孫崇強 張建宇 費斌軍

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京100191)

碳纖維/樹脂基復合材料具有比質(zhì)量小，比強度、比模量高，耐腐蝕，抗疲勞等特點，在國防、航空航天等領域的應用日益廣泛.在實際使用過程中，復合材料結(jié)構(gòu)除了承受各種復雜的載荷外，還承受著各種環(huán)境因素的影響，包括溫度、潮濕環(huán)境、紫外輻射、化學腐蝕等［1－2］.濕熱環(huán)境對復合材料性能的影響［3－5］主要是通過樹脂基體、增強纖維以及樹脂-纖維粘接界面不同程度的破壞而引起其轉(zhuǎn)變;溫度變化產(chǎn)生熱應力損傷;吸濕結(jié)晶化而產(chǎn)生裂紋擴展、基體的降解等.紫外輻射會［6－7］引起高分子聚合物類基體材料的老化，降低基體材料的強度、剛度等性能.涂層工藝［8－10］除了對惡劣環(huán)境具有防護作用，某些特殊的工藝還能改善復合材料表面性能，進而提高其力學性能.

國內(nèi)外學者對單一或多個環(huán)境因素對碳纖維/樹脂基復合材料影響做了大量的研究［1－10］，對于環(huán)境影響交互作用的研究還很少，為研究環(huán)境因素及其交互作用對T300/QY8911疲勞性能的影響，本文設計并開展了針對T300/QY8911含中心孔層壓板拉-拉疲勞的正交試驗.試驗中采用標準試件在給定環(huán)境條件下測試其拉-拉疲勞壽命，并通過對正交試驗結(jié)果的方差分析研究了有無涂層、紫外輻射、濕度等環(huán)境因素及其交互作用對T300/Y8911復合材料孔板拉-拉疲勞壽命影響的顯著性.

1 試驗設計

1.1 試 驗 件

試驗件材料體系為T300/QY8911，試驗件形式為含中心孔拉伸層板，按照標準ASTM D5776設計加工，見圖1.尺寸如下:300 mm×36 mm ×2.52 mm，中心孔尺寸為φ6，試件孔隙率不大于1%，試件的纖維體積含量(63±3)%.結(jié)構(gòu)鋪層:［45/－45/0/－45/45/0/－45/90/0/45/0］s.

圖1 試件示意圖

1.2 正交試驗設計

為研究紫外、濕度、涂層3個環(huán)境因素及其交互作用對T300/QY8911孔板拉-拉疲勞壽命的影響，本文采用正交試驗法［11］.如果考慮3個環(huán)境因素及其交互作用的影響，就相當于有6個因子，故選用L8(27)正交表，見表1.試驗的因子和水平標記如下:

A:紫外(MJ/m2)，分別為0和600;

B:涂層，分別為無涂層和帶涂層;

C:濕度，分別為干燥和濕潤.

正交表的行數(shù)代表試驗次數(shù)，各列中的數(shù)字“1”和“2”分別代表該列所填因子的相應水平，而每一行就是一個試驗方案，各因子的各個水平代表哪一個具體數(shù)據(jù)也可以是隨機的，但應該在排表前確定好.

按正交試驗設計原則，對試驗件進行分組，分組情況見表2.

表1 L8(2)正交表［11］

表2 試件分組情況 件

1.3 交互作用

利用正交設計可以方便地分析因素間的交互作用［11］.考慮交互作用時，表頭設計變得相對復雜一些，各因子不能隨便填在表頭上，而把要考慮交互作用的2個因子排在某2列之后，要查交互作用表找出這2列的交互作用列，這一列決不能再排其他因子，否則在該列就會發(fā)生“混雜”.這樣，當該列的變動平方和較大時，就不能區(qū)分是交互作用引起的還是第3個因子引起的.在正交表上作表頭設計時，應避免“混雜”的出現(xiàn)，這是考慮交互作用的正交表頭設計的一條基本原則，表3給出了考慮交互作用的表頭.

表3 考慮交互作用的表頭

2 試驗及試驗結(jié)果

2.1 紫外和濕潤試驗

按照 GJB150.7—86標準進行紫外試驗，試驗設備為國產(chǎn)的LXD270A氙氣燈光老化試驗箱.一組試件控制在溫度(35±5)℃、干燥環(huán)境中進行紫外輻射，另一組控制在溫度(35±5)℃、濕度(60±10)%RH的環(huán)境中進行了紫外輻射，紫外輻射量均為600 MJ/m2.紫外輻射后，試件表面呈現(xiàn)黃色，如圖2所示.

