何丁妮，李建偉，黃劍進(jìn)，許名瑞

(1.中國直升機(jī)設(shè)計研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001；2.陸軍裝備部航空軍事代表局駐景德鎮(zhèn)地區(qū)航空軍事代表室，江西 景德鎮(zhèn) 333002；3.上海航空材料結(jié)構(gòu)檢測股份有限公司，上海 200120)

1 引 言

碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料(CFRP)具有比強(qiáng)度和比剛度高、可設(shè)計性強(qiáng)、抗疲勞斷裂性能優(yōu)異、耐腐蝕等優(yōu)點，是輕質(zhì)高效結(jié)構(gòu)設(shè)計的理想材料，大量應(yīng)用于直升機(jī)結(jié)構(gòu)。復(fù)合材料在制造、加工和服役等過程中，結(jié)構(gòu)部件出現(xiàn)缺陷和損傷的現(xiàn)象較為普遍，缺陷和損傷主要包括基體瑕疵、微裂紋、分層和脫膠、表面擦傷和劃痕、受損的連接孔和沖擊損傷等[1]。缺陷的存在大大降低了復(fù)合材料層壓構(gòu)件的強(qiáng)度、剛度以及材料的完整性，給飛行安全帶來隱患。

目前，國內(nèi)外學(xué)者對含缺陷的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)多是進(jìn)行試驗研究。W. Cantwell, P. Curtish和G. Dorey等[2-4]研究發(fā)現(xiàn)，即使是很小的沖擊能量，也會降低碳纖維復(fù)合材料結(jié)構(gòu)50%以上的承載能力。P. Gary和M. Riskalla[5]指出，生產(chǎn)過程中未發(fā)現(xiàn)的制造缺陷或使用中受到的沖擊損傷均會引起復(fù)合材料結(jié)構(gòu)災(zāi)難性的失效。H. Huang和R. Talreja[6]通過試驗證明，制造缺陷會導(dǎo)致復(fù)合材料強(qiáng)度和剛度的急劇下降，剩余強(qiáng)度或剛度的下降與缺陷或損傷的形式和大小有關(guān)。S. S. Shams和R. F. El-Hajjar[7]研究了3種劃痕深度對層壓板拉伸強(qiáng)度的影響，發(fā)現(xiàn)劃痕尖端位置以及劃痕的深度是影響復(fù)合材料承載能力的關(guān)鍵，導(dǎo)致層壓板未預(yù)計的壓縮和扭轉(zhuǎn)變形。許洪明等[8]對含分層缺陷的T300/BMP316復(fù)合材料壓縮強(qiáng)度進(jìn)行了試驗研究，發(fā)現(xiàn)分層缺陷位于層合板厚度方向中間位置時對壓縮強(qiáng)度影響較大。劉璐、冀趙杰、徐榮章等[9-11]對不同脫膠缺陷工型筋條的復(fù)合材料加筋板進(jìn)行了壓縮試驗研究，發(fā)現(xiàn)缺陷尺寸增至80mm時，試驗件后屈曲承載能力明顯下降。吳維清等[12]對含波紋缺陷的復(fù)合材料層壓板進(jìn)行壓縮試驗，發(fā)現(xiàn)壓縮載荷下波紋缺陷引起壓縮彈性模量和強(qiáng)度顯著減小。溫泉等[13]對劃痕缺陷的碳纖維/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料進(jìn)行了試驗研究，顧軼卓等[14]對不同工藝下缺陷的形成機(jī)制及鋪層方式和變厚梯度對缺陷程度和分布的影響進(jìn)行了試驗研究。

