陳星伊，　黎增山，　黃　驍，　寇哲君

(1.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191；2.中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司， 北京 101300)

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成型工藝對復(fù)合材料I型斷裂韌度的影響

陳星伊1，黎增山1，黃驍1，寇哲君2

(1.北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院， 北京 100191；2.中航復(fù)合材料有限責(zé)任公司， 北京 101300)

采用雙懸臂梁試驗和假設(shè)檢驗的方法，對比分析了兩種不同成型工藝對復(fù)合材料I型層間斷裂韌度的影響，并采用有限元模型對這一過程進(jìn)行了模擬。研究表明：硅橡膠軟模成型試驗件的I型斷裂韌度均值略高于金屬硬模成型試驗件；而兩種工藝試驗件的I型斷裂韌度方差不存在顯著差異，且兩種工藝成型的試驗件的裂紋擴(kuò)展過程相似。在試驗的基礎(chǔ)上建立了有限元模型，對裂紋擴(kuò)展過程進(jìn)行了模擬，與試驗結(jié)果吻合良好，可以有效地預(yù)測裂紋擴(kuò)展過程。

成型工藝；復(fù)合材料；界面；I型斷裂韌度

復(fù)合材料由于其輕質(zhì)高強(qiáng)的特點(diǎn)而廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域。據(jù)統(tǒng)計資料顯示，在復(fù)合材料的各種損傷破壞形式中，分層失效約占60%[1]，可以說這是復(fù)合材料最嚴(yán)重的破壞形式。分層損傷會顯著降材料的強(qiáng)度和剛度[2]，因此復(fù)合材料的層間性能一直是國內(nèi)外學(xué)者研究的重點(diǎn)。層間韌性作為層間性能的一項重要指標(biāo)，受到越來越多的關(guān)注。

目前針對I型層間斷裂韌度的研究方法主要是雙懸臂梁試驗與理論計算或有限元模擬相結(jié)合的方法。理論研究方法主要是利用Euler-Bernoulli梁理論以及Timoshenko梁理論進(jìn)行簡化。Shokrieh等[3]利用六階Reddy-Bickford梁理論，建立了一種利用廣義撓度和轉(zhuǎn)角，假設(shè)界面剪切應(yīng)力為拋物線分布的理論方法，成功解出了低初始裂紋長度與厚度比的雙懸臂梁斷裂能量釋放率，這種解法比四階Timoshenko梁理論精確很多。Gong等[4]對準(zhǔn)均勻、無耦合效應(yīng)的層合板進(jìn)行了雙懸臂梁試驗及模擬，結(jié)果表明層合板雙懸臂梁試驗件經(jīng)常先在寬度的中間部位發(fā)生裂紋起始和擴(kuò)展，此處的斷裂韌度最大。

大型商用有限元分析軟件ABAQUS在V6.5版本中推出界面單元[5]，可以較精確地模擬復(fù)合材料界面的各種特性，這種單元被越來越廣泛地用在雙懸臂梁試驗的模擬上。Valoroso等[6]利用雙懸臂梁試驗得到的載荷位移曲線以及對應(yīng)的裂紋長度，反推出界面單元的參數(shù)，并以此為依據(jù)建立有限元模型，模擬結(jié)果與試驗結(jié)果吻合良好,得出界面剛度越大裂紋擴(kuò)展速率越快，能量釋放率主要影響位移載荷曲線中線性段之后的走勢。Shanmugam等[7]利用CZM(Cohesive Zone Model)模型，通過編寫子程序引入能量釋放率隨裂紋長度增加而遞增，以及纖維橋連的影響，模擬了各種初始裂紋長度下的位移載荷曲線。國內(nèi)也進(jìn)行了一些關(guān)于復(fù)合材料I型層間斷裂韌度的研究。劉玲等[8]將厚度0.1 mm的超細(xì)纖維并入層合板的中間界面，制成了增強(qiáng)的雙懸臂梁試樣，同時采用基于VCCT(Virtual Crack Closure Technology)的有限元分析進(jìn)行模擬，結(jié)果顯示增強(qiáng)試樣比空白試樣的I型層間斷裂韌度提高了約35%。關(guān)志東等[9]通過編寫子程序，建立了一種新型零厚度界面單元對層間性能進(jìn)行模擬，并采用雙懸臂梁試驗件進(jìn)行試驗對比，結(jié)果表明這種界面單元可以準(zhǔn)確模擬復(fù)合材料層板I型裂紋的擴(kuò)展。

