張全利，曾加恒，楊振，郭南，陳正生，蘇宏華

(1. 南京航空航天大學(xué) 機(jī)電學(xué)院，江蘇 南京 210016；2. 中國航空工業(yè)昌河飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，江西 景德鎮(zhèn) 333000)

0 引言

隨著航空航天技術(shù)的飛速發(fā)展，傳統(tǒng)金屬材料已無法滿足航空航天對(duì)材料質(zhì)量輕、強(qiáng)度高的要求。碳纖維/玻璃纖維-樹脂基復(fù)合材料作為復(fù)合材料典型代表，因?yàn)槠鋼碛斜葟?qiáng)度高、耐高溫、抗腐蝕和可設(shè)計(jì)性好等優(yōu)點(diǎn)，正逐步取代傳統(tǒng)材料，在航空航天領(lǐng)域得到廣泛的應(yīng)用[1-3]。但是，由于復(fù)合材料的制造工藝復(fù)雜，生產(chǎn)過程中受外部影響因素多，導(dǎo)致其成型材料的內(nèi)部易形成不同類型缺陷，包括材料內(nèi)部分層、氣孔、基體開裂等，對(duì)成型材料的性能產(chǎn)生明顯影響，易導(dǎo)致復(fù)合材料構(gòu)件服役過程中的失效[4-5]。因此，對(duì)復(fù)合材料內(nèi)部缺陷特征進(jìn)行無損表征并獲得其對(duì)材料力學(xué)性能的影響規(guī)律至關(guān)重要。

超聲檢測(cè)技術(shù)因其具有操作方便、穿透性強(qiáng)、無輻射、非接觸等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于復(fù)合材料內(nèi)部缺陷的無損表征[6-9]。曹弘毅等[5]采用超聲相控陣檢測(cè)技術(shù)對(duì)碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料層壓板進(jìn)行分層缺陷檢測(cè)，獲得了復(fù)合材料內(nèi)部缺陷位置、尺寸、形狀等。羅忠兵等[10]針對(duì)航空復(fù)材結(jié)構(gòu)件R區(qū)進(jìn)行超聲相控陣檢測(cè)，并結(jié)合聲學(xué)仿真建模分析后指出，CFRP疊層、曲面等因素導(dǎo)致超聲波垂直入射難、聲波傳遞路徑曲折，使得聲耦合效果較差。NAGESWARAN C等[11]在CFRP內(nèi)部預(yù)設(shè)特氟龍薄膜為分層缺陷，采用超聲相控陣技術(shù)對(duì)其進(jìn)行檢測(cè)，清晰地顯示出缺陷類型及形狀，并通過掃描截面的方式對(duì)損傷的生長特征和機(jī)理進(jìn)行了研究。劉霞等[12]基于超聲探傷原理，建立了針對(duì)碳纖維材料輪轂的超聲檢測(cè)系統(tǒng)。BUSTAMANTE L等[13]采用混合激光系統(tǒng)與純空氣耦合超聲系統(tǒng)進(jìn)行缺陷檢測(cè)，通過超聲A掃描和B掃描模式對(duì)缺陷進(jìn)行檢測(cè)，由聲波振幅的變化來判定材料內(nèi)部缺陷的存在。試驗(yàn)結(jié)果表明超聲檢測(cè)出的缺陷與實(shí)際檢測(cè)較為吻合。上述研究實(shí)現(xiàn)了對(duì)材料內(nèi)部缺陷的超聲檢測(cè)，而對(duì)缺陷存在條件下對(duì)材料性能的研究有待深入開展。AI S G等[14]采用ABAQUS對(duì)復(fù)合材料力學(xué)性能進(jìn)行仿真，對(duì)比完整的C/C復(fù)合材料，當(dāng)材料孔隙占比為0.51%時(shí)，其材料的抗拉強(qiáng)度下降13.2%。王雪明等[15]對(duì)碳纖維復(fù)合材料整體成型過程中溫度對(duì)材料缺陷的影響進(jìn)行研究，揭示了熱壓罐構(gòu)建成型過程中溫度對(duì)材料分層擴(kuò)展的影響規(guī)律，并指出材料的分層擴(kuò)展能力隨著溫度的升高而增強(qiáng)。