為滿足我國航空裝備發(fā)展的需求，發(fā)展直升機(jī)用高韌性樹脂基復(fù)合材料，相關(guān)學(xué)者對含缺陷的3238A/CCF300復(fù)合材料已進(jìn)行了力學(xué)性能研究，發(fā)現(xiàn)沖擊后壓縮強(qiáng)度在150MPa～290MPa范圍[15]。然而，對含缺陷的T800級碳纖維增強(qiáng)高強(qiáng)高韌復(fù)合材料的壓縮性能研究還鮮有報道。本文選取劃痕、分層和沖擊3種典型缺陷形式及3種缺陷尺寸，開展了3238A/CCF800典型缺陷試驗件的靜強(qiáng)度壓縮試驗研究，分析了缺陷類型及尺寸對3238A/CCF800復(fù)合材料層合板壓縮性能的影響。研究結(jié)果為直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計和強(qiáng)度分析提供數(shù)據(jù)支持及參考。

2 試驗研究

2.1 試驗件

劃痕及分層缺陷試驗件均由鋪層方式為[(45/-45)/(0/90)]2s的3238A/CCF800復(fù)合材料板材切割制成，試驗件長度L=300mm、厚度T=4.2mm、寬度W=36mm。劃痕缺陷通過在試驗件長度方向的中間位置預(yù)制寬度為6mm，深度分別為2mm、3mm、4mm的凹陷，試驗件缺陷位置及幾何尺寸如圖1所示。分層缺陷通過在試驗件對稱中心位置預(yù)制直徑分別為4mm、6mm、8mm的穿透分層，試驗件缺陷位置及幾何尺寸如圖2所示。

圖1 劃痕缺陷試驗件示意圖

圖2 分層缺陷試驗件示意圖

沖擊缺陷試驗件由鋪層方式為[(45/-45)/(0/90)]2s的3238A/CCF800復(fù)合材料板材切割制成，試驗件長度L=150mm、厚度T=4.2m、寬度W=100mm，試驗件幾何尺寸如圖3所示。沖擊缺陷在試驗件中心位置采用Zwick落錘沖擊試驗機(jī)制造，沖擊完成后使用超聲C掃描對損傷面積進(jìn)行檢測，開展不同能量下的沖擊摸索試驗，試驗結(jié)果具體見表1。根據(jù)損傷面積的變化情況，最終選取30J、35J和40J三種能量進(jìn)行沖擊缺陷預(yù)制。

圖3 沖擊缺陷試驗件示意圖

表1 沖擊能量摸索試驗結(jié)果

2.2 試驗過程

為獲得不同缺陷類型和缺陷尺寸下3238A/CCF800復(fù)合材料層合板在靜載荷下的壓縮強(qiáng)度，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)ASTM D6484，在室溫條件下對3種缺陷類型下3種缺陷尺寸共45件試件進(jìn)行靜強(qiáng)度壓縮試驗。試驗在25噸Zwick電子萬能試驗機(jī)上進(jìn)行，試驗加載速率為2mm/min。為防止壓縮試驗過程中發(fā)生失穩(wěn)，設(shè)計特定夾具保證試驗順利進(jìn)行。加載至試驗件出現(xiàn)破壞或者載荷從最大值下降30%時，可終止試驗。

3 試驗結(jié)果及分析

3.1 劃痕缺陷試驗結(jié)果分析

對劃痕深度分別為2mm、3mm、4mm的試驗件各5件進(jìn)行壓縮試驗，壓縮載荷-位移曲線如圖4所示，各試驗件壓縮極限強(qiáng)度結(jié)果如圖5所示，試驗件破壞圖片見圖6。

