張鐵純, 楊晨晨, 王 軒, 周春蘋

（1．中國民航大學(xué) 航空工程學(xué)院, 天津 300300；2．航空工業(yè)濟(jì)南特種結(jié)構(gòu)研究所 高性能電磁窗航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室, 濟(jì)南250023）

玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料具有輕質(zhì)、比強(qiáng)度和比剛度高、透波性好等優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域，如機(jī)載雷達(dá)罩、整流罩等部位[1]。這些結(jié)構(gòu)部位主要受變化的局部空氣動(dòng)力載荷作用，經(jīng)常處于壓-壓交變受力狀態(tài)。因此，系統(tǒng)研究玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料的壓-壓疲勞性能，了解其疲勞損傷規(guī)律，對于玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的進(jìn)一步應(yīng)用尤為重要。

目前，Wang 等[2]研究了玻璃纖維環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料的拉-拉疲勞行為，揭示了不同應(yīng)力水平下復(fù)合材料的疲勞損傷機(jī)理。Singh 等[3]對玻璃纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料層合板在[0o/90o]、[±15o]、[±30o]和[±45o]鋪層角度下進(jìn)行拉-拉疲勞研究，結(jié)果表明：鋪層取向?qū)ζ谑Ｊ接酗@著影響；疲勞載荷作用下剛度呈現(xiàn)3 階段衰退規(guī)律。Zhang 等[4]提出了纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的疲勞損傷模型，該模型描述了不同應(yīng)力比下任意纖維取向的離軸單向纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合板的疲勞損傷累積和疲勞壽命。Movahedi-Rad 等[5]研究了玻璃纖維環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料層合板的拉-拉疲勞行為，發(fā)現(xiàn)在高應(yīng)力水平下，試件在較短的壽命內(nèi)發(fā)生纖維拔出失效；由于無界區(qū)域大的摩擦，能量耗散隨著循環(huán)次數(shù)和疲勞應(yīng)力水平的增加而增加。Brunbauer等[6]研究了纖維體積分?jǐn)?shù)對玻璃纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料疲勞損傷機(jī)制的影響，發(fā)現(xiàn)纖維體積分?jǐn)?shù)不會(huì)顯著影響拉-壓疲勞實(shí)驗(yàn)中的疲勞強(qiáng)度。Manjunatha 等[7]對玻璃纖維混合環(huán)氧樹脂和純環(huán)氧樹脂兩種復(fù)合材料分別進(jìn)行了拉-拉疲勞實(shí)驗(yàn)，結(jié)果發(fā)現(xiàn)混合環(huán)氧樹脂復(fù)合材料疲勞壽命比純環(huán)氧樹脂復(fù)合材料高6～10 倍。Malpot等[8]研究了玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料的拉-拉疲勞性能，利用S-N曲線評估了三種疲勞壽命模型的材料參數(shù)，通過掃描電子顯微鏡觀察到纖維基體脫粘、富脂區(qū)基體裂紋和分層現(xiàn)象。Vieille 等[9]在高于玻璃化轉(zhuǎn)變溫度的溫度下，研究了塑性和黏性效應(yīng)對纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層壓板拉-拉疲勞行為的影響。Liu 等[10]對玻璃纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料進(jìn)行了拉-拉疲勞實(shí)驗(yàn)研究，利用不同預(yù)測模型對玻璃纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料疲勞壽命進(jìn)行建模，結(jié)果表明實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)與指定參數(shù)的模型吻合較好。郭霞等[11]通過對復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的拉-拉疲勞特性進(jìn)行實(shí)驗(yàn)研究，采用載荷-壽命曲線疲勞壽命預(yù)測方法擬合得到疲勞壽命預(yù)測模型。程小全等[12]研究了纖維增強(qiáng)復(fù)合材料疲勞壽命預(yù)測及損傷分析模型，討論了疲勞壽命模型、唯象模型和漸進(jìn)損傷模型的發(fā)展趨勢。陳基偉等[13]針對纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料提出了一種剩余剛度概率模型，所提出的模型可以較好地描述實(shí)驗(yàn)結(jié)果。李鵬揚(yáng)等[14]建立了能準(zhǔn)確描述拉-拉疲勞載荷下復(fù)合材料的塑性變形能與材料發(fā)熱所消耗的耗散能之和的量化模型，通過疲勞實(shí)驗(yàn)對所建立模型的合理性進(jìn)行驗(yàn)證。Keller 等[15]研究了載荷中斷對玻璃纖維環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料層合板拉-拉疲勞行為的影響，通過施加間斷疲勞載荷，每次加載中斷后，由于黏彈性聚合物基體的恢復(fù)，剛度部分恢復(fù)，每次加載模塊開始時(shí)重復(fù)的材料硬化延遲了裂紋的擴(kuò)展，裂紋鈍化進(jìn)一步延遲了損傷增長，增加了材料的損傷累積能力，間斷疲勞加載的試件與連續(xù)加載的試件相比表現(xiàn)出更長的疲勞壽命。

