許洪明，溫衛(wèi)東，劉芳

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015；2.南京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，南京210016）

含分層缺陷復(fù)合材料層合板壓縮強度試驗研究

許洪明1，溫衛(wèi)東2，劉芳1

（1.中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽110015；2.南京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院，南京210016）

復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)在生產(chǎn)和使用過程中經(jīng)常會出現(xiàn)分層損傷，為研究分層損傷對復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)壓縮強度的影響，對含預(yù)制分層缺陷的復(fù)合材料層合板進(jìn)行了靜強度壓縮試驗研究，主要研究了沿層合板厚度方向2種不同位置的分層缺陷對復(fù)合材料層合板壓縮強度的影響。試驗結(jié)果表明：2類試驗件斷裂位置均主要集中在預(yù)制分層缺陷的邊緣，斷裂部位呈現(xiàn)不同程度的分層擴展；2類試驗件的壓縮強度較無初始缺陷的試驗件分別降低9.04%和8.60%，說明分層缺陷的位置對復(fù)合材料層合板壓縮強度的影響程度略有不同，分層缺陷位于層合板厚度方向中間位置時對壓縮強度影響較大。

復(fù)合材料；分層；壓縮強度；試驗

0 引言

復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)在制作和使用過程中經(jīng)常出現(xiàn)各種各樣的損傷或缺陷[1-2]，其中分層損傷或缺陷為較常見的1種損傷形式。隨著復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)在中國航空航天領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用，研究含分層損傷或缺陷復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的強度問題具有十分重要的意義。復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)在內(nèi)部出現(xiàn)損傷后，其剛度與靜強度會有一定程度降低[3]，但這種降低的程度與損傷的大小、位置及損傷形式有很大關(guān)系，目前很多學(xué)者[4-8]都對含分層損傷或缺陷的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)進(jìn)行了理論和試驗分析，主要研究了含有圓形或橢圓形分層損傷的復(fù)合材料層合板的靜強度、疲勞和屈曲等問題，其中文獻(xiàn)[4]中還特別研究了含分層缺陷弧形板的壓縮強度。

本文主要對含初始預(yù)制分層缺陷的復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)進(jìn)行了靜強度壓縮試驗研究，分析了沿厚度方向不同位置的分層缺陷對層合板壓縮強度的影響規(guī)律。由于未考慮層合板在壓縮載荷下屈曲效應(yīng)的影響，為此還專門設(shè)計了試驗夾具，以最大程度消除屈曲現(xiàn)象對層合板壓縮強度的影響，試驗結(jié)果可為復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)的結(jié)構(gòu)設(shè)計和強度分析提供一定的試驗數(shù)據(jù)支持或參考。

1 試驗方法和結(jié)果

1.1試驗件

試驗采用的試驗件均由鋪層方式為[45/-45/90/0/-45/0/45/0/90/0]s的T300/BMP316復(fù)合材料板材切割所得。其分層方式為預(yù)制穿透分層，分層區(qū)域采用在材料制備過程中預(yù)埋F4薄模的方法。試驗件按照初始分層位置的不同分為A、B 2類。A類試驗件的分層區(qū)域位于層合板的第10～11層，即板厚中間位置；B類試驗件的分層區(qū)域為層合板的第5～6層，即板厚1/4位置。試驗件的分層位置和幾何尺寸如圖1所示，試驗件長L＝120mm，厚T＝2.5 mm，寬W＝12.5mm。

圖1 壓縮試驗件形狀

1.2試驗設(shè)備和方法

為獲得層合板靜載荷下的壓縮強度，根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)GB 5258-1995[9]在室溫條件下進(jìn)行靜強度壓縮試驗，采用AG-250KNE型電子拉伸試驗機，試驗加載速率為1mm/min。自行設(shè)計了防失穩(wěn)試驗夾具（如圖2所示）夾持試驗件，以防止壓縮時失穩(wěn)，其中金屬小墊片厚度比層合板略厚0.1mm，與試驗件共同放置在試驗夾具中，保證了壓縮試驗的順利進(jìn)行。

圖2 壓縮試驗夾具

試驗前通過測量確定試驗件的初始尺寸，見表1。試驗過程中觀察試驗件的變化情況，記錄試驗件的破壞載荷，其斷裂后采集破壞圖片和X光探測圖片，最后對試驗結(jié)果進(jìn)行整理和分析。

