徐建新， 曹啟武， 許 健， 羅云菲

(1. 中國民航大學航空工程學院, 天津 300300； 2. 中國東方航空公司， 上海 200240)

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T700/QY8911縫合復合材料層合板的拉伸與疲勞性能

徐建新1， 曹啟武1， 許 健2， 羅云菲1

(1. 中國民航大學航空工程學院, 天津 300300； 2. 中國東方航空公司， 上海 200240)

摘要：對T700/QY8911縫合復合材料層合板進行了靜載拉伸試驗和拉-拉疲勞試驗，研究了不同縫合方向[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層層合板的拉伸和疲勞性能；建立了T700/QY8911縫合復合材料層合板有限元模型并對其彈性模量進行了模擬。結果表明：縫合能明顯提高復合材料層合板抵抗分層破壞的能力；縫合層合板在靜拉伸載荷下呈線彈性材料的特點，當載荷達到峰值時，縫合層合板具有后續(xù)承載能力，而未縫合層合板在峰值后承載能力出現(xiàn)連續(xù)下滑，并發(fā)生最終破壞；縫合層合板在拉-拉載荷下的疲勞剛度衰減曲線呈三階段函數特征；縫合層合板的縱向彈性模量的有限元計算結果與試驗結果吻合較好，證實了模型的有效性。

關鍵詞：縫合復合材料；有限元模型；拉伸性能；疲勞性能

0引言

先進樹脂基復合材料層合板廣泛應用于飛機的機身和次承力結構，但抗沖擊能力差、容易分層，限制了其在主承力結構上的應用。縫合技術是改善和提高傳統(tǒng)復合材料層合板層間性能的有效方法之一[1]。研究表明，縫合能明顯改善板厚方向的層間破壞剛度[2-3]和沖擊損傷容限[4]，且成本較低，同時在設計和工藝方面具有較高的可行性。目前，針對縫合復合材料層合板的強度、剛度等方面的研究較多，且已取得了一定的研究成果[5-6]。

由于縫合復合材料層合板在結構上相對于傳統(tǒng)的復合材料發(fā)生了較大的改變，作為一種新型材料，其拉伸性能和疲勞性能是關鍵的考核指標，而國內有關這方面的研究還較少[7]。因此，作者針對T700/QY8911縫合層合板的兩種不同鋪層類型([0/90]4s和[0/45/90/-45]2s)試樣，進行了靜載拉伸試驗和拉-拉疲勞試驗，同時建立了有限元模型模擬得到了縫合層合板的縱向彈性模量，并與試驗結果進行了對比，探討了其靜強度拉伸和拉-拉疲勞損傷演化模式，為工程實際應用提供性能參數和理論參考。

1有限元模型的建立

縫合復合材料層合板常采用預成型體+樹脂傳遞模塑成型/樹脂膜熔滲(RTM/RFI)工藝制備，但其預成型體的結構形式各不相同。研究的層合板材料為T700碳纖維簾子布/QY8911樹脂，縫線為Kevlar-49纖維?？p合層合板固化后，存在最小單元體，全尺寸結構特征和力學特征都能在這個最小單元體內得到體現(xiàn)，所以建立相應的最小單元體的有限元模型是對縫合復合材料層合板進行有限元分析的前提條件[8]。