綜上可知，采用超聲檢測(cè)技術(shù)和有限元仿真對(duì)材料缺陷和力學(xué)性能進(jìn)行研究，綜合考慮不同溫度、不同缺陷對(duì)材料力學(xué)性能的影響，在提升復(fù)合材料質(zhì)量、改善構(gòu)件的服役性能和壽命等方面，具有重要意義。鑒于此，本文擬采用超聲無損檢測(cè)技術(shù)對(duì)碳纖維-樹脂基復(fù)合材料進(jìn)行內(nèi)部缺陷特征檢測(cè)，并采用ABAQUS有限元仿真軟件針對(duì)層間不同缺陷尺寸和不同溫度對(duì)材料力學(xué)性能的影響進(jìn)行仿真，研究在不同載荷及溫度條件下層間缺陷尺寸大小對(duì)材料力學(xué)性能的影響規(guī)律，為復(fù)合材料的制備及構(gòu)件服役過程中的損傷失效提供理論支撐。

1 檢測(cè)原理與條件

1.1 檢測(cè)原理

圖1為超聲無損檢測(cè)原理圖，通過發(fā)射/接收單元產(chǎn)生高頻脈沖激勵(lì)信號(hào)，將信號(hào)傳輸?shù)匠晸Q能器，再由換能器的壓電效應(yīng)將脈沖激勵(lì)信號(hào)轉(zhuǎn)換成脈沖超聲波。當(dāng)聲波在換能器與工件之間的耦合介質(zhì)內(nèi)傳輸時(shí)，一部分聲波被工件表面反射，反射后由換能器接收，并轉(zhuǎn)換成激勵(lì)信號(hào)傳輸?shù)匠暶}沖激勵(lì)/接收單元，通過單元進(jìn)行信號(hào)處理。另一部分在工件內(nèi)部傳輸，當(dāng)內(nèi)部出現(xiàn)缺陷時(shí)，聲波再次發(fā)生反射，再通過單元形成信號(hào)被接收，從而形成一系列不同傳輸波形，實(shí)現(xiàn)超聲無損檢測(cè)[16]。

圖1 超聲無損檢測(cè)原理圖

1.2 檢測(cè)裝置

本文采用的超聲無損檢測(cè)系統(tǒng)是由德國某公司生產(chǎn)的KSI V400E型超聲無損檢測(cè)設(shè)備，設(shè)備性能參數(shù)見表1，探頭安裝在換能器上，超聲信號(hào)在換能器內(nèi)部傳輸需要經(jīng)過一個(gè)藍(lán)寶石(Al2O3)晶柱及一個(gè)集成在內(nèi)部的聲學(xué)透鏡。超聲探頭發(fā)出30 MHz超聲波，平面波在透鏡與耦合介質(zhì)的界面發(fā)生強(qiáng)烈折射，并在界面處發(fā)生軸向聚焦。透鏡和樣品之間的耦合介質(zhì)主要用于傳播超聲波。換能器安裝在x、y、z三軸移動(dòng)平臺(tái)上，可在三維空間范圍內(nèi)運(yùn)動(dòng)。為了防止檢測(cè)過程中近表面產(chǎn)生掃描盲區(qū)問題，內(nèi)部平臺(tái)采用有機(jī)玻璃。探頭與平臺(tái)之間采用去離子水作為檢測(cè)耦合劑，探頭下沉至水中，距離工件表面約1cm。采用徠卡DMC 4500光學(xué)顯微鏡、科視達(dá)KH-7700三維視屏顯微鏡對(duì)材料表面缺陷形貌進(jìn)行表征。

表1 設(shè)備技術(shù)參數(shù)

1.3 仿真條件

采用ABAQUS有限元仿真軟件針對(duì)不同缺陷尺寸及不同溫度對(duì)材料力學(xué)性能的影響規(guī)律進(jìn)行建模仿真。依據(jù)復(fù)合材料鋪層方案設(shè)定模型相應(yīng)的參數(shù)，對(duì)其進(jìn)行網(wǎng)格劃分和邊界條件的設(shè)置。在仿真建模過程中要考慮鋪層方向的設(shè)定，鋪層方式：[45/90/-45/0]s，如圖2所示。缺陷類型：中心孔直徑3 mm；中心橢圓軸3 mm×7 mm；裂縫0.5 mm×5 mm。在仿真過程中建立相應(yīng)的物理模型，以表示材料失效后的剛度退化特性。根據(jù)以上內(nèi)容建立模型之后，進(jìn)行內(nèi)部有缺陷和無缺陷仿真結(jié)果對(duì)比。在所鋪設(shè)的界面層中手動(dòng)設(shè)定中間界面層，并設(shè)定層間不同缺陷直徑，如圖3所示。