1.3試驗結(jié)果及分析

A、B類試驗件的最終平均破壞載荷分別為428.79、430.82 MPa。壓縮試驗結(jié)果見表2，試驗載荷位移曲線如圖3、4所示。

表1 試驗件尺寸

表2 壓縮試驗結(jié)果

圖3 A類試驗件壓縮載荷位移曲線

圖4 B類試驗件壓縮載荷位移曲線

圖5 A類試驗件破壞圖片和X光照片

A類試驗件破壞圖片和X光照片如圖5所示。由A類試驗件靜壓縮試驗現(xiàn)象及分析可知，在壓縮試驗過程中，試驗件在開始階段發(fā)出短時間的細(xì)微響聲，在持續(xù)加載到9.5 kN時，突然有明顯響聲，證明有損傷增大的情況出現(xiàn)（疑為分層擴展或少數(shù)纖維斷裂），繼續(xù)增大載荷接近試驗件強度極限時，試驗件突然斷裂并伴有很脆的斷裂響聲。A類試驗件的靜壓縮載荷-位移曲線（如圖3所示）也幾乎呈線性關(guān)系，但載荷在9.5 kN左右時，位移短時間突然增加，與觀察到的試驗現(xiàn)象相符，在繼續(xù)加載的情況下，載荷與位移仍為線性關(guān)系，無明顯曲率變化。當(dāng)載荷達(dá)到其極限強度時，試驗件立刻脆斷。從圖5中清晰可見，各試驗件斷裂位置都集中在預(yù)制分層的一側(cè)或兩側(cè)，在預(yù)制分層處邊緣破壞部位附近都發(fā)現(xiàn)了不同程度的分層擴展痕跡。

B類試驗件破壞圖片和X光照片如圖6所示。由B類試驗件靜壓縮試驗現(xiàn)象及分析得出，在壓縮試驗過程中，試驗件在開始階段發(fā)出短時間的細(xì)微響聲，在持續(xù)加載到10 kN左右時有明顯響聲，證明有損傷增大或少數(shù)纖維斷裂的情況發(fā)生，繼續(xù)增大載荷接近試驗件強度極限時，試驗件突然斷裂并伴有響聲。與A類試驗件的相似，B類壓縮試驗件的靜壓縮載荷-位移曲線（如圖4所示）也幾乎呈線性關(guān)系，但載荷在10 kN左右時，位移短時間突然增加，與觀察到的試驗現(xiàn)象相符，但在繼續(xù)加載的情況下，載荷與位移關(guān)系出現(xiàn)了較明顯曲率變化，當(dāng)載荷達(dá)到其極限強度時，試驗件立刻脆斷。從圖6中可見，各試驗件斷裂位置都集中在預(yù)制分層的一側(cè)或兩側(cè)，在預(yù)制分層處附近都發(fā)現(xiàn)了不同程度的分層擴展痕跡。

圖6 B類試驗件破壞圖片和X光照片

1.4試驗結(jié)果與無損試驗件對比分析

文獻(xiàn)[10]中對本類材料無損傷的完好試驗件進(jìn)行了靜強度壓縮試驗，試驗件材料、鋪層順序與尺寸均與上述試驗的相同，僅試驗件批次不同。本文試驗結(jié)果與文獻(xiàn)[10]中完好的試驗結(jié)果對比見表3（含穿透分層損傷試驗件與完好的試驗件靜強度均取平均值）。

表3 含穿透分層試驗件與無損傷試驗件的靜強度對比

2 結(jié)論

（1）在試驗過程中，2種類型的試驗件在加載到一定程度后都會發(fā)出明顯的響聲，根據(jù)試驗件斷裂后的圖片和X光分析，在該階段可能出現(xiàn)了分層擴展或少數(shù)纖維斷裂的情況，但是載荷仍未達(dá)到層合板的整體破壞極限，載荷位移曲線中的1小段平直段也是該現(xiàn)象的體現(xiàn)。