1.1　模型假設

(1) 忽略縫合復合材料層合板在針腳處的細觀損傷和缺陷(如縫線夾雜、縫合時鋪層纖維斷裂所形成的微小裂紋以及縫合引起的纖維彎曲等)所引起的應力集中。

(2) 給予層合板各鋪層未縫合時的材料性能，同時把縫線與層合板分開考慮。

(3) 假設縫合層合板各鋪層方向不一致的單向板是由兩種均勻的橫觀各向同性材料組成。

(4) 忽略層合板邊界效應影響，縫線按照一定的縫合參數在單向板中按規(guī)律分布。

1.2　模型的建立

根據文獻[8-9]，利用有限元Abaqus軟件建立縫合復合材料層合板有限元模型，并進行網格劃分，如圖1所示。為了充分體現(xiàn)縫合參數的作用并可以直觀地看到縫合纖維對性能的影響，取4組縫合纖維進行建模。根據縫合工藝，縫線為緊密排在一起的上下兩根縫合纖維，故在有限元建模過程中，縫線截面尺寸為單根纖維的兩倍，為了計算簡化，把縫線的纖維截面視為矩形，尺寸為0.4 mm×0.2 mm×2.4 mm。根據層合板的縫合參數確定有限元模型最小單元的尺寸為6 mm×10 mm×2.4 mm，縫合參數見表1[10]。在Abaqus軟件中，對于面內0°，45°，90°鋪層和縫線的性能參數分別按表2[10]進行輸入，模型的網格由軟件分割成20塊單獨進行劃分，總網格數為5 632，其中縫線模型單元與層合板模型單元的節(jié)點采用tie模塊的固連形式。

表1　縫合參數

表2材料性能參數

Tab.2Parameters of material properties

材料彈性常數/GPaE1E2E3G12G23G31ν21ν31ν32T700/QY8911138.898.798.794.163.444.160.320.320.46Kevlar49125.004.104.102.901.502.900.350.350.35

圖1　縫合復合材料層合板有限元模型及網格劃分Fig.1　Finite element model and meshing for stitchedcomposite laminate

為了模擬真實的試驗約束情況，在圖1中模型的左側面施加三個方向的零位移約束，在模型右側面施加均布載荷1 MPa，并通過有限元軟件后處理模塊進行求解。

2試樣制備與試驗方法

2.1　試樣制備

層合板材料為T700碳纖維簾子布/QY8911樹脂，縫線采用Kevlar-49纖維(12 600 tex)，底線3 600 tex，采用改進的鎖式方式縫合，RFI工藝成型。T700分別按[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s順序鋪層，縫合格式為直線縫合，縫合密度為行距5 mm，針距3 mm，縫合方向為10°，45°，90°?？p合復合材料層合板的碳纖維體積分數約為60%，單層厚度約為0.15 mm，16層鋪層。靜載拉伸試樣和疲勞試樣尺寸如圖2所示，每組試樣的數量為2～3件，在試

圖4　不同鋪層方式及縫合方向層合板的靜載拉伸性能曲線Fig.4　Tensile properties of the composite laminates at different ply and stitching orientations

圖2　縫合復合材料層合板靜載拉伸和疲勞試樣尺寸Fig.2　Dimensions for the stitched composite laminates

驗過程中采用夾頭夾緊試樣兩端。

2.2　試驗方法

在INSTRON8801型電液伺服疲勞試驗機上進行靜載拉伸試驗和疲勞試驗，疲勞試驗采用正弦波循環(huán)加載方式，應力比R=0.1，頻率為12 Hz，各組應力水平的試驗均在自然干態(tài)、室溫環(huán)境中進行。為了確定縫合復合材料試樣的靜載強度極限、斷裂區(qū)域，在試驗中采用2 mm×3 mm的應變片，用JY-20型應變儀測量應變值。

3試驗結果與討論

3.1　靜載拉伸性能

試樣的斷裂形貌如圖3所示[9]。通過試樣的靜載拉伸試驗可以發(fā)現(xiàn)，縫合復合材料層合板試樣的斷裂位置在縫線上；而未縫合試樣發(fā)生了明顯的分層破壞現(xiàn)象，破壞方向沒有明顯規(guī)律。

圖3　不同縫合方向[0/45/90/-45]2s鋪層層合板的靜載拉伸斷裂形貌Fig.3　Tensile fracture morphology of non-stitched (a) and stitchedply [0/45/90/-45]2scomposite laminate at differentstitching orientations (b～d)

為了得到試樣的拉伸曲線，在試驗過程中，記錄了試樣在特定加載載荷下的應變，以及試樣破壞時的載荷和應力。由于應變片的量程和誤差可能導致試驗結果不準確，試驗中僅記錄了載荷50 kN以下的試樣應變值。

