含裂口損傷復(fù)合材料層合板拉伸試驗(yàn)及數(shù)值模擬分析*

陳 娟， 王 星

（1.中航通用飛機(jī)研究院有限責(zé)任公司，珠海 519040；2.西北工業(yè)大學(xué)力學(xué)與土木建筑學(xué)院，西安710129）

復(fù)合材料由于具有比強(qiáng)度高、比剛度高、抗振、抗疲勞、破損安全性好、耐熱性和成型工藝性好等優(yōu)點(diǎn)，在現(xiàn)代航空結(jié)構(gòu)中得到了越來(lái)越廣泛的應(yīng)用[1]。其主要應(yīng)用于雷達(dá)罩、垂尾、平尾、機(jī)翼、整流罩、腹鰭、內(nèi)部接頭和座艙蓋、輪艙蓋等部位[2]。目前，在航空領(lǐng)域，先進(jìn)軍用飛機(jī)的主承力構(gòu)件上已廣泛使用復(fù)合材料，所占比重達(dá)25%左右，直升機(jī)已達(dá)到60%，無(wú)人機(jī)則高達(dá)80%；航天方面，先進(jìn)復(fù)合材料問(wèn)世后已被大量運(yùn)用于導(dǎo)彈、火箭、航天飛機(jī)和衛(wèi)星結(jié)構(gòu)上[3]。可見(jiàn)，復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的需求及發(fā)展極具前景。

但是復(fù)合材料有其固有缺點(diǎn)，在實(shí)際應(yīng)用中發(fā)現(xiàn)，由于完全不同于金屬的組織結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的抗沖擊阻抗、抗沖擊韌性低[4]。受低速?zèng)_擊后的復(fù)合材料的損傷不像金屬一樣呈現(xiàn)在表面，而是隱藏于結(jié)構(gòu)的內(nèi)部[5]。這些不可見(jiàn)的損傷可引起材料強(qiáng)度的急劇下降，它們往往出現(xiàn)在制造、修理、維護(hù)中[6]。飛機(jī)在服役期間受損是難免的，研究飛機(jī)的損傷問(wèn)題很有必要[7]。在航空領(lǐng)域，飛行器中的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件不可避免地會(huì)受到飛鳥(niǎo)、冰雹等低速?zèng)_擊，發(fā)生不可見(jiàn)的內(nèi)部分層損傷，最終導(dǎo)致結(jié)構(gòu)強(qiáng)度的急劇降低，直接威脅到飛行器的使用安全[8]。

纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)的損傷失效在工程領(lǐng)域中占據(jù)重要的地位，對(duì)于層合板的損傷模擬分析，使用的方法比較廣泛。Tan[9]在研究中考慮了纖維和基體破壞兩種模式，提出二維逐漸失效模型，基體破壞采用 Tsai-Wu 準(zhǔn)則來(lái)判斷，通過(guò)一個(gè)退化因子來(lái)實(shí)現(xiàn)材料性能退化，因子的取值范圍為0～1，但該取值在工程實(shí)際應(yīng)用中難以進(jìn)行測(cè)定。Chang等[10]在進(jìn)行層合板漸進(jìn)失效分析的過(guò)程中，考慮了有關(guān)應(yīng)力集中的問(wèn)題，但此模型也是二維模型，并未考慮分層失效的影響。Kashfuddoja等[11]研究了應(yīng)力集中因子的計(jì)算公式，分析損傷的原因?？梢?jiàn)目前對(duì)于層合板的損傷分析失效準(zhǔn)則并未統(tǒng)一，模型的可靠性還需進(jìn)一步提高。

綜上所述，本文根據(jù)層合板尺寸，設(shè)計(jì)了不同孔徑的穿孔損傷、不同長(zhǎng)度的裂口損傷，對(duì)無(wú)損、含損碳纖維層合板進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，研究了不同形式的損傷對(duì)碳纖維復(fù)合材料層合板拉伸性能的影響；編寫(xiě)了基于三維漸進(jìn)損傷失效準(zhǔn)則的子程序來(lái)實(shí)現(xiàn)對(duì)含損層合板損傷失效的分析，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了模型的可靠性。

表1 平紋織物預(yù)浸料TORAY T700SC-12K-50C/#2510性能數(shù)據(jù)

圖1 含損層合板尺寸示意圖（mm）Fig.1 Schematic of dimension of damaged laminates

表2 含裂口損傷的碳纖維復(fù)合材料層合板拉伸強(qiáng)度及變異系數(shù)

圖2 層合板拉伸破壞照片F(xiàn)ig.2 Laminates tensile failure

1 拉伸試驗(yàn)

