復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)破壞機(jī)理及壓潰吸能特性分析

牟浩蕾， 張雪晗， 宋東方， 馮振宇， 解 江

(中國(guó)民航大學(xué) 民航民用航空器適航審定技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300300)

相對(duì)于金屬薄壁結(jié)構(gòu)而言，復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)具有比強(qiáng)度高、比剛度大、比吸能大、可設(shè)計(jì)性好等優(yōu)點(diǎn)，已廣泛應(yīng)用于航空航天和交通運(yùn)輸?shù)阮I(lǐng)域，將其作為緩沖吸能結(jié)構(gòu)能夠?qū)Τ藛T起到很好的沖擊碰撞安全保護(hù)作用[1-3]。復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)與金屬薄壁結(jié)構(gòu)具有不同的吸能機(jī)理，金屬薄壁結(jié)構(gòu)主要依靠塑性變形來(lái)吸收能量，而復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)則主要通過(guò)纖維、基體的斷裂、層間分離等耗散能量，是多種細(xì)觀尺度損傷破壞共同作用的結(jié)果[4-7]。

復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)破壞失效模式比金屬薄壁結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜，尤其當(dāng)復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)形式改變時(shí)，其在軸壓載荷下的宏觀破壞形式會(huì)表現(xiàn)出很大差異。研究學(xué)者對(duì)復(fù)合材料薄壁管件結(jié)構(gòu)(如圓管、波紋板等)的破壞模式開(kāi)展了大量研究[8-17]，但是至今沒(méi)有形成像金屬薄壁管件結(jié)構(gòu)那樣統(tǒng)一的宏觀破壞模式的命名。但是，研究者仍然按照不同方式提出了復(fù)合材料薄壁管件結(jié)構(gòu)的不同宏觀破壞模式。其中，Hull[18]將復(fù)合材料薄壁圓柱殼發(fā)生漸進(jìn)破壞時(shí)的宏觀失效模式分為張開(kāi)型(splaying)(即層間裂紋導(dǎo)致分層擴(kuò)展)和碎片性(Fragmentation)(即材料碎裂)。Mamalis等[19]提出四種不同的破壞模式：I型(分層破壞)、II型和III型(脆性斷裂破壞)、IV型(漸進(jìn)屈曲破壞)，其中，I型破壞模式是管壁上有大量平行于纖維方向的裂紋和層間裂紋生成。而Farley等[20]則將纖維增強(qiáng)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的穩(wěn)態(tài)壓潰破壞過(guò)程分為三類：橫向剪切破壞，層束彎曲破壞和局部屈曲破壞，其中橫向剪切破壞模式是管壁上大量短的層間裂紋和縱向?qū)觾?nèi)裂紋生成，層束彎曲破壞模式是管壁上有大量平行于纖維方向的裂紋和層間、穿層裂紋生成，局部屈曲破壞模式是類似于塑性金屬管受軸向壓潰時(shí)的疊縮破壞。實(shí)際上，復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)緩沖吸能的根本原因是其發(fā)生了細(xì)觀尺度的屈曲、損傷、斷裂和破壞。要深入了解復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的破壞機(jī)理和破壞模式，才能有助于更好地認(rèn)識(shí)復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)的緩沖吸能特性。

通過(guò)對(duì)[90]16和[0]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件分別進(jìn)行拉伸、壓縮試驗(yàn)，對(duì)[±45]4s層合板試驗(yàn)樣件進(jìn)行剪切試驗(yàn)，利用SEM掃描電鏡觀察試驗(yàn)件斷口微觀形貌，分析其破壞模式和細(xì)觀破壞機(jī)理；通過(guò)對(duì)[±45/0/0/90/0]s圓管、[0/90]3s圓管、[0/90]3s方管和[±45]3s方管行準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰試驗(yàn)，在細(xì)觀破壞機(jī)理研究的基礎(chǔ)上，分析復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)的宏觀破壞模式及破壞吸能機(jī)理，以期對(duì)復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)吸能特性及吸能設(shè)計(jì)有更深入理解和認(rèn)識(shí)。