圖2 ABAQUS軟件仿真建模

圖3 復(fù)合材料內(nèi)部缺陷建模

模型中界面層通過插入Cohesive內(nèi)聚力單元來連接兩材料，并模擬裂紋產(chǎn)生和損傷演化?；谀z合力學(xué)理論下Cohesive內(nèi)聚力單元雙線性本構(gòu)模型關(guān)系，即膠合性能曲線如圖4所示。該本構(gòu)模型三角形面積為聚力單元從承受載荷開始至材料失效結(jié)束時(shí)所釋放的能量?；卺尫拍芰克玫降膿p傷演化規(guī)律被定義為模態(tài)獨(dú)立、冪法則、表法則、BK法則這四種模式。仿真中的Cohesive內(nèi)聚力單元基于BK法則模式進(jìn)行損傷演化。使用Cohesive內(nèi)聚力單元內(nèi)的二次名義準(zhǔn)則作為模擬損傷起始準(zhǔn)則。二次名義應(yīng)變準(zhǔn)則如式(1)所示。

(1)

圖4 Cohesive內(nèi)聚力單元雙線性本構(gòu)模型

二次名義應(yīng)力準(zhǔn)則如式(2)所示。

(2)

2 結(jié)果與結(jié)論

2.1 超聲C掃描

首先，采用C-scan模式、低分辨率進(jìn)行快速預(yù)掃描，確定缺陷位置。采用超聲為30kHz，通過調(diào)整掃描探頭和工件之間的距離，使得超聲波在缺陷位置反射出對(duì)應(yīng)的波形。由圖5(a)超聲C掃描波形圖可知，隨著入射波在等離子水介質(zhì)中傳輸?shù)焦ぜ砻妫徊糠纸?jīng)材料表面反射得到表面波；另一部分在材料內(nèi)部傳輸。當(dāng)聲波向下傳輸遇到缺陷時(shí)，由于傳輸介質(zhì)的變化使得聲波發(fā)生二次反射，且形成相應(yīng)的反射波形，稱為底面波。通過對(duì)不同的波形信號(hào)設(shè)定不同的灰度等級(jí)，從而擬合出所檢測(cè)的材料形貌。圖5(b)為掃描后工件單一層面圖形。由于超聲固定頻率條件下檢測(cè)的深度統(tǒng)一，使得工件翹曲部位未得到有效檢測(cè)。

圖5 超聲C掃描檢測(cè)圖

2.2 超聲X掃描

圖6為超聲X掃描圖像，通過X掃描對(duì)工件表面進(jìn)行逐層掃描。復(fù)合材料內(nèi)部主要為纖維及相應(yīng)基體材料，當(dāng)存在氣孔缺陷時(shí)，出現(xiàn)聲波反射現(xiàn)象，會(huì)被聲波明顯識(shí)別出來。由圖6可觀察出，由于材料內(nèi)部材質(zhì)均為固體，掃描圖片顯示顏色較為統(tǒng)一。在一定掃描距離條件下，當(dāng)材料內(nèi)部存在氣孔時(shí)，掃描得到的圖片顯示成白色區(qū)域。這是由于聲波傳輸過程中遇到氣孔，使得傳輸介質(zhì)發(fā)生變化，導(dǎo)致聲波發(fā)生反射。由于接收到的反射聲波發(fā)生的衰減不同，使得聲波轉(zhuǎn)換成圖像不同的灰度值，如圖中出現(xiàn)的白色區(qū)域。