1.1 試驗(yàn)過(guò)程

碳纖維樹(shù)脂基層合板采用平紋織物預(yù)浸料TORAY T700SC-12K-50C/#2510，具體參數(shù)見(jiàn)表1。層合板尺寸長(zhǎng)300mm，寬200mm，厚1.7472mm。單層厚度為0.2184mm，共 8層，鋪層為 [45/0/-45/90/90/-45/0/45]。裂口損傷的裂口長(zhǎng)度L分別為5mm、15mm。具體尺寸見(jiàn)圖1。

無(wú)損及不同損傷形式的試驗(yàn)件各做6件。拉伸試驗(yàn)按照ASTM D 5766 《聚合物基復(fù)合材料層壓板開(kāi)孔拉伸強(qiáng)度標(biāo)準(zhǔn)試驗(yàn)方法》執(zhí)行，加載速度為2mm/min，試驗(yàn)設(shè)備采用型號(hào)為CRIMS DDL600的電子萬(wàn)能試驗(yàn)件，量程為 60t 。

1.2 試驗(yàn)結(jié)果

通過(guò)對(duì)碳纖維層合板無(wú)損及含裂口損傷的試件進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，得到其拉伸強(qiáng)度（見(jiàn)表2），可以看出，裂口損傷導(dǎo)致復(fù)合材料層合板的拉伸強(qiáng)度降低。相比無(wú)損復(fù)合材料層合板的拉伸強(qiáng)度，裂口1（L=15mm）的拉伸強(qiáng)度降低了26.3%，裂口2（L=5mm）的拉伸強(qiáng)度降低了23.4%。試驗(yàn)值的變異系數(shù)均較小，都小于10%，說(shuō)明該試驗(yàn)數(shù)據(jù)的分散性小。

圖2為復(fù)合材料層合板拉伸破壞照片，可以看出，無(wú)損層合板在中間偏上的位置斷裂，穿孔層合板穿過(guò)孔中心斷裂，裂口層合板沿著裂口位置在層合板中間斷裂?？梢?jiàn)裂口損傷處均在層合板上形成應(yīng)力集中，裂紋均產(chǎn)生于損傷處。

圖3 層合板裂口損傷拉伸載荷-位移曲線Fig.3 Load-displacement curve of laminates with crack damage

表3 層合板裂口損傷的試驗(yàn)值與模擬值對(duì)比

表4 不同鋪層中心點(diǎn)及裂口尖端應(yīng)力值

圖4 層合板劃傷結(jié)構(gòu)拉伸應(yīng)力云圖Fig.4 Tensile stress cloud of laminates with crack damage

圖5 層合板裂口損傷拉伸破壞位置Fig.5 Tensile failure location of laminates with crack damage

2 數(shù)值模擬分析

采用Abaqus有限元分析軟件對(duì)層合板裂口損傷試件進(jìn)行建模。裂口模型在板的中間設(shè)置兩處裂口，分別位于板中間的兩側(cè)。裂口寬度為0.5mm，裂口長(zhǎng)度沿著板寬的方向共兩類，一類裂口長(zhǎng)度為L(zhǎng)=15mm，一類裂口長(zhǎng)度為L(zhǎng)=5mm。三維層合板穿孔結(jié)構(gòu)采用三維Hashin準(zhǔn)則來(lái)模擬其失效，預(yù)測(cè)層合板的失效載荷。

采用Solid單元模擬，單元類型為C3D8R（8節(jié)點(diǎn)線性減縮積分實(shí)體單元）。對(duì)模型施加面內(nèi)拉伸載荷，采用位移加載。邊界條件為一端完全固定（U1=U2=U3=UR1=UR2=UR3=0），一端施加X(jué)方向的位移，固定其余方向（U2=U3=UR1=UR2=UR3=0）。

模擬輸出了復(fù)合材料層合板的拉伸失效的載荷-位移曲線，如圖3所示。無(wú)損結(jié)構(gòu)的最大拉伸破壞載荷為153582N，裂口1（L=15mm）的最大拉伸破壞載荷為134488N，裂口2（L=5mm）的最大拉伸破壞載荷為146392N。

由圖3可知：在結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞前，載荷隨著位移線性增加，表現(xiàn)為脆性斷裂形式。裂口損傷的拉伸極限載荷顯著低于無(wú)損層合板。裂口越長(zhǎng)，其拉伸極限載荷越低。

表3為層合板裂口損失的試驗(yàn)值與模擬值由表4可以看出，模擬值與試驗(yàn)值誤差較小，基本吻合。這說(shuō)明損傷模型正確。

取裂口長(zhǎng)度為L(zhǎng)=15mm的裂口損傷層合板進(jìn)行分析。當(dāng)拉伸載荷為34.9KN（100MPa）時(shí)層合板上的應(yīng)力云圖見(jiàn)圖4。

