高 禹，李晨浩，高博聞，王柏臣，于 祺，包建文(.沈陽(yáng)航空航天大學(xué) 航空航天工程學(xué)部(院)，沈陽(yáng) 06；.沈陽(yáng)工業(yè)大學(xué) 化工裝備學(xué)院，遼寧 遼陽(yáng) 00；.先進(jìn)復(fù)合材料重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室 中航工業(yè)復(fù)合材料技術(shù)中心，北京 00095)

先進(jìn)聚合物基復(fù)合材料主要是指以高性能纖維為增強(qiáng)體、樹(shù)脂為基體，通過(guò)復(fù)合工藝制備而成的新型材料，具有比強(qiáng)度高、比模量大、可設(shè)計(jì)性強(qiáng)以及抗疲勞、抗沖擊等優(yōu)良性能，是繼鋁、鋼和鈦之后重要的結(jié)構(gòu)材料，近年來(lái)廣泛應(yīng)用于航空航天、船舶、汽車、建筑等諸多領(lǐng)域，特別是在航空航天飛行器上作為制備結(jié)構(gòu)件的使用量逐漸增加。隨著復(fù)合材料的廣泛應(yīng)用，由于材料本身存在的一些缺點(diǎn)以及許多與材料性能相關(guān)的問(wèn)題逐漸顯現(xiàn)出來(lái)[1-2]。結(jié)構(gòu)材料的疲勞性能對(duì)飛行器的可靠性和安全性起著決定性影響。飛行器上復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在整個(gè)服役期間，反復(fù)作用的疲勞載荷是內(nèi)部構(gòu)件承受的主要載荷。飛行器的主要運(yùn)行環(huán)境包括：高低溫、濕熱、熱循環(huán)，環(huán)境因素一般會(huì)導(dǎo)致復(fù)合材料力學(xué)性能下降[3-4]，因此復(fù)合材料在環(huán)境因素下疲勞性能方面的研究對(duì)于保證飛行器的安全和提高其使用壽命具有重要的意義。

本文主要通過(guò)對(duì)疲勞性能的試驗(yàn)方法、材料性能和環(huán)境因素對(duì)聚合物基復(fù)合材料疲勞性能的影響、以及疲勞性能的分析研究方法對(duì)復(fù)合材料疲勞性能的研究現(xiàn)狀進(jìn)行歸納總結(jié)，以期為今后復(fù)合材料疲勞性能的研究提供有益參考。

1 疲勞性能的試驗(yàn)方法

為了模擬復(fù)合材料在真實(shí)環(huán)境下承受的疲勞行為，國(guó)內(nèi)外研究人員們提出了多種試驗(yàn)方法。按照循環(huán)疲勞載荷的加載方式劃分包括：拉-拉疲勞、拉-壓疲勞、壓壓-疲勞、彎曲疲勞等。人們大多沿襲金屬疲勞性能的研究方法，對(duì)復(fù)合材料進(jìn)行拉-拉疲勞和彎曲疲勞試驗(yàn)[5-6]。王軍[7]等人對(duì)T700 /9368 光滑板及含孔層合板進(jìn)行靜載拉伸試驗(yàn)，得到靜拉伸強(qiáng)度，用以確定疲勞試驗(yàn)所需的載荷，隨后選擇靜態(tài)拉伸強(qiáng)度的60%、65%和70%三個(gè)應(yīng)力水平按照 HB5440—1989標(biāo)準(zhǔn)的要求對(duì)復(fù)合材料進(jìn)行了拉-拉疲勞試驗(yàn)。提高載荷應(yīng)力水平可以減少疲勞試驗(yàn)循環(huán)次數(shù)、縮短試驗(yàn)時(shí)間。 經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料最大疲勞載荷可達(dá)到其靜拉伸強(qiáng)度的80%，玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料最大疲勞載荷也能達(dá)到60%[8]。在較大的循環(huán)載荷作用下，若夾持力過(guò)大，試件容易被夾碎；若夾持力太小，試件與夾頭之間容易出現(xiàn)打滑。潘利劍[9]等人對(duì)測(cè)試玻璃纖維復(fù)合材料疲勞性能的試驗(yàn)夾具以及試樣尺寸進(jìn)行了改進(jìn)，提出了開(kāi)孔拉伸式啞鈴形疲勞性能試驗(yàn)方法，為解決夾持力問(wèn)題提供了可行的實(shí)驗(yàn)方法。聚合物基復(fù)合材料在承受壓應(yīng)力載荷時(shí)由于試樣厚度較小容易出現(xiàn)失穩(wěn)，因此在研究復(fù)合材料疲勞性能時(shí)絕大多數(shù)采用的加載方式為拉-拉疲勞。隨著復(fù)合材料應(yīng)用領(lǐng)域的擴(kuò)大，復(fù)合材料構(gòu)件在服役期間承受拉-壓疲勞載荷和壓-壓疲勞載荷的情況日益增多，預(yù)示出今后研究拉-壓、壓-壓疲勞載荷下復(fù)合材料疲勞行為將引起人們?cè)絹?lái)越多的重視。