熱膨脹模塑法是一種新型的復(fù)合材料固化成型方法，它以熱膨脹材料為芯模，當(dāng)模具受熱后,芯模體積膨脹，與陰模一起對復(fù)合材料預(yù)成型體產(chǎn)生巨大的均勻壓力,實現(xiàn)固化過程中對復(fù)合材料預(yù)成型體的施壓。作為熱膨脹芯模材料研究較多、應(yīng)用較廣的是硅橡膠[10]。目前國內(nèi)關(guān)于成型工藝對復(fù)合材料界面韌性的研究結(jié)果尚未見發(fā)表。

本研究通過對雙懸臂梁試驗件進(jìn)行試驗研究，測試了兩種成型工藝制造的復(fù)合材料層板I型斷裂韌度，并通過假設(shè)檢驗的方法對結(jié)果進(jìn)行分析，得出了兩種工藝對復(fù)合材料I型斷裂韌度的影響。

1　試　驗

1.1試驗對象

本工作以金屬硬模成型工藝和硅橡膠軟模成型工藝制成的雙懸臂梁試驗件作為研究對象，試驗件尺寸如圖1所示。在試件一端的中面鋪入聚四氟乙烯塑料薄膜預(yù)制63 mm的裂紋，鉸鏈長度13 mm，有效初始裂紋50 mm，試件的材料為T700/BA9916環(huán)氧樹脂復(fù)合材料，鋪層均為碳纖維預(yù)浸料單向帶鋪設(shè)，試驗件的長度方向為纖維的零度方向，單層厚度為0.15 mm，共20層。試驗件分為兩組，其中A組由硅橡膠軟模成型工藝制成，B組由金屬硬模成型工藝制成，兩組為同一批次生產(chǎn)，實際測量A組平均厚度2.79 mm，B組平均厚度為2.81 mm。

1.2試驗方法

試驗根據(jù)ASTM D5528標(biāo)準(zhǔn)，采用標(biāo)準(zhǔn)中的鋼琴鉸鏈法進(jìn)行加載。試驗在Instron 5966電子靜力試驗機(jī)上進(jìn)行，下夾頭固定，上夾頭采用位移控制方式加載，加載速率為2 mm/min。試驗前將試驗件側(cè)面用修正液涂白，并按照試驗標(biāo)準(zhǔn)的要求劃好刻度，試驗過程中同步記錄裂紋尖端擴(kuò)展到各個刻度時對應(yīng)的載荷與加載點(diǎn)相對位移。試驗過程中采用放大倍數(shù)為100倍的裂紋觀測儀觀測裂紋尖端的擴(kuò)展情況。加載過程示意圖及實際加載裝置如圖2(a)和圖2(b)所示，試驗矩陣見表1。

圖1　試驗件尺寸Fig.1　Specimen size

GroupFormingprocessPlySize/mmASiliconrubberflexiblemoldforming(0°)20180×25×3BMetalrigidmoldforming(0°)20180×25×3

圖2　加載示意圖(a)和試驗加載裝置(b)Fig.2　Loading sketch(a) and equipments of the tests (b)

2　結(jié)果及分析

2.1試驗過程及結(jié)果

根據(jù)ASTM D5528標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行了試驗，分別對硅橡膠軟模成型和金屬硬模成型試驗件進(jìn)行測試。根據(jù)標(biāo)準(zhǔn)的要求，取有效裂紋長度在50～100 mm之間作為試驗區(qū)間，裂紋每擴(kuò)展5 mm記錄一次對應(yīng)的載荷和加載點(diǎn)相對位移，最后5 mm的裂紋記錄盡可能多的數(shù)據(jù)點(diǎn)，每組測得7件有效數(shù)據(jù)，之后根據(jù)修正的梁理論對斷裂韌度進(jìn)行計算，其定義為：

