碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料加工表面粗糙度對疲勞性能的影響

范文濤，陳 燕，陳逸佳，謝松峰

(南京航空航天大學(xué)，江蘇省精密與微細制造技術(shù)重點實驗室，南京 210016)

0 引 言

碳纖維增強樹脂基(CFRP)復(fù)合材料因具有高比強度，高比模量以及良好的耐腐蝕性、耐疲勞性和阻尼減震性，在航空航天領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[1]。目前CFRP復(fù)合材料零件主要采用近凈成形技術(shù)進行制備，為了滿足零件最終的形狀、尺寸和裝配要求，還經(jīng)常需要對CFRP復(fù)合材料零件進行切邊加工。航空制造業(yè)對CFRP復(fù)合材料零件機加工后的毛刺、撕裂、分層缺陷以及表面粗糙度都有標準要求[2-3]。在復(fù)合材料零件缺陷和表面粗糙度滿足標準的前提下，表面粗糙度不同對疲勞性能的影響還沒有明確定論，而研究加工表面粗糙度對復(fù)合材料疲勞性能的影響有著重要意義。

目前，工業(yè)領(lǐng)域用于評定復(fù)合材料零件加工表面的表面粗糙度參數(shù)為算術(shù)平均高度(Ra)。該參數(shù)最初是用來評定金屬材料加工表面質(zhì)量的，當(dāng)用于評定復(fù)合材料時存在一定不足[4]。韓勝超[3]發(fā)現(xiàn)纖維切削角為45°的CFRP復(fù)合材料纖維層中會隨機產(chǎn)生大量微坑缺陷，這對Ra的測試有較大干擾性，同一加工表面不同位置Ra檢測結(jié)果會出現(xiàn)較大差異。相比于Ra，三維表面粗糙度Sa可反映整個表面的高度偏差信息，從而避免復(fù)合材料表面粗糙度測試中的干擾[5]。

隨著CFRP復(fù)合材料在飛機主承力結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用日益增多，以及輕量化要求的日益提高，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的疲勞問題日益凸顯[6]。目前，對復(fù)合材料疲勞性能的研究主要集中在環(huán)境以及材料本身的影響方面，并常用到疲勞壽命模型及剛度退化模型[7]。方毅[8]采用壽命預(yù)測及剛度退化模型研究了濕熱老化對碳纖維/環(huán)氧樹脂板材拉伸疲勞性能的影響，較好地解釋了CFRP復(fù)合材料板材的濕熱老化過程。HADDAD等[4]研究了臨界剛度退化率與CFRP復(fù)合材料疲勞壽命之間的關(guān)系，發(fā)現(xiàn)臨界剛度退化率越高的試樣疲勞壽命越長。DORMOHAMMDI等[9]研究發(fā)現(xiàn)，復(fù)合材料在疲勞過程中的損傷演化大體上可以分為3個階段：I階段為疲勞起始階段，主要表現(xiàn)為基體彌散性開裂，各單層內(nèi)裂紋擴展，剛度劇烈下降，該階段占總疲勞壽命的比例一般小于20%，一般以基體裂紋密度達到飽和狀態(tài)為結(jié)束標志，該狀態(tài)稱為特征損傷狀態(tài)(CDS)[10-11]；Ⅱ階段占據(jù)疲勞壽命的比例很大，表現(xiàn)為剩余剛度緩慢線性下降，損傷類型主要為纖維斷裂、基體開裂以及基體-纖維界面的脫膠、分層；Ⅲ階段為臨近失效階段，主要表現(xiàn)為纖維大規(guī)模斷裂，層合板失效，剛度快速下降，該階段占總疲勞壽命的比例非常小，表現(xiàn)出“突然死亡”的特征[12]。剛度退化模型能持續(xù)地監(jiān)測復(fù)合材料疲勞損傷的過程，從而能更直觀地分析表面粗糙度對疲勞壽命的影響機理。

ANANDAN等[13]研究了金屬基復(fù)合材料加工表面缺陷對疲勞性能的影響，發(fā)現(xiàn)表面粗糙度大的試樣疲勞壽命有所下降。然而，目前涉及加工表面粗糙度對樹脂基復(fù)合材料疲勞性能影響的研究還比較缺乏。因此，作者采用磨銷和銑銷加工出具有不同表面粗糙度的CFRP復(fù)合材料試樣并進行了拉-拉疲勞試驗，基于剛度退化模型研究了加工表面粗糙度對疲勞性能的影響。