除了拉-拉疲勞試驗(yàn)之外，應(yīng)用較多的還有彎曲疲勞試驗(yàn)。彎曲疲勞試驗(yàn)是指在一定環(huán)境、頻率、載荷波形、應(yīng)力比條件下，選擇三點(diǎn)彎曲[10]或四點(diǎn)彎曲為載荷類型的疲勞測(cè)試方法。測(cè)定靜態(tài)彎曲性能時(shí)，應(yīng)按規(guī)定加載速度連續(xù)均勻加載，直至試件完全破壞，獲得的彎曲模量和彎曲強(qiáng)度做為彎曲疲勞試驗(yàn)加載的依據(jù)。梅端[11]選取靜態(tài)彎曲試驗(yàn)最大撓度的30%、40%、50%做為彎曲疲勞的振幅，將試件置于三點(diǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)機(jī)上(如圖1)，使試件上下表面緊貼振動(dòng)的滾輪，兩端夾持時(shí)盡量保持夾持力一致，在相應(yīng)疲勞振幅條件下對(duì)試樣進(jìn)行了彎曲疲勞測(cè)試。Tanabe Y[12]等利用四點(diǎn)彎曲法測(cè)試了復(fù)合材料在空氣和油介質(zhì)、不同應(yīng)力比、不同循環(huán)次數(shù)下的疲勞性能。根據(jù)研究對(duì)象實(shí)際疲勞工況的不同，合理地選擇適合的疲勞性能測(cè)試方法，對(duì)揭示復(fù)合材料疲勞損傷機(jī)理具有重要的作用。

2 材料性能對(duì)復(fù)合材料疲勞性能的影響

纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料在疲勞載荷作用下的疲勞破壞機(jī)制及破壞特征相比金屬材料，具有顯著的不同，這主要源于復(fù)合材料的各向異性、界面粘接性能、非均勻性以及層間性能遠(yuǎn)低于層內(nèi)性能等因素。

楊乃賓[13]等人對(duì)單向碳/環(huán)氧復(fù)合材料進(jìn)行拉-拉(R=0.1)疲勞試驗(yàn)，用成組試樣法和升降法測(cè)出S-N曲線為一條直線，在接近疲勞極限處發(fā)生轉(zhuǎn)折，研究發(fā)現(xiàn)疲勞破壞是由于沿纖維方向疲勞裂紋擴(kuò)展引起的。周駿[14]等人對(duì)碳纖維/雙馬來(lái)酰亞胺復(fù)合材料進(jìn)行拉-拉疲勞試驗(yàn)，研究發(fā)現(xiàn)疲勞壽命數(shù)據(jù)近似地符合對(duì)數(shù)正態(tài)分布。在短壽命的疲勞損傷中以纖維斷裂為主，伴隨著沿基體的縱向開(kāi)裂；在中壽命區(qū)以基體沿縱向開(kāi)裂為主，也存在個(gè)別纖維的斷裂；在長(zhǎng)壽命區(qū)中早期觀察到的損傷不會(huì)明顯發(fā)展。王丹勇[15]等人對(duì)T300/BMP-316單向?qū)雍习屐o載及疲勞加載各主方向損傷失效進(jìn)行了試驗(yàn)研究，單向?qū)雍习甯髦鞣较蜢o載力學(xué)性能試驗(yàn)表明：?jiǎn)蜗驅(qū)雍习蹇v向及橫向靜拉伸、靜壓縮應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系可認(rèn)為是線性變化，而面內(nèi)剪切應(yīng)力-應(yīng)變明顯呈非線性關(guān)系。研究得出，單向?qū)雍习甯髦鞣较蜢o載破壞與疲勞破壞斷口并不相同，縱向靜拉伸破壞與其拉-拉疲勞破壞斷口差異最為明顯，縱向拉-拉疲勞破壞斷口中纖維在不同部位大量斷裂，而縱向靜拉伸破壞斷口為縱向劈裂形式。

