紀斌逸　許國棟　蔣蔚　陳靜

（中航復合材料有限責任公司　北京市　101300）

T300/BMP316聚酰亞胺基復合材料層壓板表面損傷研究

紀斌逸許國棟蔣蔚陳靜

（中航復合材料有限責任公司北京市101300）

T300/BMP316耐高溫復合材料，主要應(yīng)用于高性能航空發(fā)動機的冷端部件、高速飛行器和導彈的短時耐熱結(jié)構(gòu)和功能結(jié)構(gòu)。由于復合材料本身不耐磕碰，容易造成表面損傷，因此，本研究設(shè)計了幾種表面損傷的類型，并對此類損傷對層壓板的性能影響進行了評估。

聚酰亞胺；復合材料

1　研究背景

先進復合材料（Advanced Composites Material，簡稱ACM）專指可用于加工主承力結(jié)構(gòu)和次承力結(jié)構(gòu)、其剛度和強度性能相當于或超過鋁合金的復合材料。ACM具有質(zhì)量輕，較高的比強度、比模量、較好的延展性、抗腐蝕、隔熱、隔音、耐高（低）溫等特點，已被大量運用到航空航天、醫(yī)學、機械、建筑等行業(yè)[1～2]。在高溫領(lǐng)域，BMP316聚酰亞胺樹脂為耐熱性能和抗熱氧化穩(wěn)定性能優(yōu)良的熱固性樹脂，主要用于在熱壓罐中固化成型復合材料結(jié)構(gòu)件。熱壓成型聚酰亞胺基復合材料主要應(yīng)用于高性能航空發(fā)動機的冷端部件、高速飛行器和導彈的短時耐熱結(jié)構(gòu)和功能結(jié)構(gòu)。典型產(chǎn)品如航空發(fā)動機的外涵機匣、進氣機匣、葉片、噴口調(diào)節(jié)片等，巡航導彈頭錐、進氣道整流罩，空空導彈舵翼面、雷達天線罩等。是航空航天等領(lǐng)域耐熱結(jié)構(gòu)實現(xiàn)結(jié)構(gòu)減重和功能化的重要材料，成為航空航天領(lǐng)域應(yīng)用廣泛的材料品種[3]。復合材料構(gòu)件在使用過程中，由于各種原因，導致表面磕碰損傷，本研究設(shè)計了幾種表面損傷的類型，并對此類損傷對層壓板的性能影響進行了評估。

2　試驗件準備

機械損傷試件采用T300/BMP316復合材料，按照復合材料外涵機匣鋪層及制造工藝壓制，試件尺寸為300mm×80mm× 2.6mm，鋪層為[45/-45/90/90/-45/0/90/0/45/90]s，單層厚度0.12mm，正反各貼有厚度0.1mm的EW100/BMP316玻璃布。貼補法修理的試件同機械損傷試件，TC4鈦合金補片直徑為56mm，厚1.5mm，鉚接在試件上。所有試件兩端均有尺寸為60mm×80mm×2.0mm的玻璃鋼加強片。

表1給出了用于研究的試驗件六種狀態(tài)及其相應(yīng)數(shù)量。本研究共進行了兩種試驗項目：靜強度拉伸試驗和疲勞試驗。每一種狀態(tài)（即每一組）的試驗件，編號后兩位為01～06的用于進行靜強度試驗，編號后兩位為07～12的用于疲勞試驗，其中編號后兩位為11、12的進行100次預定疲勞載荷譜，編號后兩位為07～10的共進行200次疲勞載荷譜。

試件編號形如圖1。

例如：某試件編號為A4-D20H10-08，則其表示的是第4組第8個試件，該試件未進行修補，含有直徑20mm深1.0mm的機械損傷。

表1　試驗件

圖1　

試驗前需對試件全面探傷。使用超聲C掃描對試驗件進行無損檢測，記錄缺陷和損傷情況，附錄C給出了各試驗件試驗前的無損檢測結(jié)果。圖2給出了部分試件試驗前的無損檢測圖。

圖2　A3組試驗前無損檢測圖

應(yīng)變片選擇符合GB/T13992-92的A級要求。機械損傷試件（第A1、A2、A3、A4組試件）應(yīng)變片粘貼位置如圖3所示，圖中括號里面的數(shù)字指試件背面相應(yīng)位置處的應(yīng)變片。

圖3　機械損傷試件應(yīng)變片粘貼位置圖

無損傷應(yīng)變片粘貼位置如圖4所示。

圖4　無損傷試件應(yīng)變片粘貼位置圖

貼補法修理試件位置如圖5所示。

圖5　貼補修理試件應(yīng)變片粘貼位置圖

3　試驗過程

3.1靜強度試驗

將試件夾持在試驗機上，施加載荷進行靜強度試驗。圖6給出了靜強度試驗加載譜。

圖6　靜強度試驗載荷加載譜

3.1.1屈服強度拉伸試驗

以1mm/min的加載速度，施加拉伸載荷至16608N，保載5min。

3.1.2極限強度拉伸試驗

屈服強度拉伸試驗后，如果試驗件仍有承載能力，以1mm/min的加載速度繼續(xù)施加拉伸載荷至24912N，保載5min。

3.1.3破壞強度拉伸試驗

極限強度拉伸試驗后，如果試驗件仍有承載能力，以1mm/ min的加載速度繼續(xù)施加拉伸載荷至33216N，保載5min；如果試驗件仍有承載能力繼續(xù)加載直至試驗件破壞。試驗過程照片見圖7。

