碳纖維層壓板沖擊損傷形狀與沖擊能量的相關性分析

徐　崢,李昕鈺,周　娥,鄔冠華

(南昌航空大學 無損檢測教育部重點實驗室， 南昌 330063)

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碳纖維層壓板沖擊損傷形狀與沖擊能量的相關性分析

徐崢,李昕鈺,周娥,鄔冠華

(南昌航空大學 無損檢測教育部重點實驗室， 南昌 330063)

摘要：復合材料因其優(yōu)異性能被廣泛應用于航空航天領域，但其受到冰雹、跑道碎石等低速沖擊時易產生損傷，而目視不可見的損傷會大大降低材料的壽命。以碳纖維/樹脂基復合材料層合板為例，通過超聲C 掃描檢測方法獲得損傷尺寸，根據相關性原理分析其損傷面積、最大損傷直徑、損傷長度及損傷寬度等參數與沖擊能量的關系，結果表明：損傷面積可作為描述復合材料沖擊損傷狀態(tài)最合適的損傷參數。

關鍵詞：碳纖維復合材料；損傷參數；沖擊能量；相關性分析

碳纖維增強復合材料(Carbon Fiber Reinforced Polymer/Plastic，簡稱CFRP)是以樹脂、陶瓷、水泥或橡膠等為基體，以碳纖維及其二維編織物為增強體的優(yōu)質復合材料。 CFRP具有比強度高、比模量高、耐高溫、耐腐蝕等優(yōu)點[1],且具有在成型過程中易大面積整體成型且成型穩(wěn)定的特點，因而被廣泛應用于航空航天領域特別是飛機制造業(yè)中 。統(tǒng)計顯示，目前，在大型客機上的使用量已達到15%50%,在小型商務飛機和直升飛機上達到70%80%[2]。

與其他任何材料一樣，CFRP在制造和使用過程中也存在損傷問題。如碳纖維/樹脂基復合材料，在生產和使用過程中，會受到以沖擊損傷為主的損傷，如跑道上濺起的沙石、冰雹與飛鳥的撞擊，掉落的工具與設備的碰撞等引起的損傷。高速沖擊會擊穿層壓板，可通過目視檢測出并進行修補。低速沖擊由于能量較低也稱低能沖擊，易使復合材料產生目視不可見的內部損傷，如基體開裂、分層和纖維斷裂等[3]；這些內部損傷隱蔽性和危害性很大，可能導致層壓結構力學性能嚴重退化，結構剩余強度大幅降低，其中剩余壓縮強度(CAI)下降幅度可達60%以上[4]。所以對其損傷規(guī)律和損傷阻抗的研究成為碳纖維復合材料結構研制、設計與質量檢驗的重大課題，受到國內外的廣泛關注。

筆者對飛機結構中單向鋪層碳纖維層壓板進行了沖擊試驗，并使用超聲C掃描檢測方法獲取沖擊損傷缺陷C掃圖，測量記錄了損傷面積、最大損傷直徑、損傷長度、損傷寬度4種參數，并利用相關性原理對各參數與沖擊能量間的規(guī)律進行了分析。

1碳纖維層壓結構及其低能沖擊試驗

1.1碳纖維復合材料層壓板結構

主要分析對象是單向鋪層碳纖維/樹脂基復合材料層壓板，其外形尺寸(長×寬×厚)為150 mm×100 mm×3.11 mm，單向鋪層示意如圖1所示。

圖1　CFRP層壓板單向鋪層示意

單向鋪層碳纖維/樹脂基復合材料層壓板鋪層順序為[45/0/-45/90/45/0/-45/90]s(編號是鋪層的方向,s表示對稱鋪設)，即以中心對稱鋪設的16層層壓板。

圖2　落錘沖擊試驗機外觀

1.2沖擊試驗

應用于航空零部件的碳纖維復合材料多承受來自冰雹、設備撞擊和人力踩踏等沖擊源產生的沖擊，這些沖擊現象類似于自由落體，故文章選擇的沖擊試驗設備為自行研制的落錘沖擊試驗機(見圖2)。沖擊頭形狀為半球狀，球頭直徑16 mm，材料為經過熱處理的45鋼。落錘高度可調，通過控制落錘的高度達到所需沖擊能量，計算機自動記錄保存相關數據。試驗對試件進行了多種不同能量的沖擊試驗。