選取試件中心點(diǎn)的應(yīng)力與劃傷尖端處的應(yīng)力作比較（見(jiàn)表4），可知：裂口處存在著應(yīng)力集中現(xiàn)象，含損（裂口）模型45°、0°、-45°鋪層中間點(diǎn)的應(yīng)力值均大于無(wú)損模型中間點(diǎn)的應(yīng)力值，而90°鋪層剛好相反。

模型中采用三維Hashin失效準(zhǔn)則模擬復(fù)合材料層合板的失效。圖5所示為層合板裂口結(jié)構(gòu)在拉伸載荷作用下的破壞位置，可知，拉伸失效始于裂口處，失效類型為纖維拉伸失效。

3 結(jié)論

（1）通過(guò)對(duì)復(fù)合材料層合板無(wú)損、含損（裂口）試件進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，裂口損傷導(dǎo)致復(fù)合材料層合板的拉伸強(qiáng)度降低。相比無(wú)損復(fù)合材料層合板的拉伸強(qiáng)度，裂口1（L=15mm）的拉伸強(qiáng)度降低了26.3%，裂口2（L=5mm）的拉伸強(qiáng)度降低了23.4%。

（2）采用三維Hashin準(zhǔn)則來(lái)模擬復(fù)合材料層合板裂口損傷失效，預(yù)測(cè)含損層合板的失效載荷。對(duì)比模擬值與試驗(yàn)值，兩者幾乎吻合，驗(yàn)證了模型的可靠性。

（3）通過(guò)有限元模擬，可以看出孔邊及裂口處均存在明顯的應(yīng)力集中，拉伸失效始于孔邊或裂口處。失效類型為纖維拉伸失效。

參 考 文 獻(xiàn)

[1]ZHANG X C, LI C, TIE Y, et al. Influence of bonded repairing composite plates on the failure forms for each layer[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2013, 49(10): 84-89．

[2]許占顯，孫占華.飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的修補(bǔ)與無(wú)損評(píng)估[J]．航空制造技術(shù)，2003(12)：59-61．

XU Zhanxian，SUN Zhanhua．Repairing and nondestructive evaluation of aircraft composite structures[J]．Aeronautical Manufacturing Technology, 2003(12): 59-61．

[3]王倫．復(fù)合材料層合板膠接挖補(bǔ)工藝與性能分析[D]. 南京:南京航空航天大學(xué), 2012．

WANG Lun. Scarf patch repair techniques and analysis for carbon fiber composite laminates[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2012．

[4]童谷生，孫良新.飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷的復(fù)合材料膠接修補(bǔ)技術(shù)研究進(jìn)展[J]. 宇航材料工藝, 2002, 32(5): 20-29．

TONG Gusheng, SUN Liangxin. A review on composite bonded repair technique for damaged aircraft structures[J]. Aerospace Materials &Technology, 2002, 32(5): 20-29．

[5]PAPANIKOS P, TSERPES K I, LABEAS G. The progressive damage modeling for bonded composite repairs[J]. Applied and Theoretical Fracture Mechanics, 2006, 43(3): 187-199．

[6]孟凡顥, 陳紹杰, 董善艷, 等. 復(fù)合材料損傷結(jié)構(gòu)膠接補(bǔ)強(qiáng)修補(bǔ)分析及設(shè)計(jì)[J]. 飛機(jī)設(shè)計(jì), 2002(1)： 18-21．

MENG Fanhao，CHEN Shanjie，DONG Shanyan. Analysis and design of the adhesive bonding repair of the damaged composite components[J].Aircraft Design, 2002(1): 18-21．

[7]苗學(xué)周，李成，鐵瑛.補(bǔ)片形狀和尺寸對(duì)復(fù)合材料膠接修補(bǔ)的影響[J]. 機(jī)械工程學(xué)報(bào), 2014，50(20): 64-69．

MIAO Xuezhou，LI Cheng，TIE Ying，et al. Influence of patch shape and size on adhesively bonded composite repair[J]. Journal of Mechanical Engineering, 2014, 50(20): 64-69．

[8]陳先有，崔晶．航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修補(bǔ)技術(shù)與應(yīng)用[J]．新技術(shù)新工藝，2007(6)： 74-77．

CHEN Xianyou，CUI Jing．Application of repair of the aviation composite structure[J]. New Technology & New Process, 2007(6): 74-77．

[9]TAN S C. A progressive failure model for composite laminatescontaining openin[J]. Journal of Composite Materials, 1991，25(5)： 556-577．

[10]CHANG F K, CHANG K Y. A progressive damage model for laminated composites containing stress concentrations[J]. Journal of Composite Materials, 1987, 12(9)： 834-855．

[11]KASHFUDDOJA M， RAMJI M. Design of optimum patch shape and size for bonded repair on damaged carbon fiber reinforced polymer panels[J]. Materials and Design，2014, 54(2): 174-183．