圖6 超聲X掃描檢測(cè)圖

2.3 材料橫截面形貌表征

為確認(rèn)超聲檢測(cè)結(jié)果，結(jié)合晶相顯微鏡、光學(xué)顯微鏡對(duì)材料進(jìn)行形貌表征，如圖7所示。圖7中圖7(a)-圖7(f)分別為超聲掃描和顯微鏡形貌圖。通過圖6可以得出：超聲掃描和顯微鏡表征分別得到材料內(nèi)部不同缺陷的類型、尺寸大小及位置；圖7(a)對(duì)應(yīng)圖6中的氣孔位置，得到氣孔缺陷的形狀類似于橢圓形，與超聲檢測(cè)白色斑點(diǎn)相一致，且得到氣孔到邊緣距離為41.601 mm和37.886 mm；長度約為0.8 mm，如圖7(b)所示。同理，圖7(c)-圖8(f)分別為不同類型缺陷及氣孔位置和尺寸。

圖7 碳纖維復(fù)合材料缺陷類型及形貌表征

3 有限元仿真分析

使用ABAQUS仿真可以較為方便地獲得材料在失效之前缺陷擴(kuò)展情況。根據(jù)碳纖維復(fù)合材料內(nèi)部孔隙、鋪層厚度不均勻、分層缺陷等特征，建立以材料內(nèi)部層間位置不同尺寸孔隙缺陷特征仿真模型，采用Mises準(zhǔn)則作為判斷復(fù)合材料的失效準(zhǔn)則[17]。通過加載力學(xué)仿真可以得出缺陷位置處受到各種載荷條件下的應(yīng)力、應(yīng)變及斷裂圖。層間缺陷仿真結(jié)果如圖8所示。通過對(duì)不同工況下的模型施加載荷，統(tǒng)計(jì)出材料發(fā)生破壞時(shí)載荷大小并繪制出圖像，從而得出層間缺陷尺寸與環(huán)境溫度對(duì)于碳纖維復(fù)合材料各種類型缺陷承載能力的影響。

圖8 材料缺陷處拉伸變形-斷裂仿真圖

圖9為25 ℃～150 ℃溫度條件下的材料拉伸斷裂仿真圖?？梢钥闯鲈谕粶囟认拢牧蠈娱g位置處的不同缺陷直徑對(duì)材料破壞載荷大小總體無較大影響。當(dāng)層間缺陷直徑相同，環(huán)境溫度由25 ℃上升至150 ℃時(shí)，拉伸破壞載荷由25 500 N降低到21 500 N。

圖9 材料橫向拉伸斷裂破壞載荷及仿真圖

圖10為不同溫度下材料壓縮變形曲線及仿真圖，在25 ℃～150 ℃溫度條件下進(jìn)行材料壓縮變形仿真。在25 ℃時(shí)，材料的破壞載荷約13 700 N；在150 ℃時(shí)，材料的載荷約10 300 N。材料隨著溫度的增加，破壞載荷整體呈現(xiàn)降低。對(duì)于同一溫度不同直徑層間缺陷條件下，其破壞載荷無明顯變化，分析原因是層間缺陷平行于材料鋪層平面，因此對(duì)材料的壓縮纖維強(qiáng)度無直接影響，所以材料抗壓能力隨層間缺陷直徑變化未發(fā)生明顯變化。層間缺陷直徑相同時(shí)，材料壓縮破壞載荷隨著材料溫度上升而降低。這是由于溫度升高，材料發(fā)生軟化導(dǎo)致。

圖10 材料壓縮分裂破壞載荷及仿真圖

圖11為沿復(fù)合材料層間方向垂直加載，在不同溫度、不同缺陷直徑條件下產(chǎn)生層間破壞的載荷大小。在25℃～150℃溫度條件下，對(duì)材料進(jìn)行壓縮仿真，隨著載荷的逐漸增加，出現(xiàn)材料分層現(xiàn)象。相同缺陷尺寸情況下，隨著溫度的增加材料的破壞載荷降低。在相同溫度條件下，隨著缺陷尺寸的增加，破壞載荷逐漸降低。在150 ℃時(shí)，缺陷由0 mm增至8 mm，材料破壞載荷由1 447 N降至1 395 N。在25 ℃時(shí)，缺陷由0 mm增至8 mm, 材料破壞載荷由1 415 N降至1 360 N。在同一溫度條件下，復(fù)合材料短梁強(qiáng)度破壞載荷隨著層間缺陷直徑尺寸的增大而降低；在層間缺陷直徑相同時(shí)，材料破壞載荷隨著溫度的上升而提高。從而說明該工件彎曲強(qiáng)度隨著內(nèi)部層間缺陷尺寸增加而下降，隨著材料溫度的上升而提高。這是由于工件在承受彎曲載荷時(shí)，材料鋪層與鋪層之間會(huì)產(chǎn)生滑移，因此界面層內(nèi)需要承受剪切力。載荷大小相同情況下，隨著層間缺陷尺寸的增加，界面層受力區(qū)域減小，使得缺陷邊緣應(yīng)力增加，從而導(dǎo)致界面層更易發(fā)生破壞；而當(dāng)溫度上升時(shí)，界面層韌性增強(qiáng)，斷裂應(yīng)變?cè)龃?，在同等變形程度下更不易失效，材料抗彎曲能力上升?/p>