1.3沖擊損傷目視檢測結果

目視檢測各典型試件的外觀損傷情況，檢查結果表明：在某些沖擊能量等級下，沖擊點表面出現了深淺不一的近圓形表面凹坑，在凹坑的邊緣處可以觀察到有少量的纖維斷裂現象；部分沖擊試件背部表面則產生了沿著外層纖維鋪設方向的基體開裂和少量纖維斷裂，裂紋以±45°方向為主(“+”或“-”取決于試件最外層鋪設角度)，且背面損傷面積大于正面。而某些能量等級沖擊下，試件表面并未發(fā)現明顯缺陷特征[5]。部分試件受沖擊損傷后前后表面的損傷形貌如圖3所示。

圖3　部分沖擊試件的目視檢測結果

從圖3(a)、(b)中幾乎看不到試樣表面(正面與背面)的沖擊損傷;但從圖3(c)、(d)中可清晰地看出，因沖擊載荷作用，在復合材料試樣表面與內部均產生了非常明顯的損傷。可見，只有當沖擊能量足夠大而使得材料前表面出現明顯的凹坑時，目視檢測方法才能識別材料內部的沖擊損傷；當沖擊能量很小不足以使材料前表面發(fā)生破損時，簡單的目視檢測方法對于確定不易識別的層壓板的內部沖擊損傷是無能為力的[6]。

2碳纖維復合材料層壓板超聲水浸C掃描檢測

2.1碳纖維復合材料層壓板沖擊損傷C掃描結果

圖4　C1系列鋪層板最外層損傷形貌

所采用的設備是試驗室自主研發(fā)的超聲C掃描自動檢測系統(tǒng)，該系統(tǒng)后期信號提取與處理、成像與存儲等采用集數據分析、成像功能于一體的交互式軟件EVA實現。對所有層壓板進行100%超聲水浸C掃描檢測，通過EVA成像與數據處理平臺結合自定義程序將超聲C掃描數據沿深度方向剖開，可觀察不同鋪層的損傷形貌;其原理是通過工件總厚度及鋪層數計算出復合材料層壓板單一鋪層厚度，將C掃描記錄下的工件超聲回波數據按鋪層厚度截取并以該截面回波幅值成像[7]，得到每層形貌如圖4所示。此層壓板為對稱鋪設，一共16層(從上至下總共16層,上面8層與下面8層對稱)，結果顯示，C掃描圖上顯示較明顯的沖擊損傷缺陷，與目視觀察的結果相比，沖擊損傷面積明顯增大，層壓板內部的損傷逐步擴展，不同鋪層方式的層壓板損傷形貌各不相同。C掃描損傷投影區(qū)域長軸與最外層鋪設角度一致。

2.2沖擊損傷參數測量

通過EVA成像與數據處理平臺結合自定義程序將超聲C掃描數據提取出來，并按照相關規(guī)定利用IMAGEJ軟件計算并統(tǒng)計出各受沖擊試件的損傷尺寸，包括損傷面積、最大損傷直徑、損傷長度、損傷寬度，其測量方法如圖5所示：水平方向為0°纖維方向，沿著該方向的損傷尺寸為損傷長度。垂直方向為90°纖維方向，沿著該方向的損傷尺寸為損傷寬度。順時針45°方向為45°纖維方向，逆時針45°方向為-45°纖維方向;由于基體裂紋一般產生于該方向，是損傷區(qū)域中兩點之間最遠的距離，所以沿著該方向的損傷尺寸為最大損傷直徑。

圖5　沖擊損傷范圍測量示意

3超聲C掃描結果分析及相關性分析

3.1超聲C掃描結果分析

現對受不同沖擊能量的單向鋪層層壓板C掃描后，進行逐層分析，測量記錄各層沖擊損傷參數。通過Origin軟件，得到不同沖擊能量下層壓板層數與各個沖擊損傷參數的關系曲線，如圖6所示。

圖6　不同能量下層壓板各層沖擊損傷參數的對比曲線

由圖6(a)、(b)可知，對于單向鋪層層壓板，損傷面積和最大損傷直徑隨著沖擊能量的增大而增大，但在離受沖擊面較近的鋪層，損傷面積和損傷直徑相差很小，無法體現這一規(guī)律，而在離沖擊背面最近的2～3層中可以很明顯的看出此規(guī)律。由圖6(c)、(d)可知，損傷長度和損傷寬度在一定程度上能反應層壓板各層沖擊損傷情況，但是效果并不明顯，尤其是對層壓板離沖擊背面最近的2～3層的測量更無法有效體現層壓板的實際損傷情況。

根據以上分析可知，對于單向鋪層板，離沖擊背面較近的2～3層可以較好地體現沖擊能量與沖擊損傷的關系。這是因為在沖擊載荷作用下，層壓結構中樹脂和纖維共同抵抗沖擊，其實質是以彈性形變或者基體裂紋和層間分層等損傷破壞形式吸收沖擊能量。層壓板各層離沖擊背面越近，損傷面積越大，最大損傷直徑也越大，更能體現受沖擊損傷情況。因此，選取離沖擊背面最近一層進行研究分析。