圖1 疲勞試驗(yàn)機(jī)設(shè)備圖

除了材料種類外，纖維的鋪層角度和厚度也是影響復(fù)合材料疲勞性能的重要因素。楊忠清[16]分別對(duì)[0]8、[90]8、[0/902/0]s、[45/-452/45]s、[45/02/-45]2、[45/0/-45/90]s六種鋪層方式的玻璃纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料進(jìn)行了單軸拉伸疲勞試驗(yàn)。研究結(jié)果表明，層合板所含 0°層越多，其靜態(tài)拉伸強(qiáng)度越大，隨著外加載荷減小，層合板的平均壽命單調(diào)增加。在軸向載荷狀態(tài)下，0°單向板的破壞形式為疲勞壽命前期的基體開(kāi)裂和疲勞壽命后期的纖維斷裂，其中纖維從承載到斷裂持續(xù)了整個(gè)疲勞壽命階段，故纖維決定了單向板的疲勞性能；90°單向板主要破壞形式是基體開(kāi)裂，纖維不發(fā)生斷裂，故基體的疲勞性能占主導(dǎo)地位；45°層合板在疲勞加載過(guò)程中產(chǎn)生沿纖維方向擴(kuò)展的基體裂紋，加載過(guò)程中伴隨發(fā)生蠕變、軟化等塑性變形，并在試件表面產(chǎn)生沿纖維方向擴(kuò)展的裂紋，內(nèi)部產(chǎn)生分層損傷，層合板的疲勞性能主要受基體性能影響。梅端[11]對(duì)鋪層厚度為3層到6層的單向玻璃纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料進(jìn)行了拉-拉疲勞試驗(yàn)。從試驗(yàn)結(jié)果可以看出隨著玻璃纖維層數(shù)的增加，即復(fù)合材料層合板厚度的增大，材料的剛度下降得越快；同一應(yīng)力水平下，材料的疲勞壽命也基本上隨鋪層數(shù)的增加而縮短。

3 環(huán)境因素對(duì)復(fù)合材料疲勞性能的影響

復(fù)合材料作為結(jié)構(gòu)材料在長(zhǎng)時(shí)間的使用過(guò)程中會(huì)經(jīng)受不同環(huán)境因素的影響，典型的環(huán)境因素包括高低溫、濕熱、熱循環(huán)等。研究表明，不同的環(huán)境因素會(huì)對(duì)復(fù)合材料的力學(xué)性能和抗疲勞性能產(chǎn)生較大的影響。

Cao[17]等人對(duì)纖維增強(qiáng)聚合物基復(fù)合材料在16 ℃～200 ℃范圍內(nèi)的7種不同溫度條件下的拉伸性能進(jìn)行研究。試驗(yàn)結(jié)果表明，隨著環(huán)境溫度的升高，復(fù)合材料的拉伸強(qiáng)度顯著降低。文獻(xiàn)[18-19]對(duì)在200 ℃條件下處理了1 000 h的T700/HT280復(fù)合材料進(jìn)行了拉-拉疲勞試驗(yàn)。結(jié)果表明，經(jīng)歷高溫之后復(fù)合材料樹(shù)脂基體發(fā)生了明顯的后固化和熱老化現(xiàn)象，導(dǎo)致其交聯(lián)密度增大，樹(shù)脂基體的性能有所提高，因此在疲勞初期復(fù)合材料的主要損傷形式是基體開(kāi)裂，試樣剛度的下降速率比原始態(tài)小。在疲勞中期一直到試樣斷裂期間復(fù)合材料的主要損傷形式表現(xiàn)為界面脫粘和分層，高溫環(huán)境導(dǎo)致的復(fù)合材料界面脫粘是導(dǎo)致材料抗疲勞性能下降的主要原因。