分析上述文獻(xiàn)可知，平紋編織復(fù)合材料層合板壓-壓疲勞研究較少，主要原因是目前國內(nèi)外還缺少統(tǒng)一的層合板壓-壓疲勞實(shí)驗(yàn)標(biāo)準(zhǔn)。本工作基于ASTM 層合板靜態(tài)壓縮標(biāo)準(zhǔn)開展玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料層合板靜態(tài)壓縮性能和壓-壓疲勞性能實(shí)驗(yàn)研究，考慮不同峰值載荷下的疲勞行為，分析疲勞過程中玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料的剛度退化、能量耗散、循環(huán)蠕變與循環(huán)軟化，結(jié)合掃描電子顯微鏡對試件斷口形貌進(jìn)行觀察，揭示其在靜態(tài)壓縮載荷與循環(huán)載荷作用下的損傷演化機(jī)理。

1 實(shí)驗(yàn)方法

參考ASTM D-6641/D-6641M-09 標(biāo)準(zhǔn)，對玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料層合板進(jìn)行靜態(tài)壓縮和壓-壓疲勞性能測試，試件采用7781 E 型玻璃纖維預(yù)浸料和3M PR381 環(huán)氧樹脂制成，尺寸和形狀如圖1 所示。靜態(tài)壓縮與壓-壓疲勞實(shí)驗(yàn)在Instron 8801 電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)上完成，實(shí)驗(yàn)矩陣如表1 所示。靜態(tài)測試加載速度為1.2 mm?min-1。疲勞測試選取應(yīng)力比R=10，最大應(yīng)力循環(huán)周次為106，采用應(yīng)力控制加載，加載頻率為4 Hz，波形為正弦波，采用8 級載荷水平進(jìn)行S-N曲線測試，實(shí)驗(yàn)環(huán)境為室溫、干態(tài)。采用S-3400N 掃描電子顯微鏡對試件斷口進(jìn)行微觀形貌分析。

圖1 試件尺寸和形狀Fig. 1 Size and shape of test piece

表1 實(shí)驗(yàn)矩陣Table 1 Experimental matrix

2 結(jié)果分析與討論

2.1 靜態(tài)壓縮強(qiáng)度

靜態(tài)壓縮實(shí)驗(yàn)結(jié)果如表2 所示。由表2 可以看出，玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料層合板平均壓縮強(qiáng)度σa為357.83 MPa，壓縮強(qiáng)度變異系數(shù)為2.7%，在工程的可接受范圍內(nèi)。

表2 靜態(tài)壓縮實(shí)驗(yàn)結(jié)果Table 2 Static compression test results

2.2 失效模式

圖2 為試件失效模式。從圖2 可以看出，靜態(tài)壓縮（圖2（a））失效模式屬于ASTM 標(biāo)準(zhǔn)試件（圖2（b））可接受的失效模式中的一種，說明靜態(tài)壓縮實(shí)驗(yàn)的有效性。疲勞試件（圖2（c））具有與靜態(tài)壓縮試件（圖2（a））相同的失效模式。