由圖4可見，縫合復合材料層合板的拉伸曲線在試驗范圍內是近似線性的，與文獻[11-12]結果一致。當靜載拉伸載荷達到一定值時，縫合層合板結構內部的缺陷(如縫合而產生的微裂紋或富脂區(qū)等)容易引起損傷擴展，當損傷沿縫線直至相互串聯(lián)成片時層合板發(fā)生失效破壞；而未縫合試樣的承載能力到達載荷峰值時連續(xù)下降，并發(fā)生最終破壞。10°縫合試樣的拉伸斷口比90°縫合試樣的粗糙，毛刺較多，說明縫合方向對縫合層合板抵抗分層的能力有一定的影響。由圖4還可知，[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層的層合板均呈現(xiàn)出線彈性材料的特點，且強度分散性較小，因此用彈性理論進行結構的靜強度設計能滿足一定的工程實際要求。

3.2　拉-拉疲勞性能

圖6　 90°縫合復合材料層合板的拉-拉疲勞S-N曲線Fig.6　Tension-tension fatigue S-N curves of ply [0/90]4s(a) and [0/45/90/-45]2s(b) stitched composite laminates stitched at 90°

通過縫合復合材料層合板試樣的靜載強度拉伸試驗，得到了拉伸極限載荷，可以作為拉-拉疲勞試驗中加載的循環(huán)應力峰值?？紤]到疲勞試驗結果的分散性，作者分別選取靜載極限載荷的55%～80%作為在拉-拉疲勞試驗中各組試樣的加載應力水平的最大應力，并以90°縫合方向的縫合層合板試樣為例。

由圖5(a)可見，在拉-拉疲勞載荷作用下，未縫合層合板試樣出現(xiàn)了較為明顯的分層破壞現(xiàn)象。拉-拉疲勞試驗過程中，首先在試樣邊緣處出現(xiàn)基體開裂和部分碳纖維斷裂，隨后分層現(xiàn)象逐漸向層合板的中間位置擴展，最后發(fā)生斷裂破壞時層合板斷裂處出現(xiàn)了完全分層。

由圖5(b)和(c)可見，縫合層合板的初始損傷最早出現(xiàn)在層合板自由邊界和靠近自由邊界的縫紉針腳附近，宏觀表現(xiàn)為層合板的碳纖維斷裂和撕扯，同時伴有少量的分層現(xiàn)象。試驗過程中可以看到疲勞損傷主要沿縫線方向裂開和擴展；部分試樣還存在縫線先發(fā)生斷裂，接著基體出現(xiàn)開裂并伴隨碳纖維斷裂。由于受到縫線纖維的擠壓和外載荷的拉伸作用，在縫紉針腳和層合板自由邊界處易發(fā)生應力集中[7]，層合板各鋪層內的應力相互耦合作用影響了層合板的疲勞損傷及擴展。

圖5　 90°縫合方向復合材料層合板的拉-拉疲勞破壞形貌Fig.5　Tensile-tensile fatigue fracture morphology of non-stitched (a)and stitched composite laminates stitched at 90°

圖6中Smax為最大應力，N為疲勞壽命，從圖6可以看出，[0/90]4s鋪層縫合層合板的拉-拉疲勞壽命結果比[0/45/90/-45]2s鋪層層合板的分散性更大。鋪層碳纖維角度相差越大，層合板的面內拉-拉疲勞性能降低越快，表明鋪層角度對縫合層合板的性能有一定的影響。對于縱向剛度較大的鋪層([0/90]4s)層合板，拉-拉疲勞破壞時的剛度臨界值相對更大，且存在明顯的應力門檻值，斷裂行為脆性明顯，因而該材料的拉伸疲勞壽命結果分散性更大。

在不同應力水平(σmax/σust，σmax為最大應力，σust為極限應力)的拉-拉疲勞載荷作用下，測試了[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層縫合層合板的剛度降(En/E0，En為材料的彈性模量，E0為未開裂時材料的縱向彈性模量)，與n/N(n為循環(huán)周次，N為疲勞壽命)做曲線，如圖7所示。從圖7可以看出，2種鋪層類型的縫合層合板在90°縫合方向的剛度衰減可分為三個階段，在第一個階段(在總壽命5%之前)，縫合層合板的剛度出現(xiàn)較快的下降過程，損傷表現(xiàn)形式為邊界碳纖維發(fā)生斷裂；在第二個階段(總壽命的5%～91%)，縫合層合板的剛度下降非常緩慢，存在疲勞損傷累積，損傷表現(xiàn)形式為縫線斷裂和部分碳纖維斷裂；在第三個階段(約總壽命91%)，層合板剛度退化到起始的86%左右，碳纖維發(fā)生大幅度撕裂，之后層合板在短時間快速斷裂失效。