3.2沖擊損傷參數相關性分析

對全部24塊受沖擊后單向鋪層層壓板離沖擊背面最近的一層進行測量，記錄四項損傷參數，得到該層能量與各個沖擊損傷參數的關系曲線，如圖7所示。

圖7　離沖擊背面最近一層層壓板的損傷參數與沖擊能量的關系曲線

由圖7得到的數據結果，基于相關性原理，通過SPSS軟件對超聲C掃描結果進行相關性分析，分別求得離沖擊背面最近一層單向鋪層層壓板沖擊能量與4種損傷參數的相關性(采樣數均為24)，如表1所示。表1中★★表示顯著性水平小于0.01，★表示顯著性水平小于0.05。

由表1可知，沖擊損傷面積與沖擊能量有較大的相關性，在小于0.01水平(雙側)上顯著相關，其相關系數最大，為0.877；最大損傷直徑、損傷長度與能量之間的相關系數稍低，分別為0.856和0.677，且在小于0.01水平(雙側)上顯著相關；而損傷寬度與沖擊能量的相關系數最小，相關系數為0.383，相關性不顯著，顯著性水平為0.065。通過比較可知，損傷面積與沖擊能量的線性相關關系最顯著。

表1單向鋪層層壓板沖擊能量與

4種損傷參數的相關性

相關性分析損傷參數面積最大損傷直徑損傷長度損傷寬度Pearson相關性0.877★★0.856★★0.677★★0.383★顯著性(雙側)0.0000.0000.0000.065

4結論

(1) 將超聲C掃描檢測用于受沖擊的碳纖維/樹脂基復合材料層壓板的檢測，可以獲得受沖擊損傷層壓板各層損傷形貌，并能夠獲取損傷面積、最大損傷直徑、損傷長度和損傷寬度等尺寸。

(2) 對比單向鋪層層壓板在不同能量沖擊載荷作用下的損傷參數，發(fā)現層壓板各層離沖擊背面越近損傷越嚴重，同時也最能體現沖擊能量與沖擊損傷的關系。

(3) 基于相關性原理對比各損傷參數與沖擊能量的關系，發(fā)現損傷面積是最適合評價碳纖維層壓板抗沖擊損傷能力的損傷參數。

參考文獻:

[1]許麗丹,王瀾. 碳纖維增強樹脂基復合材料的應用研究[J]. 塑料制造,2007,1(2):81-85.

[2]王春凈,代云霏.碳纖維復合材料在航空領域的應用研究[J].機電產品開發(fā)與創(chuàng)新,2010, 23(02):14-15.

[3]王丹. 碳纖維/樹脂基復合材料沖擊損傷無損檢測工藝研究[D].南昌:南昌航空大學,2011.

[4]MIL-A-87221Military specification aircraft structure general specification[S].

[5]范金娟，趙旭，程小全.復合材料層合板低速沖擊后壓縮損傷特征研究[J].失效分析與預防，2006，1(2)：33-35.

[6]顧國慶，王開福.復合材料層合板低速沖擊損傷激光散斑干涉無損檢測研究[J].應用激光， 2012，32(6):526-530.

[7]劉松平，郭恩明. 復合材料深度方向超聲C掃描檢測技術[J].無損檢測，2001,23(1)：13-15.

Correlation Analysis on the Impact Damage Shape and Impact Energy for Carbon Fiber Laminate

XU Zheng , LI Xin-yu, ZHOU E, WU Guan-hua

(Key Laboratory of Nondestructive Testing (Ministry of Education), Nanchang Hangkong University, Nanchang 330063, China)

Abstract：Composite material has been widely applied in fields of aeronautics and astronautics because of its excellent performance, but it is very sensitive to low speed impact injury such as the hail, the runway debris and drop hammer. Visually invisible damage will greatly reduce the material life. In this paper, carbon fiber/resin matrix composite laminated plate was taken for example, and the damage size was obtained by ultrasonic C scan detection method. According to the principle of correlation, the relationship between the damage area, the maximum damage diameter, the length of damage and the width of the impact energy is analyzed. The results show that the damage area can be used to describe the most appropriate damage parameters for composite impact damage.

Key words:Carbon fiber composite; Damage parameter; Impact energy; Correlation analysis

中圖分類號：TG115.28

文獻標志碼：A

文章編號：1000-6656(2016)04-0006-04

DOI:10.11973/wsjc201604002

作者簡介：徐崢(1990-)，男，碩士研究生，主要從事超聲檢測技術的研究。通信作者： 徐崢，E-mail:279341138@qq.com。

收稿日期：2015-06-29