1 層合板力學(xué)性能試驗(yàn)及破壞機(jī)理分析

1.1 層合板力學(xué)性能試驗(yàn)樣件

復(fù)合材料層合板試驗(yàn)樣件材料為T(mén)700/3228，通過(guò)手工鋪層與熱壓罐固化制備。對(duì)[90]16和[0]16試驗(yàn)樣件分別進(jìn)行拉伸、壓縮試驗(yàn)，對(duì)[±45]4s試驗(yàn)樣件進(jìn)行剪切試驗(yàn)。復(fù)合材料層合板力學(xué)性能試驗(yàn)樣件，如表1所示。

表1 復(fù)合材料層合板試驗(yàn)樣件

其中，[90]16和[0]16單向?qū)雍习謇煸囼?yàn)樣件的幾何尺寸如圖1所示，在試驗(yàn)樣件兩端分別粘貼50 mm長(zhǎng)、1.5 mm厚的纖維增強(qiáng)塑料板作為加強(qiáng)片。

圖1 單向?qū)雍习謇煸囼?yàn)樣件示意圖Fig.1 Diagram of unidirectional laminate tensile specimen

[90]16和[0]16單向?qū)雍习鍓嚎s試驗(yàn)樣件幾何尺寸如圖2所示，在試驗(yàn)樣件兩端分別粘貼63 mm長(zhǎng)，1.5 mm厚的纖維增強(qiáng)塑料板作為加強(qiáng)片。

圖2 單向?qū)雍习鍓嚎s試驗(yàn)樣件示意圖Fig. 2 Diagram of unidirectional laminate compressive specimen

[±45]4s層合板試驗(yàn)樣件幾何尺寸如圖3所示，在試驗(yàn)樣件兩端分別粘貼50 mm長(zhǎng)，1.5 mm厚的纖維增強(qiáng)塑料板作為加強(qiáng)片。

圖3 層合板剪切試樣示意圖Fig. 3 Diagram of sheer specimen

1.2 [90]16和[0]16單向?qū)雍习謇煸囼?yàn)及破壞機(jī)理分析

1.2.1 [90]16和[0]16單向?qū)雍习謇煸囼?yàn)

根據(jù)GB/T 3354—1999《定向纖維增強(qiáng)塑料拉伸性能試驗(yàn)方法》[21]中的方法，采用CSS44300型電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)進(jìn)行拉伸性能試驗(yàn)。[90]16層合板拉伸速率為1 mm/min，[0]16層合板拉伸速率為3 mm/min。將拉伸斷口切成高約10 mm小塊后噴金處理，采用S-3400N掃描電子顯微鏡觀察斷口微觀形貌，分析破壞機(jī)理。

1.2.2 [90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件拉伸破壞機(jī)理分析

[90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件從拉伸加載開(kāi)始至斷裂耗時(shí)較短，約2 min左右，大部分試驗(yàn)樣件發(fā)生橫向斷裂，斷裂位置為試驗(yàn)樣件工作段上的隨機(jī)位置，如圖4所示，通常是由于試驗(yàn)樣件在制造過(guò)程中存在不可避免的薄弱環(huán)節(jié)。圖5為[90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件拉伸斷口的SEM照片，放大倍數(shù)分別為200倍和2 000倍。從斷口處可以明顯看到，拉伸斷口較為平整，部分纖維斷裂，且少量纖維脫離拉伸斷面，如圖5(a)所示；同時(shí)，斷裂的纖維表面黏附著大量樹(shù)脂，如圖5(b)所示。其破壞機(jī)理主要是基體斷裂以及少量纖維斷裂。

圖4 [90]16單向?qū)雍习宓牡湫屠鞌嗫趫DFig.4 Typical tensile fracture of [90]16 laminate

圖5 [90]16單向?qū)雍习宓睦鞌嗫谖⒂^形貌 Fig. 5 Tensile fracture micro-morphology of [90]16 laminate