圖4 劃痕缺陷試件壓縮載荷-位移曲線

圖5 不同劃痕深度下試件極限強(qiáng)度

圖6 不同劃痕深度試件壓縮破壞圖片

由圖4可知，劃痕缺陷試驗件的靜壓縮載荷-位移曲線幾乎呈線性關(guān)系，無明顯曲率變化，即劃痕缺陷尺寸的變化不影響材料彈性模量。當(dāng)載荷達(dá)到其極限強(qiáng)度時，試驗件立刻脆斷，斷裂位置集中在劃痕區(qū)域，說明劃痕缺陷造成局部纖維損傷斷裂，在壓縮載荷作用下，劃痕缺陷邊緣部位會率先出現(xiàn)高應(yīng)力區(qū)，引起材料的局部破壞和剛度衰減，進(jìn)而影響劃痕缺陷附近區(qū)域的剛度變化，從而導(dǎo)致層合板最終在劃痕區(qū)域出現(xiàn)斷裂。圖5給出了不同劃痕深度下各試驗件的極限強(qiáng)度，可知隨著劃痕缺陷尺寸的增加，層合板的壓縮極限強(qiáng)度逐漸減小，并且相同劃痕深度下5件試件試驗測得的壓縮極限強(qiáng)度離散系數(shù)不大于2.65%，即試驗測得的壓縮極限強(qiáng)度分散性很小。

綜上可知，3238A/CCF800復(fù)合材料層合板壓縮極限強(qiáng)度隨著劃痕深度的增加而減小，且危險部位均集中在劃痕缺陷區(qū)域。

3.2 分層缺陷試驗結(jié)果分析

對分層直徑分別為4mm、6mm、8mm的試驗件各5件進(jìn)行壓縮試驗，壓縮載荷-位移曲線如圖7所示，各試驗件拉伸極限強(qiáng)度結(jié)果如圖8所示，試驗件破壞圖片見圖9。

圖7 分層缺陷試件壓縮載荷-位移曲線

圖8 不同分層直徑下試件極限強(qiáng)度

圖9 不同分層直徑試件壓縮破壞圖片

由圖7可知，分層缺陷試驗件的靜壓縮載荷-位移曲線幾乎呈線性關(guān)系，無明顯曲率變化，即分層缺陷尺寸的變化不影響材料彈性模量。當(dāng)載荷達(dá)到其極限強(qiáng)度時，試驗件立刻脆斷，斷裂位置有一定的分散性，這是由于分層缺陷不造成局部纖維損傷斷裂，對層合板材料局部強(qiáng)度和剛度的影響不大，而復(fù)合材料自身具有一定的分散性，導(dǎo)致在壓縮載荷作用下最終斷裂位置不一致。圖8給出了不同分層直徑下各試驗件的壓縮極限強(qiáng)度，可見隨著分層缺陷尺寸的增加，層合板的壓縮極限強(qiáng)度無明顯變化規(guī)律，并且相同分層直徑下5件試件試驗測得的壓縮極限強(qiáng)度的離散系數(shù)最大為12.16%，即壓縮極限強(qiáng)度分散性很大。

綜上可知，在一定范圍內(nèi)，分層缺陷尺寸的變化對3238A/CCF800復(fù)合材料層合板壓縮極限強(qiáng)度的影響不大，同時由于材料本身的分散性，導(dǎo)致各試件斷裂位置以及試驗測得的壓縮極限強(qiáng)度有較大的分散性。

3.3 沖擊缺陷試驗結(jié)果分析

對沖擊能量分別為30J、35J、40J的試驗件各5件進(jìn)行壓縮試驗，壓縮應(yīng)力-應(yīng)變曲線如圖10所示，各試驗件壓縮極限強(qiáng)度結(jié)果如圖11所示，試驗件破壞圖片見圖12。