1 試樣制備與試驗方法

試驗材料為多向CFRP復(fù)合材料層合板，其中基體材料為環(huán)氧樹脂，增強材料為東麗公司生產(chǎn)的T800型碳纖維，纖維體積分數(shù)為65%。層合板的鋪層方向為[(-45°/90°/45°/0°)2]s，共16層，厚度為2.7 mm。采用金剛石砂輪片將層合板加工成邊長為200 mm的方形板，采用磨削和銑削兩種工藝制備側(cè)面具有不同表面粗糙度的試樣，銑削方式為在方形板中間進行槽銑，槽銑后的兩個面分別代表了逆銑和順銑的加工方式，得到的兩半試樣分別記為逆銑試樣和順銑試樣。磨削制得靜拉伸試樣和疲勞試樣各一組，逆銑和順銑分別制得疲勞試樣3組，靜拉伸試樣每組6個，疲勞試樣每組3個，靜拉伸試樣和疲勞試樣的尺寸均為長度200 mm，寬度12 mm，厚度2.7 mm。

采用Sensofar型3D光學(xué)輪廓儀對加工后的試樣表面進行非接觸式拍攝和測量，選用Nikon20倍鏡，單個視場范圍為877 μm×660 μm，x、y軸采樣間距均為0.645 μm，縱向分辨率為8 nm，橫向分辨率為0.31 μm，數(shù)值孔徑為0.45，拍攝12個視場，拼接后裁取2 mm×2 mm的采樣面積，得到試樣表面三維形貌及各點坐標，通過計算得到表面粗糙度Sa。

按照ASTM D3039標準，采用CMT7504型萬能試驗機進行靜拉伸試驗，拉伸速度為2 mm·min-1。按照ASTM D3479，采用Rzutest型疲勞試驗機進行疲勞試驗，使用恒定振幅的正弦波形，加載頻率為6 Hz，應(yīng)力比為0.1，綜合考慮試驗條件及研究需要，選擇靜拉伸試驗測得的拉伸強度的55%，60%，65%為外加最大應(yīng)力，在每種最大應(yīng)力水平下測3次求平均值，試驗機記錄每次循環(huán)的最大載荷Fimax、最小載荷Fimin、最大變形量Limax、最小變形量Limin。

2 試驗結(jié)果與討論

2.1 表面粗糙度及SEM形貌

由圖1和圖2可見，不同加工條件下得到的CFRP復(fù)合材料試樣加工表面形貌差異顯著。

圖1 不同工藝加工CFRP復(fù)合材料試樣表面的三維形貌

圖2 不同工藝加工CFRP復(fù)合材料試樣的表面SEM形貌

磨削試樣表面質(zhì)量整體較好，表面最高峰均位于層間樹脂處，高24 μm。磨削試樣在0°纖維鋪層上為沿纖維方向切削，該鋪層切削后的表面較為平整，由于砂輪磨粒的高度并不完全一致，在相對較高的磨粒作用下，一些纖維被切削去除，從而產(chǎn)生空隙，這些纖維空隙會形成寬約8 μm的谷區(qū)。纖維空隙形成的谷區(qū)會引起應(yīng)力集中，從而影響到材料的力學(xué)性能。磨削試樣其余鋪層的纖維方向已經(jīng)很難直接看出，且表面都較為平整。順銑試樣在45°纖維鋪層上存在大量凹坑，最深處可達80 μm，這些凹坑的形成是由于纖維發(fā)生了彎曲斷裂，纖維斷裂的位置在刀具刃口平面以下，此處大量的纖維被拔出或者露頭，僅存的完整平面上均被樹脂涂覆。順銑試樣在45°纖維鋪層上的銑削表面質(zhì)量最差，過多以及過深的谷區(qū)也易引起應(yīng)力集中。順銑試樣表面最高峰均位于45°纖維鋪層兩側(cè)層間樹脂處，高度在10～20 μm，這些樹脂在切削過程中發(fā)生塑性變形，并隨著該鋪層纖維的彎曲斷裂呈不規(guī)則形狀隆起。順銑試樣0°纖維鋪層的加工面由裸露的纖維和少量破碎的樹脂組成，少量長纖維被刀刃切碎。順銑試樣90°纖維鋪層銑削表面與-45°纖維鋪層類似，大多被樹脂涂覆，存在少量纖維斷口。逆銑試樣表面45°纖維鋪層的凹坑與順銑試樣相比較淺且面積較小，最深處約為40 μm，其余鋪層上的形貌與順銑試樣相差不大。

