受溫度影響不大，但環(huán)氧樹脂基體力學(xué)特性受溫度影響比較明顯。結(jié)合玻璃纖維的脆性特征，低溫處理后導(dǎo)致S2－glass／epoxy復(fù)合材料鋪層強(qiáng)度有所提高。

將FMLs正面（沖擊面）鋁合金層與其黏結(jié)的復(fù)合材料鋪層剖開，分析FMLs中間的復(fù)合材料鋪層損傷與界面脫膠損傷，結(jié)果見圖5所示。20．54 J沖擊能量下，－25°C、0°C和25°C FML中的復(fù)合材料鋪層在與沖擊壓頭接觸位置發(fā)生了明顯的凹陷變形和纖維斷裂損傷，并可發(fā)現(xiàn)鋁合金／復(fù)合材料鋪層界面發(fā)生明顯脫膠損傷。發(fā)生脫膠損傷的面積遠(yuǎn)大于纖維斷裂損傷面積，而且纖維損傷區(qū)域與脫膠損傷區(qū)域均具有明顯對(duì)稱性。另外，溫度越高，脫膠損傷面積越小。這說明低溫條件雖然提高FMLs抗沖擊性能，但會(huì)降低FMLs中鋁合金／復(fù)合材料鋪層界面的黏結(jié)效果。

2．2 能量吸收

采用能量回彈系數(shù) （ERC）反映FMLs材料的抗沖擊性能。能量回彈系數(shù)（ERC）定義如下［8］：

其中：Vi為沖擊壓頭初始速度，Vr為沖擊壓頭回彈速度。ERC＝1表明靶板發(fā)生完全彈性變形，沖擊能量完全反彈；ERC＝0表明靶板完全穿透，沖擊能量經(jīng)過壓頭全部轉(zhuǎn)移至靶板。式 （1）也可采用吸收能量（Ea）和沖擊能量 （Ei）表示：

圖5 20．54 J沖擊能量下 FMLs中復(fù)合材料鋪層損傷Fig．5 Damage in the composite layer in the FMLs under 20．54 Jimpact energy

表1 FMLs低速?zèng)_擊試驗(yàn)結(jié)果Tab．1 Low velocity impact results of FMLs

FMLs落錘低速?zèng)_擊試驗(yàn)結(jié)果見表1。未低溫處理時(shí)，隨著沖擊能量的提高，ERC逐漸下降；相比5．11 J沖擊能量，10．34 J、15．36 J和20．54 J沖擊能量下 ERC分別下降了28%、68% 和100%。與未低溫處理的FMLs一樣，0℃處理后的FMLs在20．54 J沖擊能量下ERC＝0，－25℃ 處理后的FMLs的ERC大于0（尚未穿透），這說明 －25℃ 處理后的FMLs能量回彈效果明顯優(yōu)于0℃和未低溫處理的FMLs。

圖6和圖7分別為未低溫處理的FMLs不同沖擊能量下的能量和中心位移時(shí)程曲線。5．11 J、10．34 J、15．36 J沖擊能量下，能量時(shí)程曲線可分為三個(gè)階段。第一階段，能量隨著時(shí)間的增大逐漸升高至峰值，F(xiàn)MLs位移也逐漸增大（圖7），沖擊能量由壓頭開始傳遞給FMLs。并且能量到達(dá)峰值的時(shí)刻均在4．5 ms左右，此時(shí)FMLs中心位移也達(dá)最大。第二階段，中心位移逐漸下降，導(dǎo)致能量也逐漸下降。這一階段沖擊壓頭開始回彈，但與FMLs一直處于接觸狀態(tài)，故沖擊載荷大于0。最后階段，F(xiàn)MLs與沖擊壓頭脫離接觸，載荷卸載至0，能量保持穩(wěn)定，該穩(wěn)定值為FMLs整個(gè)沖擊過程中吸收的能量值。20．54 J沖擊能量下，F(xiàn)MLs完全穿透，壓頭動(dòng)能完全傳遞給FMLs，能量時(shí)程曲線呈現(xiàn)逐漸上升趨勢(shì)。圖8為20．54 J沖擊能量下不同溫度的FMLs能量時(shí)程曲線。從這也可明顯看到未低溫處理和0℃處理后的FMLs能量曲線均呈現(xiàn)穿透特征，即隨著沖擊沖擊反應(yīng)時(shí)間的增加呈現(xiàn)逐漸上升趨勢(shì)，－25℃處理后FMLs能量曲線則先上升后下降最后保持穩(wěn)定，這也表明沖擊壓頭發(fā)生明顯反彈，F(xiàn)MLs未擊穿。