(1)

由修正的梁理論算出的A組和B組具體結(jié)果分別如表2和表3所示。

圖3　修正的梁理論Fig.3　Modified Beam Theory

SpecimensGIC/(kJ·m-2)Average/(kJ·m-2)Coefficientofvariation/%10.35620.39730.40440.39150.39460.41270.3600.3885.54

表3　B組計算結(jié)果

2.2結(jié)果分析

對A，B兩組結(jié)果進(jìn)行分析比較，以確定兩組數(shù)據(jù)是否存在顯著差異，本研究采用數(shù)理統(tǒng)計中假設(shè)檢驗的方法來進(jìn)行分析。

首先檢驗兩組數(shù)據(jù)的方差是否存在顯著差異，取置信水平α=0.05。

采用F檢驗法，當(dāng)H0為真時,

拒絕域為F≥Fα/2(nA-1,nB-1)或者F≤F1-α/2(nA-1,nB-1),

由nA=nB=7，SA=0.0215，SB=0.0204，

查表可知F0.025(6,6)=5.82

接下來檢驗兩組的均值是否存在顯著差異，同樣取置信水平為α=0.05。

檢驗假設(shè)：H0∶μA=μB，H1∶μA≠μB，

采用t檢驗法，當(dāng)H0為真時，

查表得t0.025(7+7-2)=t0.025(12)=2.179，

兩組試驗的典型載荷位移曲線如圖4所示。從載荷位移曲線圖可以看出，A組的曲線線性段斜率略高于B組，峰值載荷后下降也比B組稍慢。曲線的斜率與初始裂紋長度有關(guān)[1]，裂紋長度越長斜率越小，說明在預(yù)制裂紋時A組的裂紋要略長于B組。而線性段之后的載荷位移曲線與斷裂能量釋放率，即斷裂韌度有關(guān)[6]，斷裂韌度越大曲線下降越慢，從測試結(jié)果可以看出，A組的斷裂韌度略高于B組，因此A組的曲線下降比B組略慢。

圖4　載荷位移曲線Fig.4　Load displacement curve

綜上所述，可以認(rèn)為采用硅橡膠軟模成型工藝和采用金屬硬模成型工藝的兩種界面的I型斷裂韌度方差不存在顯著差異。而I型斷裂韌度的均值存在顯著差異，其中采用硅橡膠軟模成型工藝的界面I型斷裂韌度均值略高于采用金屬硬模成型工藝的界面,均值顯示約高出14.17%，但從載荷位移曲線及裂紋擴(kuò)展速率比較，兩者除了均值未產(chǎn)生本質(zhì)區(qū)別，可以認(rèn)為采用硅橡膠軟模成型工藝代替金屬硬模成型工藝不會降低界面的I型斷裂韌度。

3　有限元分析

3.1分析模型

為了對復(fù)合材料單向板的I型裂紋擴(kuò)展進(jìn)行預(yù)

測，本工作利用ABAQUS有限元軟件建立了一種簡單的有限元模型對試驗中的裂紋擴(kuò)展過程進(jìn)行了模擬。由于兩種工藝的I型斷裂破壞過程類似，可以采用統(tǒng)一的方法進(jìn)行模擬，只是界面的斷裂韌度參數(shù)不同。

所建立的模型為三維實體模型，模型尺寸與試驗件的理論尺寸相同，模型的基本思想是基于CZM模型，但并未創(chuàng)建界面單元，而是在梁的接觸中定義了界面的屬性(cohesive behavior)，這樣可以減少單元的種類和數(shù)量，提高計算效率。