史漢橋[20]等人對(duì)碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹(shù)脂基復(fù)合材料在低溫環(huán)境下的力學(xué)性能進(jìn)行了研究。結(jié)果表明，隨著溫度從80 ℃降低到-196 ℃，復(fù)合材料的彎曲強(qiáng)度、壓縮強(qiáng)度和沖擊強(qiáng)度明顯提高；而低溫對(duì)復(fù)合材料模量的影響較小。S.Sa′nchez-Sa′ez[21]等人對(duì)準(zhǔn)各向同性和交叉碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂層合板在20 ℃、-60 ℃、-150 ℃三種溫度條件下測(cè)試其拉伸性能，結(jié)果表明，準(zhǔn)各向同性層合板的拉伸強(qiáng)度隨溫度降低而增加，交叉層合板則隨溫度的降低而略有下降。王紹權(quán)[22]以碳纖維增強(qiáng)雙馬來(lái)酰亞胺復(fù)合材料為研究對(duì)象，采用液氮長(zhǎng)期浸漬的方法模擬低溫環(huán)境，研究了液氮浸漬時(shí)間對(duì)復(fù)合材料力學(xué)性能和熱物理化學(xué)性能的影響規(guī)律。結(jié)果表明，復(fù)合材料的橫向拉伸強(qiáng)度和彎曲強(qiáng)度隨著液氮浸漬時(shí)間的延長(zhǎng)呈現(xiàn)先下降后上升趨勢(shì)，短梁剪切強(qiáng)度在長(zhǎng)期液氮浸漬后出現(xiàn)明顯下降?？倹_擊功(Ak)和裂紋擴(kuò)展功(Ap)在液氮浸漬初期有所提升后趨于穩(wěn)定，裂紋形成功(Ai)在液氮浸漬初期有所下降后趨于穩(wěn)定。復(fù)合材料的界面粘接隨著液氮浸漬時(shí)間的延長(zhǎng)遭到破壞，這是導(dǎo)致該復(fù)合材料力學(xué)性能變化的原因之一，液氮浸漬并未使樹(shù)脂的化學(xué)結(jié)構(gòu)發(fā)生變化。劉新[23]等人將T700碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料放在液氮中對(duì)試樣進(jìn)行超低溫浸泡和超低溫/室溫循環(huán)處理，測(cè)試了超低溫處理后試樣的靜強(qiáng)度和拉-壓疲勞1 000次、10 000次及130 000次后的剩余強(qiáng)度，結(jié)果表明，超低溫處理和拉-壓疲勞處理都會(huì)使試樣產(chǎn)生微裂紋，并引起試樣內(nèi)的殘余應(yīng)力釋放和試樣的剩余強(qiáng)度降低；經(jīng)歷不同的超低溫處理之后，試樣的剩余強(qiáng)度達(dá)到最高值時(shí)所對(duì)應(yīng)的拉-壓疲勞次數(shù)不同；隨著超低溫處理和拉-壓疲勞的作用，試樣的剩余強(qiáng)度會(huì)經(jīng)歷先升高再降低的過(guò)程。

溫度和吸濕都是影響聚合物基復(fù)合材料界面強(qiáng)度的重要因素[24]。Kumar[25]等人發(fā)現(xiàn)碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料層合板的力學(xué)性能對(duì)吸濕較為敏感，復(fù)合材料浸泡1個(gè)月之后，其縱向拉伸強(qiáng)度下降達(dá)25%～30%，繼續(xù)浸泡強(qiáng)度基本保持不變，橫向拉伸強(qiáng)度隨著吸濕時(shí)間的增加呈快速下降趨勢(shì)，面內(nèi)剪切強(qiáng)度的變化規(guī)律表現(xiàn)為先增加后減小的趨勢(shì)。Patel[26]對(duì)濕熱老化前后碳/環(huán)氧復(fù)合材料的疲勞性能和剩余強(qiáng)度進(jìn)行了研究，通過(guò)表面損傷、水分?jǐn)U散和材料性能的變化發(fā)現(xiàn)，高溫比吸濕對(duì)材料動(dòng)態(tài)剛度和剩余強(qiáng)度的衰減更為顯著。Kawai M[27]等人對(duì)碳/環(huán)氧樹(shù)脂層壓板進(jìn)行干態(tài)和濕態(tài)疲勞試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)在相同溫度下，吸濕使試件的疲勞強(qiáng)度大約降低了11%。劉鑫嫻[28]等人對(duì)碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料單向板在標(biāo)準(zhǔn)環(huán)境和濕熱環(huán)境(溫度70±2 ℃、相對(duì)濕度(85±5)%RH)下測(cè)試其疲勞性能。試驗(yàn)結(jié)果表明：環(huán)境條件對(duì)于碳纖維/環(huán)氧復(fù)合材料單向板疲勞后剩余強(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)度僅下降了2%。由前人的研究結(jié)果可以看出，濕熱是復(fù)合材料在使用過(guò)程中的重要環(huán)境因素，針對(duì)不同材料的濕熱環(huán)境損傷機(jī)理尚未明確，因此今后環(huán)境損傷機(jī)理的研究應(yīng)該是主要的研究方向。