圖10 沖擊缺陷試件壓縮應(yīng)力-應(yīng)變曲線

圖11 不同沖擊能量下試件極限強(qiáng)度

圖12 不同沖擊能量試件壓縮破壞圖片

由圖10可知，沖擊缺陷試驗件的靜壓縮應(yīng)力-應(yīng)變曲線幾乎呈線性關(guān)系，無明顯曲率變化，即沖擊缺陷尺寸的變化不影響材料的彈性模量。當(dāng)載荷達(dá)到其極限強(qiáng)度時，試驗件立刻脆斷，斷裂位置都集中在沖擊區(qū)域，說明沖擊缺陷造成局部纖維損傷斷裂，在壓縮載荷作用下，沖擊缺陷邊緣部位會率先出現(xiàn)高應(yīng)力區(qū)，引起材料的局部破壞和剛度衰減，進(jìn)而影響沖擊缺陷附近區(qū)域的剛度變化，從而導(dǎo)致層合板最終在沖擊區(qū)域出現(xiàn)斷裂。圖11給出了不同沖擊能量下各試驗件的壓縮極限強(qiáng)度，可知隨著沖擊缺陷尺寸的增加，層合板的壓縮極限強(qiáng)度無明顯變化，并且相同沖擊能量下壓縮極限強(qiáng)度的離散系數(shù)最大為6.34%，即壓縮極限強(qiáng)度分散性偏大。

綜上可知，在一定范圍內(nèi)，沖擊缺陷尺寸變化對3238A/CCF800復(fù)合材料層合板的壓縮極限強(qiáng)度影響不大，危險部位均集中在沖擊區(qū)域。

3.4 缺陷類型和尺寸對壓縮性能影響分析

取鋪層方式為[(45/-45)/(0/90)]2s，試驗件長度L=300mm、厚度T=4.2mm、寬度W=36mm的3238A/CCF800復(fù)合材料層合板無缺陷試驗件進(jìn)行靜力壓縮試驗，試驗結(jié)果與相同缺陷相同尺寸下5件試驗件的壓縮極限強(qiáng)度平均值進(jìn)行對比，分析不同缺陷類型及尺寸對3238A/CCF800復(fù)合材料層合板壓縮性能的影響，結(jié)果如圖13所示。

圖13 不同缺陷類型及尺寸影響下試件壓縮極限強(qiáng)度

由圖13可知：

(1)不同缺陷類型對層合板壓縮極限強(qiáng)度影響由大到小依次為沖擊缺陷、劃痕缺陷、分層缺陷。由于分層缺陷不造成局部纖維損傷斷裂，對層合板材料局部強(qiáng)度和剛度的影響不大，其壓縮強(qiáng)度接近無缺陷試驗結(jié)果；而劃痕和沖擊缺陷會造成局部纖維損傷斷裂，導(dǎo)致壓縮強(qiáng)度降低，并且沖擊缺陷產(chǎn)生的纖維損傷斷裂更為嚴(yán)重，壓縮強(qiáng)度降低幅度更大。

(2)在一定范圍內(nèi)，分層及沖擊缺陷尺寸的變化對壓縮性能影響不明顯。

(3)劃痕缺陷對層合板壓縮性能的影響表現(xiàn)為隨缺陷尺寸的增加，壓縮極限強(qiáng)度呈線性下降趨勢，即劃痕尺寸的增加會導(dǎo)致纖維損傷斷裂的面積增大，在壓縮載荷作用下引起材料破壞和剛度衰減的區(qū)域增大，導(dǎo)致壓縮強(qiáng)度線性下降。

4 結(jié) 論

本文對劃痕深度分別為2mm、3mm、4mm，分層直徑分別為4mm、6mm、8mm，以及沖擊能量分別為30J、35J、40J下的3238A/CCF800復(fù)合材料層合板試驗件進(jìn)行靜強(qiáng)度壓縮試驗研究，通過對試驗結(jié)果的分析，得到缺陷類型及尺寸對3238A/CCF800復(fù)合材料層合板壓縮性能的影響如下：

(1)劃痕缺陷對層合板壓縮性能的影響表現(xiàn)為隨缺陷尺寸增加，壓縮極限強(qiáng)度呈線性下降趨勢，危險部位均集中在劃痕區(qū)域。

(2)在一定范圍內(nèi)，分層及沖擊缺陷尺寸的變化對層合板壓縮性能影響不明顯；沖擊后層合板危險部位集中在沖擊區(qū)域。

(3)劃痕、分層、沖擊缺陷尺寸的變化對層合板材料的彈性模量均無影響。

(4)不同缺陷類型對層合板壓縮性能的影響由大到小依次為沖擊缺陷、劃痕缺陷、分層缺陷。