圖2 試件失效模式 （a）靜態(tài)壓縮；（b）ASTM 標(biāo)準(zhǔn)；（c）壓-壓疲勞Fig. 2 Failure modes of specimens （a）static compression；（b）ASTM standard；（c）compression-compression fatigue

2.3 S-N曲線

壓-壓疲勞實(shí)驗(yàn)結(jié)果如表3 所示。S-N曲線由不同載荷水平下疲勞測試得到。其中，條件疲勞極限利用升降法獲得，采用成組法描述S-N曲線有限壽命區(qū)[16]。表3 中，試件編號為P-1 和P-2 兩個(gè)試件用來確定升降法中第一個(gè)有效數(shù)據(jù)。試件編號為P-3 至P-15 共13 個(gè)數(shù)據(jù)為升降法獲得的有效數(shù)據(jù)，根據(jù)式（1）來確定條件疲勞極限。

表3 壓-壓疲勞實(shí)驗(yàn)結(jié)果Table 3 Compression-compression fatigue test results

圖3 確定條件疲勞極限的升降圖Fig. 3 Lifting figure for determining conditional fatigue limit

N(Smax?S0)H=C(4)

式中：S0為理論疲勞極限；H、C為待定常數(shù)；Smax為峰值應(yīng)力；N為疲勞壽命。

圖4 為采用雙加權(quán)最小二乘法擬合的S-N曲 線。計(jì) 算 得 到H=0.781，C=2.92415×105，S0=237.64 MPa?？梢钥闯?，擬合的S-N曲線通過了疲勞實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的95%置信區(qū)間，因而具有較高的可信度。擬合的S-N曲線獲得的疲勞極限與通過升降法獲得的疲勞極限大小相差0.26%。

圖4 玻璃纖維平紋編織復(fù)合材料層合板S-N曲線Fig. 4S-Ncurve of glass fiber plain woven composite lamin ates

2.4 剛度退化與能量耗散

采用遲滯回線割線模量來表征試件在循環(huán)載荷作用下的剛度變化，每個(gè)循環(huán)周期的遲滯回線面積大小代表該循環(huán)周期能量耗散大小。典型遲滯回線相關(guān)定義如圖5 所示。圖6 分別給出了-10 kN和-8.4 kN 峰值載荷作用下，試件在不同循環(huán)次數(shù)下的遲滯回線示意圖。從圖6 可以看出，隨著循環(huán)次數(shù)的增加，遲滯回線發(fā)生了移動(dòng)。在循環(huán)載荷作用下，試件產(chǎn)生的永久性損傷或塑性變形導(dǎo)致遲滯回線發(fā)生移動(dòng)[3]。另外，試件遲滯回線的割線模量逐漸減小。其他峰值載荷下的試件遲滯行為相似。

圖5 典型遲滯回線相關(guān)定義Fig. 5 Typical hysteresis loop related definition

圖6 不同循環(huán)次數(shù)下遲滯回線示意圖 （a）-10 kN 峰值載荷；（b）-8.4 kN 峰值載荷Fig. 6 Schematic diagram of hysteresis loops with different cycles （a）-10 kN peak load；（b）-8.4 kN peak load

圖7 為各峰值載荷作用下試件由第一個(gè)循環(huán)周期的剛度E1歸一化的疲勞剛度EN/E1與歸一化疲勞壽命N/Nf的關(guān)系，橫坐標(biāo)中的N為當(dāng)前循環(huán)壽命，Nf為疲勞壽命。從圖7 可以看出，無論峰值載荷多大，剛度退化都遵循相似的模式。在疲勞壽命的前10%期間，剛度急劇下降，且高峰值載荷下的剛度下降幅度較大，低峰值載荷下的剛度下降幅度較?。黄趬勖?0%以后剛度下降幅度很小，直至所有試件發(fā)生失效。在循環(huán)加載初期，剛度的顯著變化歸因于試件早期更大的損傷形成和增長[5]。

