方光武，高希光，宋迎東，2

(1 南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016；2 南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

?

針刺C/SiC復(fù)合材料拉-壓疲勞特性與失效機(jī)理

方光武1，高希光1，宋迎東1，2

(1 南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016；2 南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

研究了室溫下針刺C/SiC復(fù)合材料的拉-壓疲勞特性, 并與其拉-拉疲勞特性進(jìn)行了對(duì)比。結(jié)果表明：針刺C/SiC復(fù)合材料的拉-壓疲勞強(qiáng)度略低于拉-拉疲勞強(qiáng)度；兩種循環(huán)載荷下都存在遲滯現(xiàn)象，隨著循環(huán)數(shù)的增大遲滯環(huán)不斷右移，且偏斜程度和包圍面積不斷增大。采用掃描電子顯微鏡對(duì)失效試件的斷口形貌和微觀結(jié)構(gòu)的觀察表明：除了垂直于加載方向的基體開(kāi)裂以及界面脫粘，拉-壓循環(huán)加載下的細(xì)觀失效機(jī)制還包括平行于加載方向的基體開(kāi)裂以及層間的開(kāi)裂。這些平行于加載方向的損傷使得纖維受力狀態(tài)惡化，最終削弱了針刺C/SiC復(fù)合材料拉-壓疲勞強(qiáng)度。

針刺C/SiC復(fù)合材料；拉-壓疲勞；斷口形貌；細(xì)觀機(jī)理

陶瓷基復(fù)合材料具有高比強(qiáng)度，耐高溫耐燒蝕，以及良好的耐疲勞特性，主要應(yīng)用于工程結(jié)構(gòu)的熱端部件[1-3]。為了保證陶瓷基復(fù)合材料在工程結(jié)構(gòu)中的安全應(yīng)用，設(shè)計(jì)人員不僅需要了解材料的靜態(tài)力學(xué)性能，還需要了解材料在長(zhǎng)期疲勞載荷作用下的力學(xué)響應(yīng)。因此，研究者需要對(duì)陶瓷基復(fù)合材料的疲勞性能進(jìn)行研究[4-7]。

針對(duì)陶瓷基復(fù)合材料疲勞性能的研究主要分為壽命預(yù)測(cè)和損傷分析。在疲勞壽命預(yù)測(cè)方面，研究者建立了基于細(xì)觀力學(xué)分析的S-N壽命預(yù)測(cè)模型[8]和遲滯回線模型[9，10]。為了理解陶瓷基復(fù)合材料的疲勞損傷的演化過(guò)程和規(guī)律，相關(guān)研究者分別采用電阻率變化[11]、紅外測(cè)量表面溫度[12]、聲發(fā)射能量監(jiān)測(cè)[13]等手段來(lái)分析材料內(nèi)部損傷隨疲勞載荷的變化規(guī)律。

對(duì)于失效機(jī)理的正確理解是建立壽命預(yù)測(cè)模型和進(jìn)行損傷分析的基礎(chǔ)。影響陶瓷基復(fù)合材料疲勞特性的因素很多, 如加載頻率、應(yīng)力比、循環(huán)周期、預(yù)制體結(jié)構(gòu)、制備工藝及界面狀態(tài)等，其失效機(jī)理十分復(fù)雜[14-17]。其中，針對(duì)應(yīng)力比的影響，Opalski等[18]和Ruggles-Wrenen等[19]分別開(kāi)展了層合SiC/CAS體系和編織 SiC/SiC體系的拉-壓疲勞實(shí)驗(yàn)研究，對(duì)其失效機(jī)理進(jìn)行了分析。

為了分析應(yīng)力比對(duì)陶瓷基復(fù)合材料疲勞特性的影響，本工作開(kāi)展了針刺C/SiC復(fù)合材料拉-拉疲勞實(shí)驗(yàn)和拉-壓疲勞實(shí)驗(yàn)。通過(guò)對(duì)比兩種加載條件下復(fù)合材料的疲勞性能及斷口形貌，來(lái)揭示針刺C/SiC復(fù)合材料的疲勞失效機(jī)理。

1 實(shí)驗(yàn)材料與方法

實(shí)驗(yàn)材料由中國(guó)科學(xué)院沈陽(yáng)金屬研究所提供。預(yù)制體由0°單向碳纖維層、90°單向碳纖維層以及網(wǎng)胎層交替層疊而成(其中碳纖維為東邦HTS40-3K PAN基碳纖維)，并在厚度方向采用針刺工藝進(jìn)行增強(qiáng)。在預(yù)制體表面首先沉積一層熱解碳，然后采用化學(xué)氣相滲透(CVI)工藝進(jìn)行多次致密化，最終得到尺寸為200mm×200mm 的C/SiC復(fù)合材料板狀構(gòu)件，其細(xì)觀結(jié)構(gòu)如圖1的所示。采用機(jī)加工的方式將復(fù)合材料板狀構(gòu)件切割成如圖2所示的試件，然后進(jìn)行力學(xué)性能實(shí)驗(yàn)。