1.2.3 [0]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件拉伸破壞機(jī)理分析

[0]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件從拉伸加載開(kāi)始至斷裂耗時(shí)較長(zhǎng)，約20 min左右，隨著拉伸載荷增大，可以清晰聽(tīng)到纖維崩斷的聲音，試驗(yàn)樣件破壞時(shí)發(fā)出巨大響聲。[0]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件主要有兩種有效斷裂形式：大多數(shù)試驗(yàn)樣件在工作段發(fā)生縱向劈裂，可觀察到纖維斷裂和基體脫粘，層內(nèi)和層間裂紋擴(kuò)展導(dǎo)致試驗(yàn)件分層劈裂，產(chǎn)生尺寸較大的纖維絲束，且斷口較粗糙，如圖6(a)所示；另有少數(shù)試驗(yàn)樣件在工作段發(fā)生橫向斷裂，試驗(yàn)樣件劈裂產(chǎn)生尺寸較小的纖維絲束，且拉伸斷口較為整齊，如圖6(b)所示。圖7為[0]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件拉伸斷口的SEM照片，放大倍數(shù)為2 000倍。拉伸斷口處有大量突出纖維且部分纖維突出較長(zhǎng)，同時(shí)可觀察到纖維被拔出時(shí)留下的大量孔洞且部分孔洞較深。其破壞機(jī)理主要是纖維斷裂、基體斷裂及開(kāi)裂、纖維脫粘與拔出，以及層間和層內(nèi)裂紋擴(kuò)展導(dǎo)致的分層及分叉。

圖6 [0]16單向?qū)雍习宓牡湫屠鞌嗫趫DFig. 6 Typical tensile fracture of [0]16 laminate

圖7 [0]16單向?qū)雍习宓睦鞌嗫谖⒂^形貌 Fig.7 Tensile fracture micro-morphology of [0]16 laminate

1.3 [90]16和[0]16單向?qū)雍习鍓嚎s試驗(yàn)及破壞機(jī)理分析

1.3.1 [90]16和[0]16單向?qū)雍习鍓嚎s試驗(yàn)

根據(jù)GB/T 3856—2005《單向纖維增強(qiáng)塑料平板壓縮性能試驗(yàn)方法》[22]對(duì)單向?qū)雍习暹M(jìn)行壓縮性能試驗(yàn)，試驗(yàn)加載速率均為1 mm/min。同樣采用S-3400N掃描電子顯微鏡觀察試驗(yàn)樣件斷口微觀形貌。

1.3.2 [90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件壓縮試破壞機(jī)理分析

[90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件在壓縮試驗(yàn)過(guò)程中，基體發(fā)生剪切破壞，其工作段沿近似45°夾角斷裂，且斷口較為平整，如圖8所示。圖9為[90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件壓縮斷口的SEM照片，放大倍數(shù)為100倍。試驗(yàn)樣件斷口較為平整，少量的纖維斷裂并脫離斷面，大量纖維仍緊貼壓縮斷面。與[90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件拉伸情況不同，[90]16單向?qū)雍习逶谑艿綁嚎s載荷作用時(shí)，環(huán)氧樹(shù)脂基體會(huì)沿纖維方向發(fā)生膨脹變形，最終發(fā)生剪切破壞。其破壞機(jī)理為基體剪切破壞，少量纖維斷裂并脫落斷面。

圖8 [90]16單向?qū)雍习宓牡湫蛪嚎s斷口圖Fig. 8 Typical compressive fracture of [90]16 laminate

圖9 [90]16單向?qū)雍习宓膲嚎s斷口微觀形貌Fig. 9 Compressive fracture micro-morphology of [90]16 laminate

1.3.3 [0]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件壓縮破壞機(jī)理分析

[0]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件進(jìn)行壓縮試驗(yàn)，主要有兩種斷裂模式：一種與[90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件壓縮斷裂模式類似，在工作段沿近似45°夾角斷裂，斷口較為平整，與圖8一致；另一種為試驗(yàn)樣件沿厚度方向斷裂，斷口近似垂直于纖維方向，且斷口較為平整，如圖10所示。圖11為試驗(yàn)樣件壓縮斷口的SEM照片，放大倍數(shù)為1 000倍。試驗(yàn)樣件斷口較為平整，樹(shù)脂基體和纖維-基體界面都未受到損傷，保持了制造狀態(tài)下的良好性能，纖維也沒(méi)有發(fā)生屈曲變形，整個(gè)壓縮斷口處有少量突出纖維，以及大量較淺的孔洞。其破壞機(jī)理為纖維斷裂、基體剪切破壞。

圖10 [0]16單向?qū)雍习宓牡湫蛪嚎s斷口圖Fig.10 Typical compressive fracture of [0]16 l laminate