4彈性模量的模擬結果及驗證

[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層的縫合層合板在90°縫合方向上的有限元彈性模量計算結果與靜載拉伸試驗結果[9]如表3所示。

從表3可以看出，[0/90]4s鋪層縫合層合板的有限元計算值和試驗值均大于[0/45/90/-45]2s鋪層

圖7　不同應力水平下90°縫合[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s輔層縫合層合板拉-拉疲勞En/Eo-n/N曲線Fig.7　En/Eo-n/N curves of ply [0/90]4sand [0/45/90/-45]2sstitched composite laminates stitched at 90° under different stress levels

鋪層方式縫合方向/(°)彈性模量/GPa有限元計算值試驗值相對誤差/%[0/90]4s9073.64384.78213.14[0/45/90/-45]2s9051.12461.70417.15

層合板的。對比模擬值和試驗值，其相對誤差均在可接受的范圍內。采用有限元分析時，建立切合實際的模型是關鍵；建模時應當考慮縫合復合材料層合板的層間應力和邊界因素的影響，由于縫合作用會造成面內碳纖維斷裂和變形，因此對縫線截面形狀和大小的假設與有限元分析結果也存在一定的關系。

5結論

(1) 縫合能明顯提高復合材料層合板抵抗分層破壞的能力，增強層間強度，縫合層合板的拉伸載荷-應變曲線均為線性關系，縫合層合板達到載荷峰值時具有后續(xù)承載能力，而未縫合層合板的承載能力出現(xiàn)連續(xù)下降，直至最終破壞；縫合層合板在拉-拉載荷下的疲勞剛度衰減曲線呈三階段函數特征。

(2) 縫合和鋪層方向對縫合層合板的力學性能有一定的影響；鋪層中碳纖維角度差值和縫合角度越大，對層合板的面內性能影響越明顯。對于縱向剛度較大的鋪層材料，拉伸疲勞破壞時的剛度臨界值相對更大，且存在明顯的應力門檻值，斷裂行為脆性明顯，因而其拉伸疲勞壽命結果的分散性更大。

(3) [0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層的縫合復合材料層合板的彈性模量有限元計算值和試驗值吻合較好，表明有限元模型具有一定的估算精度和參考價值。

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Tensile and Fatigue Properties of T700/QY8911 Stitched Composite Laminates

XU Jian-xin1， CAO Qi-wu1， XU Jian2， LUO Yun-fei1

(1. College of Aeronautical Engineering, Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China；

2. China Eastern Airlines, Shanghai 200240, China)

Abstract:The static tensile test and tension-tension fatigue test of T700/QY8911 stitched composite laminate were conducted，and the tensile and fatigue property of ply [0/90]4sand [0/45/90/-45]2scomposite laminates at different stitching orientations were studied. The finite element model of T700/QY8911 stitched composite laminate was established to simulate the elastic modulus. The results show that stitching can significantly improve anti-delamination property of the composite laminates, and the stitched composite laminates under static tensile load showed the characteristics of linear elastic material. The stitched composite laminate had subsequent carrying capacity when the peak load was reached, while the carrying capacity of non-stitched laminates consecutively declined until final destruction. The stiffness degradation curves of stitched composite laminates under the tension-tension fatigue load presented the characteristics of three stages function features. The finite element calculated results of the longitudinal elastic modulus of the stitched composite laminate agreed well with the experimental results, which confirmed the validity of the model.

Key words:stitched composites; finite element model; tensile property; fatigue property

中圖分類號：TB332

文獻標志碼：A

文章編號：1000-3738(2015)10-0079-05

作者簡介：徐建新(1967-)，男，江蘇蘇州人，教授，博士。

基金項目：中央高?；究蒲袑ｍ椯Y金資助項目(SY15-06,SY14-02)

收稿日期:2014-08-15；

修訂日期:2015-05-20

DOI:10.11973/jxgccl201510018