表面粗糙度Sa的計算公式為

(1)

式中：A為取樣區(qū)域的面積；z(x，y)為測試點(x，y)的高度。

通過計算得到磨削、逆銑和順銑試樣的Sa分別為1.2，3.2，5.9 μm，表面粗糙度依次增大。

2.2 靜態(tài)拉伸性能

在拉-拉疲勞試驗之前，需要對材料的靜態(tài)拉伸性能進行測試。磨削試樣表面粗糙度較小，缺陷較少，因此將磨削試樣作為此CFRP復(fù)合材料的拉伸性能測試標準件。由圖3可知，試樣在發(fā)生破壞之前，應(yīng)力-應(yīng)變曲線基本呈線性關(guān)系，不同磨削試樣的應(yīng)力-應(yīng)變曲線較為一致，拉伸強度離散性較小。測得CFRP復(fù)合材料的拉伸強度為719 MPa，彈性模量為45.8 GPa，均符合ASTM D3479標準。

圖3 磨削試樣的靜態(tài)拉伸應(yīng)力-應(yīng)變曲線

2.3 疲勞壽命

選擇靜拉伸試驗測得的拉伸強度的55%,60%,65% ，即395，431，467 MPa作為外加最大應(yīng)力進行疲勞試驗。由表1可知：在相同應(yīng)力循環(huán)下，不同加工表面粗糙度試樣的疲勞壽命測試值均存在較大離散度；在相同外加應(yīng)力下，CFRP復(fù)合材料試樣的疲勞壽命隨加工表面粗糙度的增大而下降，當(dāng)最大應(yīng)力逐漸增大后，不同加工表面粗糙度試樣之間的疲勞壽命差異減小，由此可推測，隨著最大應(yīng)力進一步增大，疲勞壽命會更加接近。

表1 CFRP復(fù)合材料試樣的疲勞壽命

2.4 剛度退化演化及斷口形貌

剩余剛度Ei表達式為

(2)

將剩余剛度以及疲勞壽命進行正則化處理，以消除外界因子的影響，曲線的變化仍然服從原有的規(guī)律。正則化處理表達式為

E*=Ei/E0

(3)

N*=n/Nf

(4)

式中：E*為正則剛度；E0為最大剛度；N*為正則疲勞壽命；Nf為疲勞壽命；n為當(dāng)前循環(huán)次數(shù)。

在最大應(yīng)力為395 MPa時，CFRP復(fù)合材料試樣的疲勞壽命相對較長，剛度退化演化過程更加完整，因此選擇在該最大應(yīng)力下進行剛度退化分析。試樣在剛度退化達到臨界狀態(tài)時發(fā)生疲勞斷裂。由圖4可知，不同表面粗糙度CFRP復(fù)合材料試樣剛度退化過程的Ⅲ階段均很短，甚至難以直接觀察到。3個磨削試樣剛度退化曲線的變化較為一致，剛度退化I階段占總疲勞壽命的40%左右，遠超典型剛度退化曲線的I階段占比(不超過20%)。其中：前半段占總疲勞壽命的近20%，剛度下降10%左右，與典型剛度退化曲線的I階段較為類似；后半段剛度幾乎呈線性下降，剛度退化近30%。剛度退化II階段幾乎占據(jù)了總疲勞壽命的剩余部分，剩余剛度表現(xiàn)為緩慢線性下降，僅下降了10%，與典型的剛度退化規(guī)律較為一致。3個逆銑試樣疲勞壽命的離散性較大，剛度退化曲線有所差異：疲勞壽命最短試樣的剛度退化I階段占總疲勞壽命的近40%，剛度在此階段僅退化20%，相較于其余兩個試樣剛度退化速率較??；疲勞壽命最長試樣在I階段的剛度退化最為明顯，在達到疲勞壽命的20%時剛度下降近35%；疲勞壽命在兩者之間的試樣I階段的剛度退化速率也位于兩者之間。由此可見，I階段剛度退化速率越快，I階段占疲勞壽命比值越小的試樣，疲勞壽命越長。3個順銑試樣的剛度退化曲線總體變化趨勢較為一致，疲勞壽命離散性較小，在I階段剛度退化率越快的試樣疲勞壽命越高。