圖11 [0]16單向?qū)雍习宓膲嚎s斷口微觀形貌Fig.11 Compressive fracture micro-morphology of [0]16 laminate

1.4 [±45]4s層合板剪切試驗(yàn)及破壞機(jī)理分析

1.4.1 [±45]4s層合板試驗(yàn)

根據(jù)GB/T 3355—2005《纖維增強(qiáng)塑料縱橫剪切試驗(yàn)方法》[23]進(jìn)行縱橫剪切試驗(yàn)，試驗(yàn)加載速率為2 mm/min，利用[±45]4s層合板的拉伸試驗(yàn)評(píng)定面內(nèi)剪切特性。

1.4.2 [±45]4s層合板試驗(yàn)樣件剪切試驗(yàn)破壞分析

[±45]4s層合板試驗(yàn)樣件在拉伸過(guò)程中發(fā)生較大形變，在工作段的某一部位產(chǎn)生“頸縮”后斷裂，試驗(yàn)樣件從拉伸加載開(kāi)始至斷裂耗時(shí)較長(zhǎng)，約30 min左右，斷口形狀如圖12所示，破壞是沿著±45°鋪層的纖維擴(kuò)展，其破壞機(jī)理是基體變形與開(kāi)裂、纖維脫粘、層間和層內(nèi)分層及分叉。

圖12 [±45]4s層合板試驗(yàn)樣件的典型斷裂圖Fig.12 Typical fracture of [±45]4s laminate

復(fù)合材料層合板試驗(yàn)樣件在拉伸、壓縮載荷作用下的破壞機(jī)理復(fù)雜，其細(xì)觀破壞機(jī)理主要包括：纖維斷裂、基體變形與開(kāi)裂、纖維脫粘、纖維拔出、層間裂紋擴(kuò)展、層內(nèi)裂紋擴(kuò)展等，這些細(xì)觀破壞機(jī)理是通過(guò)宏觀破壞模式的形式表現(xiàn)出來(lái)，決定了復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)的破壞機(jī)理及破壞模式，進(jìn)而影響了復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)的吸能能力。影響復(fù)合材料層合板的細(xì)觀破壞形式的因素有很多，要充分掌握復(fù)合材料層合板的細(xì)觀破壞機(jī)理及破壞規(guī)律，才能理解復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)的宏觀破壞模式及緩沖吸能特性，進(jìn)而進(jìn)行復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)緩沖吸能優(yōu)化設(shè)計(jì)。

2 復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰試驗(yàn)及吸能特性分析

2.1 復(fù)合材料層合薄壁試驗(yàn)件及準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰試驗(yàn)

選取兩種典型的復(fù)合材料層合薄壁試驗(yàn)件，圓管和方管，由T700/3234經(jīng)過(guò)熱壓成型工藝制備而成。兩種試驗(yàn)件的鋪層方式及幾何尺寸如表2和圖13所示，其中，θ為纖維鋪層角度，即0°方向?yàn)楸”谠囼?yàn)件軸線方向。復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件一側(cè)的頂端設(shè)置45°外倒角的薄弱環(huán)節(jié)。準(zhǔn)靜態(tài)壓潰試驗(yàn)在中航工業(yè)北京航空材料研究院進(jìn)行，采用英斯特朗電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)，首先調(diào)整上移動(dòng)壓盤(pán)和下固定壓盤(pán)使其相互平行，然后直接將試驗(yàn)件放置在下固定壓盤(pán)的中心，含45°外倒角薄弱環(huán)節(jié)的一端向上，在常溫下對(duì)試驗(yàn)件進(jìn)行勻速加載，軸向壓潰速率為5 mm/min。

表2 復(fù)合材料薄壁試驗(yàn)件構(gòu)型參數(shù)