圖1 針刺C/SiC復(fù)合材料細(xì)觀結(jié)構(gòu)

圖2 力學(xué)性能測(cè)試試件形狀及尺寸

靜力實(shí)驗(yàn)和疲勞實(shí)驗(yàn)均在PWS-100電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行。靜力實(shí)驗(yàn)為單調(diào)拉伸實(shí)驗(yàn)，加載速率均為0.02kN/s。疲勞實(shí)驗(yàn)采用正弦波形的循環(huán)載荷控制：拉-拉疲勞實(shí)驗(yàn)應(yīng)力比R=0.05，頻率f=5Hz；拉-壓疲勞實(shí)驗(yàn)應(yīng)力比R=-1，頻率f=5Hz。靜力實(shí)驗(yàn)及疲勞實(shí)驗(yàn)均在室溫、空氣下進(jìn)行。

表1列出了主要實(shí)驗(yàn)參數(shù)：首先開(kāi)展了靜拉伸實(shí)驗(yàn)(試件1#～3#)，獲取材料的靜拉伸強(qiáng)度以及對(duì)應(yīng)的應(yīng)力-應(yīng)變特性；在此基礎(chǔ)上開(kāi)展了不同加載水平下的拉-拉疲勞和拉-壓疲勞實(shí)驗(yàn)，用以研究材料的疲勞特性。力學(xué)測(cè)試實(shí)驗(yàn)后采用掃描電子顯微鏡觀察試樣斷口微觀形貌，分析其損傷模式和破壞機(jī)理。

表1 針刺C/SiC復(fù)合材料試件疲勞實(shí)驗(yàn)測(cè)試條件

Table 1 Fatigue testing conditions of needled C/SiC composites

TestingtypeNoFatiguestress/MPaN/cycleTension-tension4#150225#1454016#140376677#1352000008#130200000Tension-compression9#14523210#140104511#135251612#130477313#12520000014#120200000

2 結(jié)果與分析

2.1 針刺C/SiC復(fù)合材料應(yīng)力-應(yīng)變曲線

圖3 針刺C/SiC復(fù)合材料靜拉伸應(yīng)力-應(yīng)變曲線

圖3為針刺C/SiC復(fù)合材料靜拉伸應(yīng)力-應(yīng)變曲線。可以看出，該復(fù)合材料在單調(diào)拉伸載荷下的應(yīng)力-應(yīng)變曲線表現(xiàn)出近似的雙線性特征。應(yīng)力-應(yīng)變曲線在應(yīng)力達(dá)到約25MPa后開(kāi)始偏轉(zhuǎn)。然后逐漸過(guò)渡至第二個(gè)線性段，并保持線性直至失效。由實(shí)驗(yàn)獲得針刺C/SiC復(fù)合材料的極限拉伸強(qiáng)度σUTS=(180.2±3.5)MPa，失效應(yīng)變?chǔ)舊ailure=(0.658±0.036)%，第一段模量平均值Efirst= 45.5GPa，第二段模量平均值Esecond= 26.7GPa，模量折減(Efirst-Esecond)/Efirst=41%。

圖4為針刺C/SiC復(fù)合材料拉-拉疲勞和拉-壓疲勞遲滯回線。可以看出，針刺C/SiC復(fù)合材料在拉-拉循環(huán)載荷和拉-壓循環(huán)載荷下都存在明顯的遲滯現(xiàn)象。其中圖4(a)為6#試件在疲勞峰值應(yīng)力為140MPa的拉-拉循環(huán)載荷作用下的遲滯回線，遲滯環(huán)隨著循環(huán)數(shù)的增大不斷右移，且偏斜程度不斷增大，遲滯環(huán)包圍面積也不斷增大，直至37667個(gè)循環(huán)后發(fā)生疲勞失效。而圖4(b)為10#試件在相同疲勞峰值應(yīng)力(140MPa)的拉-壓循環(huán)載荷作用下的遲滯回線，隨著循環(huán)數(shù)的增大，其遲滯環(huán)的偏斜程度不斷增大，包圍的面積也不斷增大，直至1045個(gè)循環(huán)后發(fā)生疲勞失效。通過(guò)對(duì)比可以看出，在拉-拉循環(huán)載荷作用下，針刺C/SiC復(fù)合材料的遲滯環(huán)隨著循環(huán)數(shù)的增大而整體右移，其殘余應(yīng)變不斷增大；而在拉-壓循環(huán)載荷作用下，遲滯環(huán)在壓縮到特定載荷后會(huì)發(fā)生偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)后模量近似等于其靜拉伸的初始段模量，且隨著循環(huán)數(shù)的增大其遲滯環(huán)的頂部不斷右移，而底部則基本保持穩(wěn)定。這是由于在壓縮載荷下，陶瓷基復(fù)合材料內(nèi)部基體裂紋發(fā)生閉合，使得纖維拔出等引起遲滯現(xiàn)象的細(xì)觀機(jī)制受到遏制。