圖6 未低溫處理的FMLs不同沖擊能量下能量時(shí)程曲線Fig．6 Energy histories of FMLs without cooling under different impact energies

圖7 未低溫處理的FMLs不同沖擊能量下中心位移時(shí)程曲線Fig．7 Displacement histories of FMLs without cooling under different impact energies

圖8 20．54 J沖擊能量下不同處理溫度的FMLs能量時(shí)程曲線Fig．8 Energy histories of FMLs under 20．54 J impact energy after exposure to different temperatures

2．3 沖擊載荷、位移響應(yīng)

對(duì)于未低溫處理的FMLs，當(dāng)沖擊能量小于穿透能時(shí)，峰值沖擊載荷隨著沖擊能量的提高而增加，與5．11 J相比，10．34 J和15．36 J沖擊能量下峰值沖擊載荷分別提高了38% 和49% （表1）；當(dāng)沖擊能量達(dá)到其穿透能后，峰值沖擊載荷幾乎不變，沖擊能量從15．36 J增加至20．54 J時(shí)，峰值沖擊載荷僅下降了2%。并且，峰值位移隨著沖擊能量的提高而增大，與5．11 J相比，10．34 J、15．36 J和20．54 J沖擊能量下峰值位移分別提高了36%、70%和185%（表1）。低溫處理后，相同沖擊能量（20．54 J）下，處理溫度越低，峰值沖擊載荷越高，峰值位移則越?。ū?）。0℃處理后的峰值沖擊載荷比未低溫處理結(jié)果提高了7%，－25℃ 處理后峰值載荷則比未低溫處理結(jié)果提高了19%。－25℃和0℃處理后的峰值位移比未低溫處理結(jié)果分別減少了10%和33%。這說明低溫處理溫度越低，F(xiàn)MLs抵抗變形能力越強(qiáng)，峰值沖擊載荷越高。

圖9為未低溫處理FMLs不同沖擊能量下的沖擊載荷－位移曲線。5．11 J沖擊能量下，由于FMLs以塑性變形為主，未發(fā)生斷裂損傷，沖擊載荷－位移曲線為光滑曲線。10．34 J、15．36 J和 20．54 J沖擊能量下，F(xiàn)MLs發(fā)生了金屬層拉伸剪切損傷及復(fù)合材料損傷，導(dǎo)致沖擊載荷－位移曲線在峰值載荷附近出現(xiàn)明顯振蕩。圖10為20．54 J沖擊能量下不同溫度處理后的FMLs沖擊載荷－位移曲線?？梢姕囟仍降?，F(xiàn)MLs峰值沖擊載荷越高。

圖9 未低溫處理的FMLs沖擊載荷－位移曲線Fig．9 Curves of impact load versus displacement for FMLs without cooling

圖10 20．54 J沖擊能量下不同處理溫度FMLs沖擊載荷－位移曲線Fig．10 Curves of impact load versus displacement for FMLs after exposure to different temperatures

3 結(jié) 論

采用不同沖擊能量對(duì)未低溫處理的FMLs進(jìn)行了落錘低速?zèng)_擊試驗(yàn)，并采用較高沖擊能量對(duì)低溫處理后的FMLs進(jìn)行了低速?zèng)_擊試驗(yàn)，主要結(jié)論如下：

（1）未低溫處理的FMLs在低速?zèng)_擊條件下，正面鋁合金鋪層主要發(fā)生成坑、環(huán)向裂紋以及穿孔等損傷，背面鋁合金層主要發(fā)生鼓包、單向裂紋和花瓣開裂等損傷模式，并且損傷面積隨著沖擊能量的提高而增大。

（2）未低溫處理的FMLs在低速?zèng)_擊條件下，沖擊能量低于其臨界穿透能時(shí)，峰值沖擊載荷隨著沖擊能量的提高而增大，當(dāng)沖擊能量達(dá)到臨界穿透能后，峰值沖擊載荷基本保持穩(wěn)定。隨著沖擊能量的提高，F(xiàn)MLs峰值位移逐漸增大，能量回彈系數(shù)則逐漸下降。