圖13 試驗(yàn)件尺寸示意圖Fig. 13 Size diagrams of specimens

2.2 復(fù)合材料層合薄壁圓管壓潰破壞模式分析

復(fù)合材料層合薄壁圓管的失效形貌及破壞模式如圖14和圖15所示。圖14(a)為[±45/0/0/90/0]s圓管的準(zhǔn)靜態(tài)壓潰過(guò)程圖，為穩(wěn)態(tài)的漸進(jìn)壓潰過(guò)程。圖14(c)為圓管壓潰后的主視圖與俯視圖，可以清晰看到大量纖維層束。壓潰后的宏觀破壞模式為橫向剪切破壞模式(破碎模式)，如圖14(b)所示，主要表現(xiàn)為裂紋擴(kuò)展與層束斷裂。在引發(fā)階段，倒角薄弱環(huán)節(jié)在軸向壓潰載荷作用下被逐漸壓碎，接著在管壁中面附近形成向內(nèi)向外兩個(gè)宏觀層束，層束內(nèi)產(chǎn)生大量較短的橫向與縱向的層間與層內(nèi)裂紋，同時(shí)層束受到橫向剪切作用，并在層束基部形成彎矩并發(fā)生斷裂。由于破壞的層束沿與壓頭垂直的方向運(yùn)動(dòng)，摩擦耗能較少，纖維與基體斷裂較充分。其破壞機(jī)理為纖維層束斷裂、層內(nèi)及層間裂紋擴(kuò)展、纖維分層、纖維脫粘與斷裂、基體變形開(kāi)裂。

圖14 橫向剪切破壞模式Fig. 14 Transverse shearing failure mode

圖15 層束彎曲破壞模式Fig. 15 Layer beam bending failure mode

圖15(a)為[0/90]3s圓管的準(zhǔn)靜態(tài)壓潰過(guò)程圖，為穩(wěn)態(tài)的漸進(jìn)壓潰過(guò)程。圖15(c)為圓管壓潰后的主視圖與俯視圖，可以清晰看到大量0°層和90°層的纖維層束。壓潰后的宏觀破壞模式為層束彎曲失效模式(張開(kāi)模式)，如圖15(b)所示。在軸向壓潰載荷作用下，管壁中面附近形成一條中心主裂紋，主裂紋兩側(cè)的層束分別向內(nèi)和向外彎曲。由于層間和層內(nèi)裂紋的形成，彎曲層束還會(huì)發(fā)生層間開(kāi)裂和層內(nèi)基體開(kāi)裂，基體的周向斷裂使得層束在周向分裂成幾瓣。層束在壓頭作用下，與壓頭之間產(chǎn)生摩擦，同時(shí)開(kāi)裂的層束之間也產(chǎn)生摩擦。層束根部發(fā)生彈性彎曲或斷裂，卸載后層束會(huì)有一定程度的回彈。其破壞機(jī)理為纖維斷裂及分層、基體斷裂、裂紋擴(kuò)展形成大量層束、以及彈性彎曲。

2.3 復(fù)合材料層合薄壁方管壓潰破壞模式分析

復(fù)合材料層合薄壁方管的失效形貌及破壞模式如圖16和圖17所示。圖16(a)為[0/90]3s方管壓潰后的失效模式圖，為明顯的層束彎曲失效模式(張開(kāi)模式)，如圖16(b)所示。在軸向壓潰載荷作用下，方管的四個(gè)頂角產(chǎn)生應(yīng)力集中，并形成層間裂紋和層內(nèi)裂紋，隨著裂紋萌生和擴(kuò)展，四條棱邊發(fā)生劈裂，層束分裂成四瓣。彎曲層束還會(huì)發(fā)生層間開(kāi)裂，層束沿著壓頭方向運(yùn)動(dòng)，與壓頭之間產(chǎn)生摩擦，同時(shí)開(kāi)裂的層束之間也產(chǎn)生摩擦。向內(nèi)彎曲的層束在壓頭作用下，90°層產(chǎn)生大量基體裂紋，0°層纖維發(fā)生斷裂。層束根部部分發(fā)生斷裂，部分發(fā)生彈性彎曲，卸載后有一定程度的回彈。其破壞機(jī)理為纖維斷裂及分層、拐角區(qū)域開(kāi)裂、層束向內(nèi)/向外彎曲、基體斷裂、以及彈性彎曲，如圖16(c)。