除了高低溫和濕熱環(huán)境因素之外，應(yīng)用于航空航天飛行器上的復(fù)合材料還會(huì)遭受熱循環(huán)作用。由于碳纖維與樹(shù)脂基體之間的熱膨脹系數(shù)相差一個(gè)數(shù)量級(jí)以上，在熱循環(huán)交變溫度場(chǎng)作用下，材料內(nèi)部會(huì)產(chǎn)生交變熱應(yīng)力與熱應(yīng)變，使材料的抗疲勞性能下降。Park[29]等人對(duì)玻璃纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹(shù)脂基復(fù)合材料在熱循環(huán)環(huán)境下的老化機(jī)理進(jìn)行了研究。結(jié)果表明，隨著熱循環(huán)次數(shù)增加，材料內(nèi)部會(huì)形成孔隙，使界面粘結(jié)強(qiáng)度降低，層間剪切性能下降。文獻(xiàn)[30]在真空熱循環(huán)(-180～140 ℃，循環(huán)周期為70 min，真空度為10-5Pa)的條件下對(duì)M40J/AG-80環(huán)氧樹(shù)脂復(fù)合材料的力學(xué)性能進(jìn)行了研究。結(jié)果表明，拉伸強(qiáng)度的變化與界面脫粘程度密切相關(guān)。彎曲強(qiáng)度變化主要反映真空熱循環(huán)時(shí)樹(shù)脂基體后續(xù)固化效應(yīng)的影響。層剪強(qiáng)度變化是界面脫粘與樹(shù)脂基體后續(xù)固化兩種因素綜合作用的結(jié)果。文獻(xiàn)[31]對(duì)T700/3234復(fù)合材料進(jìn)行了真空熱循環(huán)(溫度范圍為-60～180℃，真空度高于2.1×10-3Pa，熱循環(huán)周期為3 h)老化處理，并測(cè)試了經(jīng)歷老化處理后試樣的拉-拉疲勞性能。結(jié)果表明，真空熱循環(huán)處理后復(fù)合材料剛度衰減的速率和幅度明顯大于未經(jīng)處理的原始態(tài)，其抗疲勞性能明顯下降。受試驗(yàn)條件的限制，目前針對(duì)熱循環(huán)因素作用下聚合物基復(fù)合材料疲勞損傷機(jī)理的研究很少。

綜上所述，高低溫、濕熱和熱循環(huán)環(huán)境會(huì)對(duì)聚合物基復(fù)合材料的性能產(chǎn)生明顯的影響。隨著飛行器結(jié)構(gòu)中復(fù)合材料的用量比例越來(lái)越大，其應(yīng)用范圍從非主承力構(gòu)件逐漸擴(kuò)展到主承力構(gòu)件，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)中原先為靜強(qiáng)度所覆蓋的疲勞性能將逐步暴露出來(lái)。環(huán)境損傷與動(dòng)態(tài)載荷進(jìn)行耦合后，會(huì)加劇復(fù)合材料構(gòu)件變形、失效的進(jìn)程，從而成為制約整機(jī)可靠性與壽命的瓶頸。因此，深入研究高性能樹(shù)脂基復(fù)合材料在典型環(huán)境因素作用下的疲勞行為與損傷機(jī)理，具有十分重要的工程應(yīng)用背景及理論研究?jī)r(jià)值。