（2）含有2種不同位置預(yù)制分層缺陷的復(fù)合材料層合板在靜壓縮試驗中，破壞的位置基本上都在預(yù)制分層的兩側(cè)或一側(cè)邊緣位置，斷裂多由此類位置開始出現(xiàn)，說明含分層缺陷復(fù)合材料層合板的材料薄弱環(huán)節(jié)恰好在分層缺陷的邊緣部位，在壓縮載荷作用下分層缺陷邊緣部位會率先出現(xiàn)高應(yīng)力區(qū)，引起材料的局部破壞和剛度衰減，進(jìn)而影響分層缺陷附近區(qū)域乃至材料整板的剛度變化，從而導(dǎo)致層合板出現(xiàn)更嚴(yán)重的損傷。

（3）含有2種不同分層缺陷位置的層合板最終平均破壞載荷較為接近，較無初始損傷的完好層合板壓縮強度均降低了9%左右，但分層缺陷位于板厚中間位置的層合板壓縮強度降低程度略高。

[1]沈觀林，胡更開.復(fù)合材料力學(xué)[M].北京：清華大學(xué)出版社，2006：187-188.

SHEN Guanlin,HU Gengkai.Mechanics of compositematerials [M].Beijing:Tsinghua University Press,2006：187-188.（in Chinese）

[2]張志民.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)力學(xué)[M].北京：北京航空航天大學(xué)出版社，1993：402-403.

ZHANG Zhimin.Structural mechanics of composite materials [M].Beijing：Beihang University Press,1993：402-403.（in Chinese）

[3]中國航空研究院.復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計手冊[M].北京：航空工業(yè)出版社，2001：5-6.

Chinese Institute of Aeronautics.Composite structures design manual[M].Beijing:Aviation IndustryPress,2001：5-6.（inChinese）

[4]Short G J,Guild F J,Pavier M J.Delaminations in flat and curve composite laminates subject to compressive load[J]. Composite Structures,2002,58：249-258.

[5]Short G J,Guild F J,Pavier M J.The effect of delamination geometry on the compressive failure of composite laminates[J]. Composites Science and Technology,2001,61：2075-2086.

[6]程小全，王進(jìn).ALIAL-Mansour.含矩形邊緣分層缺陷層合板的壓縮性能[J].復(fù)合材料學(xué)報，2007，24（2）：151-158.

CHENG Xiaoquan，WANG Jin，ALIAL-Mansour.The effectof rectangular on the compressive performance of composite laminates[J].Journal of Composite Materials，2007，24（2）：151-158.（in Chinese）

[7]Chang F K,Springer G S.The strength of reinforced composite bends[J].Journalof Composite Materials,1986,20（1）：30-45.

[8]邱春圖.分層缺陷對復(fù)合材料加筋層壓板壓縮強度的影響[J].飛機設(shè)計，2006，6（2）：16-20.

QIU Chuntu.Delaminations in composite reinforced laminates laminatessubjectto compressive load[J].AircraftDesign，2006，6（2）：16-20.（in Chinese）

[9]國家技術(shù)監(jiān)督局.GB/T 5258-1995纖維增強塑料薄層板壓縮性能試驗方法[S].北京：中國標(biāo)準(zhǔn)出版社，1996：317-321.

State Bureau of Technical Supervision.GB/T 5258-1995 Fiber reinforced plastics test method for compressive properties of thinplate[S].Beijing:StandardsPressofChina，1996：317-321.（in Chinese）

[10]崔海坡.復(fù)合材料層合板沖擊損傷及剩余強度研究[D].南京：南京航空航天大學(xué)，2006.

CUIHaipo.Research of impact damage and residual strength of composite laminates[D].Nanjing:Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,2006.（in Chinese）

Compressive Strength Experimentation Research on Composite Lam inates Layered Defect

XU Hong-m ing1,WEN W ei-dong1,LIU Fang2
（1.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute,Shenyang 110015,China;2.

Collegeof Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronauticsand Astronautics,Nanjing 210016,China）

In order to study the effect of delamination on composite in the process of production and application,the static compressive strength study of composite lamination layered defectwas conducted.The compressive strength effectof two different positions delamination in the lamination direction on the composite laminates was mainly studied.The results show that two different fracture positions appear different layered extension on the edge of pre-delamination and reduce to 9.04%and 8.60%compared to no damage experiments.The delamination position has different influence on the compressive strength of composites.The bigger influence of delamination on compressive strength is in themiddle position of lamination direction.

composite;delamination;compressive strength;experimentation

2012-09-26

許洪明（1981），男，碩士，主要從事航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)強度和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強度設(shè)計工作。