圖16 層束彎曲破壞模式Fig.16 Layer beam bending failure mode

圖17 局部屈曲破壞模式 Fig. 17 Local buckling failure mode

圖17(a)為[±45]3s方管壓潰前后的失效模式圖，呈現(xiàn)出類似“手風(fēng)琴”式的破壞形貌，為局部屈曲失效模式(漸次褶皺)，如圖17(b)。在軸向壓潰載荷作用下，方管各面纖維會(huì)在局部區(qū)域發(fā)生屈曲，形成多個(gè)屈曲區(qū)，導(dǎo)致基體在屈曲區(qū)的局部脆性斷裂，小部分纖維發(fā)生斷裂，大部分纖維發(fā)生彈性變形。纖維屈曲使得層間剪應(yīng)力增大，產(chǎn)生層間裂紋從而引起管壁各鋪層的層間開(kāi)裂。由于屈曲纖維的支撐作用，壓縮破壞后結(jié)構(gòu)仍然保持完整。外層層合板由于受到軸向壓力產(chǎn)生的剪切作用，導(dǎo)致基體破碎以及纖維脫層與折斷。卸載后，試件破壞部分會(huì)有很大程度回彈，主要是由于屈曲區(qū)未斷裂纖維的彈性變形。其破壞機(jī)理為層內(nèi)及層間分層、纖維彈性變形、纖維脫粘與斷裂、基體變形開(kāi)裂與橫向裂紋分層，如圖17(c)。

2.4 復(fù)合材料層合薄壁管件結(jié)構(gòu)吸能特性分析

圖18給出了4種試驗(yàn)件(圓管、方管)的載荷位移曲線。根據(jù)載荷-位移曲線，由公式(1)計(jì)算試驗(yàn)件壓潰的比吸能SEA。

(1)

表3 不同試驗(yàn)件壓潰初始峰值載荷和比吸能對(duì)比

表3給出了兩種圓管試驗(yàn)件壓潰的初始峰值載荷及SEA。與[0/90]3s圓管相比，[±45/0/0/90/0]s圓管的初始峰值載荷高25.6%，SEA大19.1%。[±45/0/0/90/0]s圓管的橫向剪切破壞模式使其產(chǎn)生大量短軸向裂紋，在壓應(yīng)力剪切破壞作用下大量纖維斷裂，進(jìn)而產(chǎn)生大量碎片，吸收大量能量。[0/90]3s圓管為層束彎曲破壞模式，由于有長(zhǎng)的軸向裂紋，形成大量層束但纖維大彎曲變形而未發(fā)生斷裂，吸能量相對(duì)較少。

表4 不同試驗(yàn)件壓潰初始峰值載荷和比吸能對(duì)比

表4給出了兩種方管試驗(yàn)件壓潰的初始峰值載荷及SEA。與[±45]3s方管相比，[0/90]3s方管的初始峰值載荷低32.4%，SEA大61.1%。[0/90]3s方管的四條棱邊劈裂，層束分裂成四瓣，每一瓣彎曲層束又發(fā)生層間開(kāi)裂，進(jìn)而吸收大量能量。[±45]3s方管由于局部屈曲形成，產(chǎn)生屈曲層面裂紋，發(fā)生漸次褶皺壓潰，這種局部屈曲破壞模式是沒(méi)有效率的壓潰模式，吸能較少。

對(duì)于同種鋪層方式的[0/90]3s圓管和[0/90]3s方管來(lái)說(shuō)，由于鋪層方式一致，且頂端都設(shè)置45°外倒角薄弱環(huán)節(jié)，因此，軸向壓潰時(shí)的初始峰值載荷相差不大。兩種管件的失效模式都是層束彎曲失效模式，管壁上主裂紋兩側(cè)的層束分別向內(nèi)和向外彎曲，但是[0/90]3s方管沿四條棱邊劈裂成四瓣，而[0/90]3s圓管沿軸向方向開(kāi)裂成更多的層束，纖維和基體發(fā)生更多的周向斷裂，從而吸收量也增多，因此，[0/90]3s圓管的SEA較[0/90]3s方管的SEA大。

綜上，[±45]3s方管的初始峰值載荷最大，且沒(méi)有相對(duì)穩(wěn)定的持續(xù)壓潰載荷，SEA最小，屬于非能量吸收構(gòu)件；[±45/0/0/90/0]s圓管的初始峰值載荷次之，但有穩(wěn)定的持續(xù)壓潰載荷，SEA也是最大，屬于能量吸收構(gòu)件；[0/90]3s圓管和[0/90]3s方管的初始峰值載荷相對(duì)較小，但SEA相對(duì)[±45]3s方管較大，也屬于能量吸收構(gòu)件。因此，當(dāng)設(shè)計(jì)復(fù)合材料吸能薄壁構(gòu)件時(shí)，要保證較低的初始峰值載荷，以使加速度力最小，同時(shí)保證較高的穩(wěn)定持續(xù)壓潰載荷，以使吸能量和SEA最大。