圖11 材料彎曲分層破壞載荷及仿真圖

圖12為沿復(fù)合材料層間方向端面加載，在不同溫度、不同缺陷直徑條件下產(chǎn)生層間破壞的載荷大小。根據(jù)仿真可以得出，隨著溫度的升高，不同缺陷直徑條件下材料分層破壞載荷增大。在同一溫度條件下，隨著缺陷直徑的增加，破壞載荷呈下降趨勢(shì)。在層間缺陷直徑由2 mm增加至4 mm時(shí)，相同溫度條件下，破壞載荷略微增加，表明材料層間強(qiáng)度有所增強(qiáng)。不同條件下的復(fù)合材料層間拉伸破壞載荷大小不同，材料拉伸破壞曲線及仿真圖如圖13所示。可以得出：在復(fù)合材料內(nèi)部層間缺陷尺寸相同的情況下，層間拉伸破壞載荷隨著溫度的上升而逐漸下降；當(dāng)溫度不變時(shí)，材料層間拉伸破壞載荷隨著層間缺陷尺寸的增大而降低。從而可以說明，層間缺陷尺寸與材料溫度的上升均會(huì)導(dǎo)致復(fù)合材料的層間結(jié)合強(qiáng)度降低。這是由于當(dāng)層間分層缺陷發(fā)生時(shí)，用于連接兩鋪層之間的界面層發(fā)生失效，層間的連接材料減少，從而導(dǎo)致層間強(qiáng)度降低；而當(dāng)溫度上升時(shí)，由于界面層材料自身材料的特性從而導(dǎo)致其自身強(qiáng)度下降，進(jìn)而使得復(fù)合材料層間強(qiáng)度下降[18]。

圖12 材料壓縮分層破壞載荷及仿真圖

圖13 材料縱向拉伸分層破壞載荷及仿真圖

4 結(jié)語

本文對(duì)碳纖維-樹脂基復(fù)合材料進(jìn)行檢測(cè)分析并根據(jù)檢測(cè)層間缺陷的類型和尺寸開展有限元仿真研究，可得出以下幾點(diǎn)結(jié)論：

1)通過超聲無損檢測(cè)技術(shù)對(duì)碳纖維-樹脂基復(fù)合材料進(jìn)行內(nèi)部損傷檢測(cè)，可有效獲得復(fù)合材料內(nèi)部缺陷形狀。

2)超聲C掃描能夠得出缺陷的形狀和位置，超聲X掃描能夠逐層檢測(cè)缺陷，得到缺陷在深度方向上的位置；結(jié)合C掃描、X掃描能夠較好地對(duì)材料內(nèi)部缺陷進(jìn)行可視化檢測(cè)。

3)通過ABAQUS仿真得出，在相同溫度條件下，隨著層間氣孔缺陷尺寸的增加，力學(xué)性能下降。但是，材料沿著水平鋪層方向所承受的壓縮變形載荷的能力無明顯變化。

4)仿真結(jié)果表明，對(duì)于材料內(nèi)部的界面層，復(fù)合材料的承載能力取決于載荷和界面層的方向。在25 ℃～150 ℃范圍內(nèi)，同一溫度條件下,載荷與界面層表面垂直時(shí)，材料斷裂強(qiáng)度隨著層間缺陷的增加逐漸降低。相同缺陷直徑條件下，隨著溫度的增加，材料斷裂強(qiáng)度增加。

5)仿真過程中，垂直與界面層施加拉伸載荷，隨著溫度的增加，拉伸載荷減小較為緩慢；隨著層間缺陷尺寸的增加，拉伸載荷變化較大。在25 ℃時(shí)，由451 N降至225 N。