圖7 不同峰值載荷作用下歸一化疲勞剛度EN/E1與歸一化疲勞壽命N/Nf的關(guān)系Fig. 7 Curves ofEN/E1（normalized fatigue stiffness）vs N/Nf（normalized fatigue life） under different peak loads

圖8 為不同峰值載荷作用下試件在第一次循環(huán)、25%、50%、75%循環(huán)次數(shù)和最后一次循環(huán)下的遲滯能量耗散。由圖8 不難發(fā)現(xiàn)，隨著循環(huán)次數(shù)的增加，各峰值載荷下的能量耗散逐漸增加，即遲滯回線面積逐漸增加，這主要因?yàn)閾p傷的增長使得試件內(nèi)部摩擦增加，進(jìn)而導(dǎo)致熱能耗散增加[18]。Meneghetti 等[19]在對玻璃纖維增強(qiáng)聚丙烯復(fù)合材料進(jìn)行拉-壓疲勞研究時(shí)，也發(fā)現(xiàn)能量耗散隨著循環(huán)次數(shù)的增加而增加。摩擦的大小取決于裂紋尺寸大小，隨著循環(huán)次數(shù)的增加和高峰值載荷作用，裂紋尺寸更大。此外，試件內(nèi)部裂紋間的內(nèi)耗也會(huì)引起能量耗散[5]。在疲勞壽命的前25%，各峰值載荷下的能量耗散增加幅度較大。而在此之后的壽命中，能量耗散增加幅度較緩慢。與其他峰值載荷作用下相比，低峰值載荷作用下的試件在疲勞壽命的前25%，能量耗散增加幅度較小。

圖8 不同峰值載荷作用下試件在不同循環(huán)次數(shù)下的遲滯能量耗散Fig. 8 Hysteretic energy loss of test piece under different peak loads and different cycle numbers

2.5 循環(huán)蠕變與循環(huán)軟化

從圖6 可以看出，隨著循環(huán)次數(shù)的增加，試件的遲滯回線發(fā)生了移動(dòng)。圖9 為不同峰值載荷作用下試件第一次平均循環(huán)位移和當(dāng)前平均循環(huán)位移的差值Δlav與歸一化疲勞壽命N/Nf的變化關(guān)系。正如圖9 所觀察到的，無論峰值載荷多大，Δlav變化都遵循相似的模式。在疲勞壽命的前20%期間，Δlav急劇增加，這說明在循環(huán)初期，遲滯回線發(fā)生了移動(dòng)，且移動(dòng)幅度較大，試件表現(xiàn)出強(qiáng)烈的循環(huán)蠕變現(xiàn)象，隨后逐漸減弱，并趨于穩(wěn)定。循環(huán)初期試件的損傷或塑性變形導(dǎo)致遲滯回線發(fā)生移動(dòng)[3]。此外，隨著循環(huán)次數(shù)的增加，-10 kN、-9.5 kN 峰值載荷作用下的試件表現(xiàn)出大的平均循環(huán)位移。由于基體的黏彈性變形，高峰值載荷作用下的試件表現(xiàn)出明顯的循環(huán)蠕變現(xiàn)象[5]。

圖9 不同峰值載荷作用下Δlav（第一次平均循環(huán)位移和當(dāng)前平均循環(huán)位移的差值）與N/Nf（歸一化疲勞壽命）的關(guān)系曲線Fig. 9 Curves of Δlav（difference between the first average cyclic displacement and the current average cyclic displacement）vs N/Nf（normalized fatigue life）under different peak loads