2.2 靜強度預試驗

為確定疲勞壽命試驗的載荷，選用無紫外試件進行靜強度預試驗.參照ASTM D3039標準，試驗在Instron 8803液伺服材料試驗機上完成.靜力破壞效果見圖3，試驗結(jié)果見表4.

圖2 有無涂層試件表面紫外輻射前后對比

圖3 靜力拉伸破壞試件

表4 靜力拉伸試驗數(shù)據(jù)

2.3 拉-拉疲勞壽命試驗

選取靜力拉伸破壞載荷的80%作為疲勞載荷的最大值，采用正弦波加載，應力比R=0.06，試驗頻率取為6～10 Hz，試驗在Instron 8803電液伺服材料試驗機上完成.由超聲C掃描得到的典型拉-拉疲勞試件內(nèi)部損傷隨著循環(huán)數(shù)擴展情況見圖4，拉-拉疲勞對數(shù)壽命試驗結(jié)果列入表5.

圖4 典型的拉-拉疲勞試件內(nèi)部損傷擴展

表5 拉-拉疲勞對數(shù)壽命試驗數(shù)據(jù)

3 試驗結(jié)果分析

將表5的試驗數(shù)據(jù)填入正交表中，對其進行統(tǒng)計分析［11］，見表 6，方差分析結(jié)果見表 7.表 6中，Ij和IIj表示第j列的各水平數(shù)據(jù)和，T為數(shù)據(jù)總和，Sj為各列的變動平方和，可由式(1)表示，ST為總的變動平方和，可由式(2)表示.

其中，n為數(shù)據(jù)總數(shù);n1，n2分別為水平1，2所對應的數(shù)據(jù)數(shù).

表7中，f為因子的自由度，各列的自由度皆為水平數(shù)減1，ST的自由度為n－1，且有:

即總變動平方和的自由度等于各列變動平方和的自由度之和.由柯赫倫分解定理可知，在因子作用不顯著時，各列Sj相互獨立，F(xiàn)的表達式由公式(4)給出:

其中，Se，fe分別為誤差項及其自由度.

表6 正交試驗表數(shù)據(jù)處理

表7 方差分析結(jié)果

當 F ＞F1－α(fj，fe)時，則以檢驗水平 α 推斷因子作用的顯著性.重復試驗時，總的試驗誤差包含空列誤差和重復試驗誤差兩部分.若記空列誤差和為Se1，重復試驗誤差為Se2，則總的試驗誤差為

其中，Se2的計算公式為各個條件下的數(shù)據(jù)變動平方和，即

Se2的自由度為各個條件下自由度之和，即

其中，ni為各個條件下的試驗重復數(shù).

當 F ＞ F1－α)時，則以檢驗水平 α 推斷給因子作用的顯著性，高度顯著α取0.99，顯著性 α 取0.95.

結(jié)果表明，在紫外、涂層、試件干濕狀態(tài)及其中任意二者的交互作用中，有無涂層對復合材料孔板的拉-拉疲勞壽命影響高度顯著，有無紫外及涂層與濕度的交互作用對復合材料孔板的拉-拉疲勞壽命影響顯著;而濕度、紫外與涂層的交互作用及紫外與濕度的交互作用對復合材料孔板拉-拉疲勞壽命的影響均不顯著.

對結(jié)果進一步分析，紫外輻射顯著降低了該復合材料的疲勞壽命，而紫外與涂層的交互作用對其壽命影響不顯著，這說明涂層對紫外輻射有防護作用.涂層工藝不僅起到防護作用，對復合材料表面也起到了處理作用，這可能是涂層顯著提高該復合材料疲勞壽命的原因之一.濕潤對復合材料影響不顯著，但其與涂層的交互作用對復合材料壽命起到了顯著影響，究其原因，可能是由于該涂層在濕潤條件下與復合材料表面更好地結(jié)合，顯著抑制了疲勞損傷的萌生與擴展.

4 結(jié)論

本文通過正交試驗研究了環(huán)境因素及其交互作用對CFRP孔板拉-拉疲勞性能的影響，并得出以下結(jié)論:

1)紫外輻射后復合材料孔板表面發(fā)生了明顯的顏色變化.

2)通過C掃描發(fā)現(xiàn)，復合材料孔板內(nèi)部損傷(分層面積)隨著拉-拉疲勞循環(huán)數(shù)的增加而擴展.

3)有無涂層對復合材料孔板的疲勞壽命影響高度顯著;有無紫外及涂層與濕度的交互作用對復合材料孔板的疲勞壽命影響顯著;濕度、紫外與涂層的交互作用及紫外與濕度的交互作用對疲勞壽命的影響均不顯著.

4)復合材料涂層工藝對紫外起到了很好的防護作用，同時對復合材料孔板拉伸疲勞壽命會產(chǎn)生有利影響.

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