所用的材料屬性如表4所示，上下兩根梁的接觸方式為node-to-surface，選用八節(jié)點(diǎn)實體單元C3D8I[11]。Dávila和Camanho等人指出，在預(yù)測雙懸臂梁分層擴(kuò)展時的最小單元長度為1 mm[12]，故劃分網(wǎng)格時試驗件長度方向采用網(wǎng)格大小為2 mm，寬度方向分為四個單元，每根梁厚度方向為兩個單元。在鉸鏈對應(yīng)位置(距裂紋一側(cè)端部13 mm)限定x，y方向的位移，并在z方向施加2 mm/min的位移載荷，上下兩根梁接觸的損傷起始準(zhǔn)則為二次應(yīng)力準(zhǔn)則(quadratic traction)。計算時A組和B組GIC都取試驗測得的結(jié)果平均值，A組為0.33，B組為0.39。

表4　材料屬性

3.2分析結(jié)果

采用隱式積分方法進(jìn)行計算，并記錄計算過程中載荷和對應(yīng)的加載點(diǎn)相對位移數(shù)據(jù)。模型及不同時刻的應(yīng)力云圖分別如圖5和圖6所示。

圖5　DCB試驗件三維有限元模型Fig.5　3D finite element model of DCB specimens

圖6　有限元分析中不同時刻的應(yīng)力云圖Fig.6　Stress maps of defferent periods from FEA

從應(yīng)力云圖可以看出，應(yīng)力分布較為均勻，分層擴(kuò)展過程穩(wěn)定。圖7、圖8分別給出了計算與A組和B組試驗的載荷-位移曲線對比，以及圖6應(yīng)力云圖在B組計算過程中對應(yīng)的位置?？梢钥闯?，計算得到的載荷位移曲線與試驗得到的曲線基本吻合，各階段的分層擴(kuò)展過程也基本一致。

圖7　A組DCB試驗與有限元分析載荷-位移曲線Fig.7　Group A force-displacement cruves of DCB experiment and FEA

圖8　B組DCB試驗與有限元分析載荷-位移曲線Fig.8　Group B force-displacement cruves of DCB experiment and FEA

GroupExperimentresult/NFEAresult/NError/%A45.7848.535.67B43.4046.616.89

計算峰值載荷與試驗峰值載荷平均值對比情況見表5，誤差在7%以內(nèi)。結(jié)果表明利用這種簡單的有限元模型可以對復(fù)合材料I型裂紋擴(kuò)展進(jìn)行較準(zhǔn)確的模擬。

4　結(jié)　論

(1)硅橡膠軟模成型工藝制成的試驗件與金屬硬模成型工藝相比，前者的I型斷裂韌度略高，而兩者方差接近，不存在顯著差異，故可認(rèn)為采用硅橡膠軟模成型工藝不會降低材料的I型斷裂韌度。

(2)所建立的有限元模型允許采用較粗的網(wǎng)格進(jìn)行計算，降低了建模難度，減少了單元種類，有效提高了計算效率，計算結(jié)果與實驗結(jié)果吻合良好，可以有效預(yù)測裂紋擴(kuò)展過程。

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(責(zé)任編輯：張崢)

Effects of Forming Process on Composite mode I Interlaminar Fracture Toughness

CHEN Xingyi1,LI Zengshan1,HUANG Xiao1,KOU Zhejun2

(1. School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China; 2. AVIC Composite Corporation LTD, Beijing 101300， China)

In order to compare and analyse the effect of two different kinds of forming process on composite mode I interlaminar fracture toughness, the DCB specimens were tested by using hypothesis inspeetion method.A finite element model was also used to simulate the crack propagation process.The results demonstrate that the average of mode I interlaminar fracture toughness from silicon rubber flexible mold forming is a bit higher than that from metal rigid mold forming.Howevers the variance of mode I interlaminar fracture toughness from the two groups shows no significant difference.The crack propagation process of the two forming process is similar. The established finite element model, which is identical to the test results, can predict the process of the crack expansion effectively.

forming process; composite; interface; mode I interlaminar fracture toughness

2016-02-24；

2016-04-07

航空科學(xué)基金(2015A51010)

黎增山(1983—)，男，博士，主要從事復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計、復(fù)合材料力學(xué)方面的研究，(E-mail) 09512@buaa.edu.cn。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.5.010

V214.8

A

1005-5053(2016)05-0058-06