圖10 為不同峰值載荷作用下試件同一循環(huán)最大循環(huán)位移與最小循環(huán)位移的差值Δl與初期循環(huán)壽命（前250 次）的變化關(guān)系。從圖10 可以看出，不同峰值載荷作用下，循環(huán)初期試件的循環(huán)位移不斷增加，即存在循環(huán)軟化行為，高峰值載荷作用下的試件循環(huán)軟化行為表現(xiàn)得比較強(qiáng)烈，低峰值載荷作用下的試件循環(huán)軟化行為表現(xiàn)得不明顯，隨著循環(huán)次數(shù)的增加，試件的循環(huán)軟化行為逐漸減弱，并趨于穩(wěn)定。

圖10 不同峰值載荷作用下試件同一循環(huán)最大循環(huán)位移與最小循環(huán)位移的差值Δl與初期循環(huán)壽命N的關(guān)系Fig. 10 Curves of Δl（difference between the maximum and minimum cyclic displacements of the same cycle）vs N（the initial cycle life）under different peak loads

2.6 剩余載荷

對達(dá)到最大應(yīng)力循環(huán)周次（106）的試件（P-4、P-5、P-6、P-8、P-9、P-14、P-15），進(jìn)行剩余載荷測試，結(jié)果見表3。圖11 為試件靜態(tài)壓縮載荷-位移曲線與疲勞測試后剩余載荷-位移曲線對比圖。從圖11 可以看出，試件剩余載荷-位移曲線線性段的斜率明顯大于靜態(tài)壓縮載荷-位移曲線線性段斜率。這表明試件經(jīng)過循環(huán)載荷作用后抵抗變形能力得到了增強(qiáng)。試件經(jīng)過循環(huán)載荷作用達(dá)到最大應(yīng)力循環(huán)周次后，疲勞實(shí)驗(yàn)停止，由于短暫的停止，損壞的黏彈性基體導(dǎo)致裂紋鈍化，裂紋尖端開裂區(qū)的局部應(yīng)力強(qiáng)度顯著降低[15]，從而延遲了裂紋擴(kuò)展。再次進(jìn)行剩余載荷測試時(shí)，增加了材料的斷裂韌度[20-22]。材料斷裂韌度的增加和裂紋鈍化，使得剛度退化顯著延遲，損傷累積能力增加[15]。這就是試件剩余載荷-位移曲線線性段的斜率大于靜態(tài)壓縮載荷-位移曲線線性段斜率的原因。圖12 為不同加載條件下的破壞位移分布。從圖12 可以看出，循環(huán)載荷下的破壞位移遠(yuǎn)小于靜態(tài)壓縮載荷下的破壞位移，循環(huán)加載后試件的剩余載荷略高于靜態(tài)極限載荷。剩余載荷下的破壞位移略低于靜態(tài)極限載荷下的破壞位移。由于循環(huán)加載后部分試件的剩余載荷與靜態(tài)極限載荷相接近，當(dāng)加載到極限載荷時(shí)，經(jīng)過循環(huán)加載試件抵抗變形能力提高，對應(yīng)剩余載荷下的破壞位移小于靜態(tài)極限載荷下的破壞位移。

圖11 載荷-位移曲線Fig. 11 Load-displacement curves

圖12 不同加載條件下的破壞位移Fig. 12 Failure displacements under different loading condi tions