圖4 CFRP復(fù)合材料試樣的剛度退化曲線(最大應(yīng)力為395 MPa)

由圖5可知，高疲勞壽命(Nf=116 663周次)逆銑試樣的斷口呈多種失效模式，大量纖維發(fā)生斷裂或擠壓變形，基體的大規(guī)模斷裂造成較多的樹脂脫黏散落在纖維表面，復(fù)合材料纖維-樹脂界面的強度弱化，造成纖維脫黏、纖維斷裂、樹脂破碎，這是由于該試樣剛度退化Ⅰ階段疲勞壽命占比小，而Ⅱ階段經(jīng)歷的疲勞循環(huán)次數(shù)多，試樣斷口存在顯著的Ⅱ階段損傷特征[9]。低疲勞壽命(Nf=35 648周次)順銑試樣斷口處的纖維與高疲勞壽命試樣相比更加整齊，有較多樹脂拉拔的痕跡，斷裂模式較為單一，由于該試樣的剛度退化Ⅱ階段時間較短，其樹脂基體和纖維還未發(fā)生大規(guī)模的斷裂試樣就已經(jīng)失效。

較大的表面粗糙度會使材料在疲勞過程中發(fā)生應(yīng)力集中，從而導(dǎo)致疲勞裂紋萌生擴展[14]。順銑試樣的表面粗糙度(Sa為5.9 μm)和微缺口深度(約80 μm)均最大，而應(yīng)力集中系數(shù)與表面粗糙度及微缺口深度呈正相關(guān)關(guān)系[15]，因此該試樣的應(yīng)力集中系數(shù)最大，疲勞微裂紋萌生后擴展速率更快，剛度退化初始階段退化速率更高，疲勞壽命更短。3個磨削試樣均經(jīng)歷了27 000～29 000周次應(yīng)力循環(huán)后完成剛度退化I階段，達到特征損傷狀態(tài)；3個逆銑試樣在I階段的循環(huán)次數(shù)離散性稍大，為21 000～27 000周次不等；而3個順銑試樣在I階段的循環(huán)次數(shù)為21 000～23 000周次。由此可知，CFRP復(fù)合材料試樣表面粗糙度越大，裂紋越快達到飽和狀態(tài)，從而更快地結(jié)束剛度退化的初始階段，最終使得疲勞壽命降低。另外，在相同應(yīng)力水平下，疲勞早期裂紋分布更加均勻的CFRP復(fù)合材料試樣擁有更長的疲勞壽命，反之裂紋分布集中會使微裂紋過早聚合從而導(dǎo)致壽命縮短[16]。銑削試樣的凹坑集中出現(xiàn)于45°纖維鋪層處，使得微裂紋在此處集中分布，而磨削試樣的表面質(zhì)量整體較好，微裂紋分布相對均勻，因此銑削試樣疲勞壽命低于磨削試樣。

3 結(jié) 論

(1) CFRP復(fù)合材料磨削試樣的表面粗糙度Sa為1.2 μm，缺陷主要集中在0°纖維鋪層，有較多纖維缺失從而產(chǎn)生空隙；銑削試樣在45°纖維鋪層表面產(chǎn)生較多凹坑，其中順銑的缺陷更為嚴重，逆銑和順銑試樣的表面粗糙度Sa分別為3.2 μm和5.9 μm。

(2) CFRP復(fù)合材料試樣在疲勞試驗過程中剛度發(fā)生退化，表面粗糙度越小的試樣在初始階段退化速率越高，疲勞壽命也越高；隨著表面粗糙度的增大，CFRP復(fù)合材料的疲勞壽命減小，所受的循環(huán)應(yīng)力水平越大，表面粗糙度的影響越小，疲勞壽命趨于一致。

(3) 表面粗糙度更大的CFRP復(fù)合材料試樣裂紋萌生和擴展更為迅速，且裂紋集中分布于缺陷處，裂紋更加密集并過早聚合，使得剛度退化I階段退化速率升高，疲勞壽命降低。