圖7　靜力試驗照片

3.2疲勞試驗

對每組試驗件編號末尾為07～12的試件進行疲勞試驗，圖8為疲勞試驗照片。

3.2.1低循環(huán)疲勞強度試驗

按照表2中1～10的順序，施加表3中載荷，重復100次。低周疲勞試驗結(jié)束后，對所有試件進行第二次無損檢測。

3.2.2剩余強度試驗

完成低循環(huán)疲勞強度試驗后，如果試驗件仍有承載能力，進行剩余強度試驗。圖9為剩余強度試驗照片。

圖8　疲勞試驗照片

表2　循環(huán)載荷譜

圖9　疲勞后剩余強度拉伸試驗

（1）選取兩件試驗件（這里取每組編號末尾為11、12的兩件試驗件）施加拉伸載荷直至試驗件破壞，記錄破壞載荷；

（2）對剩余試驗件繼續(xù)施加表3中循環(huán)載荷，重復100次后，若試驗件仍具有承載能力，則停止低循環(huán)疲勞試驗，對試驗件進行第三次無損檢測；

（3）對完成（2）條所要求試驗后仍具有承載能力的試驗件施加拉伸載荷直至試驗件破壞。

4　試驗結(jié)果

4.1靜強度試驗

表3給出了靜強度試驗統(tǒng)計結(jié)果，以下各值均為平均值。其中，強度比例指該組試件平均剩余強度與無損傷組（A5組）平均剩余強度的比值，破壞應(yīng)變比例指該組試件平均破壞應(yīng)變與無損傷組平均破壞應(yīng)變的比值。為了直觀比較，圖10給出了靜力試驗結(jié)果柱形圖。

表3　靜強度試驗統(tǒng)計結(jié)果

由表3的試驗結(jié)果可見，對于φ10的機械損傷，損傷深度由0.5mm增加到1.0mm，拉伸強度降低。

4.2疲勞強度試驗

圖10　靜力試驗結(jié)果柱形圖

圖11　靜力試驗后試件破壞照片

表4給出了兩次疲勞后的拉伸剩余強度統(tǒng)計值。為了直觀比價，圖12給出了由表4繪制出的靜強度和一次疲勞、二次疲勞后剩余強度的對比圖。圖13為疲勞后試件剩余強度拉伸破壞照片。

表4　疲勞后剩余強度統(tǒng)計值

圖12　靜強度和一次疲勞、二次疲勞后剩余強度的對比圖

圖13　試件疲勞后剩余強度拉伸破壞照片

5　試驗結(jié)論

由試驗結(jié)果可以得出以下結(jié)論：

（1）對試件加載200次預定疲勞載荷譜，無損傷試件沒有產(chǎn)生任何損傷，其拉伸強度值無明顯變化；四種給定損傷形式的試件以及修理以后的試件，其預制損傷無明顯擴展，拉伸強度值無明顯變化?？梢娫搹秃喜牧习逶陬A定載荷譜下具有很好的疲勞特性。

（2）由試驗結(jié)果可見，含直徑10mm，深0.5mm機械損傷的試件相對于無損傷試件，其靜強度降低了3%，破壞應(yīng)變降低了4%；含直徑20mm，深0.5mm機械損傷的試件相對于無損傷試件，其靜強度降低了13%，破壞應(yīng)變降低了14%?？梢娦〕叽绲谋砻娣谴┩笓p傷對試件的強度影響較小。

（3）A3組與A1組對比，損傷深度相同，損傷面積增加三倍，強度降低81MPa，降低10.9%；A4組與A2組對比，損傷深度相同，損傷面積增加三倍，強度降低85MPa，降低15%；A2組與A1組對比，損傷面積相同，損傷深度增加一倍，強度降低167MPa，降低22.5%；A4組與A3組對比，損傷面積相同，損傷深度增加一倍，強度降低171MPa，降低25.9%。由以上對比可見，一定損傷范圍內(nèi)，損傷深度是比損傷面積更重要的影響強度的參量。

（4）B1組與A4組對比可見，本試驗采用的修補方法不能達到提高強度的目的。分析原因可能是由于鉚接修理對試驗件引入的損傷超過了原預制損傷。

[1]萬喜偉，王海青，彭公秋，等.國產(chǎn)碳纖維在某型號復合材料壁板的應(yīng)用情況分析.航空制造技術(shù)，2014（15）：50～51.

[2]萬喜偉，王海青，徐洪波，等.某大型復合材料結(jié)構(gòu)膠接面次生缺陷解決過程分析.航空制造技術(shù)，2014（11）：96～97.

[3]陽燦，周洪飛.石英玻璃纖維布增強BMP350聚酰亞胺樹脂基復合材料性能研究.航空制造技術(shù)，2014（15）：56～57.

TB332

A

1673-0038（2015）23-0162-03

2015-5-22

紀斌逸（1982-），男，江蘇金壇人，工程師，碩士，研究方向為復合材料。