2.7 斷口形貌

圖13 和圖14 為試件斷口微觀組織形貌掃描電鏡照片。其中圖13（a）～（f）為靜態(tài)壓縮試件斷口形貌；圖14（a）和（b）為試件在-8.5 kN 峰值載荷作用下循環(huán)85899 次發(fā)生疲勞破壞后的斷口形貌；圖14（c）和（d）為剩余載荷試件的斷口形貌；圖14（e）和14（f）是試件在-9.0 kN 峰值載荷作用下循環(huán)714239 次發(fā)生疲勞破壞后的斷口形貌?？梢钥闯?，靜態(tài)壓縮斷口（圖13（a））與疲勞斷口（圖14（a））可清晰觀察到纖維被拉出，當(dāng)裂紋擴(kuò)展時(shí)，纖維和基體之間強(qiáng)黏附性導(dǎo)致纖維的更多損傷[23]。另外，纖維斷裂的橫截面是平的，可以證明玻璃纖維斷裂為脆性斷裂。靜態(tài)壓縮斷口（圖13（d））與剩余載荷試件斷口（圖14（c））中存在纖維的明顯剝離，裂紋擴(kuò)展引起的張力使得纖維發(fā)生破壞，產(chǎn)生許多碎片纖維。由于良好的黏附性而存在更多碎片纖維，意味著更多的能量被纖維吸收[23]。圖13（b）和（c）中可清晰地觀察到纖維/基體界面脫粘現(xiàn)象，圖14（b）也觀察到了這一現(xiàn)象。圖13（e）為環(huán)氧樹脂的斷裂表面，可明顯看到基體開裂現(xiàn)象，疲勞斷口（圖14（b））也發(fā)現(xiàn)了基體開裂現(xiàn)象。當(dāng)循環(huán)載荷峰值低于疲勞極限時(shí)，沿載荷方向在纖維束之間形成微裂紋，產(chǎn)生大量拉脫松散的纖維（圖14（d）），隨著循環(huán)次數(shù)的增加，試件斷口表面呈現(xiàn)為帶有損傷纖維的塊狀圖案（圖14（d））。這表明，循環(huán)載荷會(huì)在纖維與基體之間的界面上形成微裂紋，當(dāng)界面強(qiáng)度在循環(huán)加載降低時(shí)，材料結(jié)構(gòu)發(fā)生顯著變化，纖維發(fā)生斷裂[24]。此外，靜態(tài)壓縮斷口（圖13（f））與疲勞斷口（圖14（e）和（f））還觀察到了明顯的分層損傷，與疲勞斷口相比，靜態(tài)壓縮斷口表現(xiàn)出較大的分層損傷。

圖13 靜態(tài)壓縮試件斷口形貌 （a）纖維拉出；（b）、（c）纖維/基體脫粘；（d）纖維脫落；（e）基體開裂；（f）分層Fig. 13 Fracture morphologies of static compression test pieces （a）fiber pull-out；（b），（c）fiber/matrix debonding；（d）fiber peeling；（e）matrix cracking；（f）delamination

圖14 疲勞試件斷口形貌 （a）纖維拉出；（b）纖維/基體脫粘、基體開裂；（c）纖維脫落；（d）松散的纖維；（e）、（f）分層Fig. 14 Fracture morphologies of fatigue test pieces （a）fiber pull-out；（b）fiber/matrix debonding，matrix cracking；（c）fiber peeling；（d）loose fibers；（e），（f）delamination

3 結(jié)論

（1）試件條件疲勞極限為平均靜態(tài)壓縮強(qiáng)度的66.3%。隨著循環(huán)次數(shù)的增加，層合板剛度逐漸下降，在壽命的前10%期間，剛度急劇下降，且高峰值載荷作用下，剛度下降幅度較大，低峰值載荷作用下，剛度下降幅度較小。

（2）隨著循環(huán)次數(shù)的增加，各峰值載荷下的能量耗散逐漸增加；在壽命的前25%，各峰值載荷下的能量耗散增加幅度較大。而在此之后的壽命中，能量耗散增加幅度較緩慢。

（3）在循環(huán)加載初期，無論峰值載荷多大，層合板都表現(xiàn)出強(qiáng)烈的循環(huán)蠕變現(xiàn)象；高峰值載荷作用下，層合板表現(xiàn)出強(qiáng)烈的循環(huán)軟化行為，隨著循環(huán)次數(shù)增加，層合板循環(huán)軟化行為逐漸減弱，并趨于穩(wěn)定。

（4）經(jīng)過循環(huán)加載層合板抵抗變形能力得到了增強(qiáng)。層合板斷口觀察到了基體開裂、纖維/基體界面脫粘、纖維斷裂和分層四種失效模式。與疲勞斷口相比，靜態(tài)壓縮斷口表現(xiàn)出較大的分層損傷。