4 疲勞性能的分析研究方法

復(fù)合材料經(jīng)過(guò)疲勞試驗(yàn)后，材料會(huì)發(fā)生如基體開(kāi)裂、界面脫粘、分層、纖維斷裂等多種損傷形式[32-33](如圖2)。由于其損傷形式的多樣性和復(fù)雜性，很難對(duì)復(fù)合材料在疲勞載荷下的失效進(jìn)行系統(tǒng)準(zhǔn)確的描述。目前，主要的研發(fā)方法之一是探尋復(fù)合材料剩余強(qiáng)度和剩余剛度隨著循環(huán)疲勞載荷作用演變的規(guī)律，利用先進(jìn)的分析測(cè)試手段表征疲勞損傷的狀況，借助有限元軟件分析材料內(nèi)部應(yīng)力、應(yīng)變分布，最終為揭示疲勞損傷機(jī)理奠定有利的基礎(chǔ)。

圖2 疲勞損傷形式

Broutman[34]等人通過(guò)分析復(fù)合材料疲勞試驗(yàn)結(jié)果發(fā)現(xiàn)，復(fù)合材料強(qiáng)度的衰減呈非線性規(guī)律，同一復(fù)合材料在不同幅值疲勞載荷作用下的強(qiáng)度衰減不同。Yang[35]提出疲勞載荷的應(yīng)力比也是復(fù)合材料強(qiáng)度衰減的另一影響因素。圖3為復(fù)合材料的剩余強(qiáng)度隨疲勞載荷循環(huán)次數(shù)的變化曲線[36]。當(dāng)經(jīng)歷一定循環(huán)次數(shù)的疲勞載荷之后，材料的剩余強(qiáng)度將會(huì)降低至正常服役的臨界強(qiáng)度。隨著循環(huán)次數(shù)繼續(xù)增加，材料的剩余強(qiáng)度繼續(xù)降低，這時(shí)極有可能發(fā)生失效。Tserpes[37]等人通過(guò)三維疲勞漸進(jìn)損傷模型和靜態(tài)三維漸進(jìn)損傷模型對(duì)剩余強(qiáng)度進(jìn)行計(jì)算。疲勞漸進(jìn)損傷模型用于估計(jì)一定載荷循環(huán)次數(shù)下材料內(nèi)部疲勞損傷的累積效應(yīng)，靜態(tài)三維漸進(jìn)損傷模型用于預(yù)報(bào)層合板最終的拉伸失效。該模型包含了對(duì)復(fù)合材料的應(yīng)力、疲勞和材料性能退化的分析。

圖3 剩余強(qiáng)度隨疲勞循環(huán)次數(shù)變化的曲線

圖4 復(fù)合材料典型剛度衰減曲線

利用復(fù)合材料剛度的變化來(lái)評(píng)價(jià)疲勞損傷是一種宏觀無(wú)損的測(cè)試方法，一個(gè)試件可以得到不同疲勞循環(huán)次數(shù)的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，從而避免了剩余強(qiáng)度離散性大和可比性差的問(wèn)題[38]。對(duì)于絕大多數(shù)的復(fù)合材料，剛度下降可以分為三個(gè)階段[36](如圖4)。第一階段一般小于總壽命的20%，這是疲勞損傷的起始階段，其主要的損傷為基體開(kāi)裂。第二階段則主要表現(xiàn)為剩余剛度呈線性緩慢下降，這是疲勞壽命中最長(zhǎng)的一部分，其主要損傷為基體與纖維的界面發(fā)生脫粘現(xiàn)象。第三階段中剛度呈迅速下降趨勢(shì)，這是疲勞過(guò)程中臨近失效的階段，其主要損傷為纖維斷裂。

目前常用的疲勞損傷表征手段包括：超聲C掃描、掃描電子顯微鏡(SEM)、X射線探傷和聲發(fā)射等，通過(guò)這些方法可以對(duì)復(fù)合材料在不同疲勞階段的損傷進(jìn)行表征與分析。Lv X Y[39]等人利用SEM對(duì)碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的樹(shù)脂基體與纖維間的界面脫粘進(jìn)行了表征。何梅洪[40]在超聲C掃描底波幅值成像原理的基礎(chǔ)上，利用一次掃描得到的復(fù)合材料不同鋪層位置超聲反射信號(hào)獲得了切片C掃描圖像，準(zhǔn)確地呈現(xiàn)出復(fù)合材料內(nèi)部不同鋪層處的損傷區(qū)域。利用先進(jìn)的測(cè)試方法可以表征復(fù)合材料的疲勞損傷，通過(guò)對(duì)復(fù)合材料疲勞損傷的分析，可以為揭示疲勞損傷機(jī)理提供有利的幫助。