圖19給出了壓潰破壞模式與SEA之間的對(duì)應(yīng)關(guān)系。[±45/0/0/90/0]s圓管為橫向剪切破壞模式，比吸能最大；[0/90]3s圓管為層束彎曲失效模式，比吸能次之；[0/90]3s方管為層束彎曲失效模式，比吸能第三大；[±45]3s方管為局部屈曲失效模式，比吸能最小。

圖19 壓潰破壞模式與SEA對(duì)應(yīng)關(guān)系Fig.19 Relationships of crushing failure modes and SEA

橫向剪切破壞模式中由于有大量短軸向裂紋，在壓應(yīng)力剪切破壞作用下大量纖維斷裂，產(chǎn)生大量碎片，能夠吸收大量能量；層束彎曲破壞模式中由于有長(zhǎng)的軸向裂紋，形成大量層束但纖維大彎曲變形而未發(fā)生斷裂，主要以分層破壞和基體裂紋擴(kuò)展為主；局部屈曲破壞模式是由于局部屈曲形成，產(chǎn)生屈曲層面裂紋，發(fā)生漸次褶皺壓潰，是沒(méi)有效率的壓潰模式。因此，通過(guò)合理設(shè)計(jì)鋪層角度及鋪層方式等，可以改變復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的破壞模式，進(jìn)而改進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的吸能特性。

3 結(jié) 論

(1)拉伸條件下，[90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件斷口較為平整，主要發(fā)生基體斷裂以及少量纖維斷裂，纖維上黏附大量樹(shù)脂；[0]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件大多數(shù)發(fā)生縱向劈裂，少數(shù)發(fā)生橫向斷裂，斷口不平整，在斷口處有大量纖維及纖維被拔出留下的孔洞。

(2)壓縮條件下，[90]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件沿45°方向斷裂，斷口較為平整，基體發(fā)生剪切破壞并伴隨少量纖維斷裂；[0]16單向?qū)雍习逶囼?yàn)樣件有兩種斷裂形式，沿近似45°方向斷裂或沿厚度方向斷裂，斷口較為平整，基體與界面均未受到損傷，纖維也未發(fā)生屈曲。

(3)剪切條件下，[±45]4s層合板試驗(yàn)樣件產(chǎn)生“頸縮”，沿±45°鋪層的纖維方向發(fā)生斷裂，基體變形與開(kāi)裂、纖維脫粘、層間和層內(nèi)分層及分叉。

(4)宏觀破壞模式是多種細(xì)觀破壞機(jī)理共同作用的結(jié)果。[±45/0/0/90/0]s圓管為橫向剪切破壞模式，其破壞機(jī)理為纖維層束斷裂、層內(nèi)及層間裂紋擴(kuò)展、纖維分層、纖維脫粘與斷裂、基體變形開(kāi)裂。[0/90]3s圓管為層束彎曲失效模式，其破壞機(jī)理為纖維斷裂及分層、基體斷裂、裂紋擴(kuò)展形成大量層束、以及彈性彎曲。

(5)[0/90]3s方管為層束彎曲失效模式，其破壞機(jī)理為纖維斷裂及分層、拐角區(qū)域開(kāi)裂、層束向內(nèi)/向外彎曲、基體斷裂、以及彈性彎曲。[±45]3s方管為局部屈曲失效模式，其破壞機(jī)理為層內(nèi)及層間分層、纖維彈性變形、纖維脫粘與斷裂、基體變形開(kāi)裂與橫向裂紋分層。

(6)[±45/0/0/90/0]s圓管為橫向剪切破壞模式，比吸能最大；[0/90]3s圓管為層束彎曲失效模式，比吸能次之；[0/90]3s方管為層束彎曲失效模式，比吸能第三大；[±45]3s方管為局部屈曲失效模式，比吸能最小。因此，通過(guò)合理設(shè)計(jì)鋪層角度及鋪層方式等，可以改變復(fù)合材料層合薄壁結(jié)構(gòu)破壞模式，改進(jìn)其吸能特性。