（3）低溫處理可提高FMLs抗沖擊性能，但會(huì)降低FMLs中鋁合金／復(fù)合材料鋪層界面的黏結(jié)效果。本文溫度范圍內(nèi)，處理溫度越低，F(xiàn)MLs峰值沖擊載荷越高，峰值位移則越小，能量回彈效果越好，F(xiàn)MLs中復(fù)合材料和鋁合金鋪層發(fā)生脫膠損傷的面積則越大。

［1］Vogelesang L B，Vlot A．Developmentof fibre metal laminates for advanced aerospace structures［J］．Journal of Materials Processing Technology，2000，103：1－5．

［2］Woerden H J M，Sinke J，Hooijmeijer P A．Maintenance of glare structures and glare［J］．Applied Composite Materials 2003，10：307－329．

［3］李堯．飛機(jī)溫度環(huán)境適應(yīng)性要求分析和確定技術(shù)探討［J］．裝備環(huán)境工程，2008，5（6）：60－64．LIN Yao．Analysis and confirmation techniques for requirements of temperature environmental worthiness of aircraft［J］．Equipment Environment Engineering，2008，5（6）：60－64．

［4］彭剛，馮家臣，劉原棟，等．復(fù)合材料層板沖擊剪切實(shí)驗(yàn)技術(shù)研究［J］．振動(dòng)與沖擊，2011，30（11）：30－35．PENG Gang，F(xiàn)ENG Jia-chen，LIU Yuan，et al．Study on dynamic punch-shear experimental technique for fibre-reinforced composite laminates［J］．Journal of Vibration and Shock，2011，30（11）：30－35．

［5］Payeganeh G H， AshenaiGhasemi F， Malekzadeh K．Dynamic response of fiber-metal laminates（FMLs）subjected to low-velocity impact［J］．Thin-Walled Structures，2010，48：62－70．

［6］Zhu S，Chai GB．Low-velocity impact response of fibre-metal laminates-experimental and finite element analysis［J］．Composites Science and Technology，2012，72：1793－1802．

［7］Atas C．An experimental investigation on the impact response of fiberglass／aluminum composites［J］．Journal of Reinforced Plastics and Composites，2007，26：1479－1491．

［8］Sadighi M， Parnanen T， Alderliesten R C， et al．Experimental and numerical investigation of metal type and thickness effects on the impact resistance of fiber metal laminates［J］．Applied Composite Material，2011．

［9］Yaghoubi A S，Liu Y X，Liaw B M．Drop-weight impact studies of glare 5 fiber-metal laminates［J］，Experimental and Applied Mechanics，2011，6：267－279．

［10］韓小平，鄭長(zhǎng)卿，李華，等．復(fù)合材料層合板在低溫環(huán)境下沖擊拉伸性能的研究［J］．機(jī)械科學(xué)與技術(shù)，1998，17（3）：434－436．HAN Xiao-ping，ZHENG Chang-qing，LI Hua，et al．Study on impact tensile properties of composites under low temperatures［J］． Mechanical Science and Technology，1998，17（3）：434－436．

［11］Badawy A A M．Impact behavior of glass fibers reinforced composite laminates at different temperatures［J］．Ain Shams Engineering Journal，2012，3：105－111．

［12］Rolfes R，TeBmer J，Rohwer K．Models and tools for heat transfer thermal stresses and stability of composite aerospace［J］．Journal of Thermal Stresses，2003，26：641－670．

［13］Rans C D，Alderliesten R C，Benedictus R．Predicting the influence of temperature on fatigue crack propagation in fibre metal laminates［J］．Engineering Fracture Mechanics，2011，78：2193－2201．

［14］Costa A A，Silva D F，Travessa D N，et al．The effect of thermal cycles on the mechanical properties of fiber-metal laminates［J］．Materials and Design，2012，42：434－440．

［15］ Botelho E C，Almeida R S，Pardini L C，et al．Elastic properties of hygrothermally conditioned glare laminate［J］．International Journal of Engineering Science，2007，45：163－172．