為了盡可能地降低復(fù)合材料疲勞試驗(yàn)成本，縮短試驗(yàn)時(shí)間，國(guó)內(nèi)研究者們利用計(jì)算機(jī)模擬技術(shù)來(lái)預(yù)測(cè)材料的疲勞性能。人們主要應(yīng)用Abaqus、Ansys以及UG等軟件運(yùn)用有限元技術(shù)對(duì)復(fù)合材料疲勞損傷行為進(jìn)行分析。馮古雨[41]等人借助有限元軟件ANSYS Workbench,在靜力學(xué)彎曲性能模擬的基礎(chǔ)上添加疲勞工具，對(duì)三維角聯(lián)鎖機(jī)織復(fù)合材料的抗疲勞性能進(jìn)行了分析，通過(guò)復(fù)合材料纖維、樹(shù)脂各自的壽命、損傷分布云圖分析該復(fù)合材料的彎曲抗疲勞性能。分析結(jié)果表明，在彎曲載荷作用下，復(fù)合材料與彎曲壓頭接觸的位置表現(xiàn)出更大的彎曲應(yīng)力，增強(qiáng)纖維相對(duì)樹(shù)脂基體表現(xiàn)出更大的彎曲應(yīng)力，承受更多載荷作用?；贏baqus二次開(kāi)發(fā)，劉亞灃[42]對(duì)復(fù)合材料層合板疲勞累積損傷有限元分析進(jìn)行了程序化設(shè)計(jì)，運(yùn)用修正的Hashin疲勞準(zhǔn)則[43]和Ye分層準(zhǔn)則來(lái)定義六個(gè)場(chǎng)變量和狀態(tài)變量，對(duì)碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合板的失效行為進(jìn)行了預(yù)測(cè)。徐穎[44]等人在ANSYS通用有限元軟件平臺(tái)上，利用APDL語(yǔ)言開(kāi)發(fā)了參數(shù)化復(fù)合材料層合板的疲勞逐漸損傷分析模擬程序，該程序可以模擬不同鋪層順序、不同尺寸的復(fù)合材料層合板各種疲勞損傷模式起始、擴(kuò)展直到最終破壞的全過(guò)程，并預(yù)測(cè)其疲勞壽命。籍慶輝[45]等人以平紋機(jī)織碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料為研究對(duì)象，通過(guò)試驗(yàn)測(cè)試材料的力學(xué)性能和疲勞性能，結(jié)合Kriging插值法和Basquin疲勞方程建立預(yù)測(cè)任意載荷下疲勞載荷-循環(huán)壽命曲線的恒幅壽命圖模型，并且應(yīng)用于實(shí)際工程中，對(duì)新能源汽車電池箱殼體進(jìn)行了減重優(yōu)化。結(jié)果表明，電池箱殼體結(jié)構(gòu)的減重率達(dá)到34.39%。為了保障預(yù)測(cè)方法的可行性，建議今后提出的預(yù)測(cè)方法最好要輔以對(duì)應(yīng)的試驗(yàn)對(duì)其加以驗(yàn)證。

5 結(jié)束語(yǔ)

復(fù)合材料以其優(yōu)越的性能在航空航天等多個(gè)領(lǐng)域越來(lái)越受人們的關(guān)注，復(fù)合材料的疲勞性能是其作為制備結(jié)構(gòu)件的重要設(shè)計(jì)參數(shù)，對(duì)構(gòu)件的安全使用壽命尤為重要。針對(duì)復(fù)合材料遭受的多種疲勞破壞，應(yīng)進(jìn)行大量深入的拉-拉、拉-壓、彎曲等疲勞試驗(yàn)研究。由于復(fù)合材料服役過(guò)程中經(jīng)常面臨的高低溫、濕熱、熱循環(huán)等環(huán)境因素與疲勞載荷耦合后會(huì)產(chǎn)生額外的損傷，因此今后的研究方向應(yīng)該偏重于典型環(huán)境因素作用下疲勞損傷機(jī)理的深入研究。值得注意的是，除了傳統(tǒng)的疲勞性能分析研究手段外，有限元分析技術(shù)正在快速發(fā)展。本文通過(guò)綜述現(xiàn)階段復(fù)合材料試驗(yàn)和分析方法以及材料性能和環(huán)境因素對(duì)疲勞性能的影響，以期為聚合物基復(fù)合材料在新型飛行器上的應(yīng)用提供有益的參考。

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