圖4 針刺C/SiC復(fù)合材料疲勞遲滯回線 (a)拉-拉疲勞；(b)拉-壓疲勞

2.2 針刺C/SiC復(fù)合材料S-N曲線

圖5 針刺C/SiC復(fù)合材料拉-拉和拉-壓疲勞S-N曲線

圖5為針刺C/SiC復(fù)合材料拉-拉疲勞和拉-壓疲勞壽命S-N曲線。由圖5可以看出，拉-拉疲勞S-N曲線相對(duì)較為平坦，其疲勞壽命隨應(yīng)力水平的下降而增加較快，即針刺C/SiC復(fù)合材料在拉-拉循環(huán)載荷下的抗疲勞性能明顯好于其在拉-壓循環(huán)載荷下的抗疲勞性能。對(duì)比分析兩種循環(huán)載荷下的疲勞壽命S-N曲線，可以得到如下結(jié)論：取循環(huán)基數(shù)為N=2×105時(shí)，針刺C/SiC復(fù)合材料在拉-拉循環(huán)載荷作用下的疲勞強(qiáng)度約為135MPa，為其靜拉伸強(qiáng)度的75%，其抗疲勞性能比編織陶瓷基復(fù)合材料差(其疲勞強(qiáng)度通常為靜拉伸強(qiáng)度80%以上)；在拉-壓載荷作用下，針刺C/SiC復(fù)合材料的疲勞強(qiáng)度約為125MPa，為其靜拉伸強(qiáng)度的69%。

2.3 針刺C/SiC復(fù)合疲勞失效機(jī)理分析

圖6 針刺C/SiC復(fù)合材料試件失效斷口形貌 (a)拉-拉疲勞；(b)拉-壓疲勞

圖6為針刺C/SiC復(fù)合材料拉-拉疲勞失效和拉-壓疲勞失效試件的斷口形貌照片?？梢钥闯?，所有失效試件斷口皆為參差不齊，且層與層之間存在不同程度的拔出現(xiàn)象；各試件內(nèi)部還存在纖維簇的拔出現(xiàn)象，拔出纖維簇一般包含若干纖維束。這種形貌表明針刺C/SiC復(fù)合材料失效機(jī)理的復(fù)雜多樣性。經(jīng)過(guò)對(duì)比發(fā)現(xiàn)，拉-拉疲勞失效斷口( 圖6(a)試件6#) 的拔出纖維簇較短，且各層間的拔出位置及長(zhǎng)度較接近，拉-壓疲勞失效斷口(圖6(b)試件11#) 的拔出現(xiàn)象更明顯，拔出纖維簇更細(xì)長(zhǎng)，且各層間的拔出位置及拔出長(zhǎng)度的差別更大。

圖7為針刺C/SiC復(fù)合材料拉-壓疲勞失效試件斷口細(xì)觀結(jié)構(gòu)特征SEM照片。纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的拉伸強(qiáng)度主要是由增強(qiáng)纖維決定的，基體則通過(guò)纖維與基體之間的界面?zhèn)鬟f相鄰纖維之間的載荷。未經(jīng)過(guò)疲勞載荷歷程的靜拉伸試件，界面相對(duì)較強(qiáng)，排列緊密的纖維簇被基體包裹，形成一個(gè)整體，易發(fā)生局部的纖維簇脆性斷裂。在經(jīng)歷疲勞載荷歷程之后，纖維與基體脫粘，這樣纖維可以發(fā)生滑動(dòng)。因此，由于拉-壓循環(huán)加載歷程中包含壓縮載荷，使得基體裂紋會(huì)偏轉(zhuǎn)，沿著加載方向進(jìn)行擴(kuò)展(如圖7(a)所示)，且各單向纖維束層及網(wǎng)胎層之間也會(huì)產(chǎn)生層間裂紋(如圖7(b)所示)。

圖7 針刺C/SiC復(fù)合材料拉-壓疲勞失效試件斷口細(xì)觀結(jié)構(gòu)特征SEM照片 (a)界面脫粘；(b)層間裂紋

圖8為經(jīng)受疲勞加載歷程的針刺C/SiC復(fù)合材料失效機(jī)理示意圖。在經(jīng)歷了疲勞載荷的試件失效斷口周?chē)哂懈嗟幕w裂紋和纖維拔出等細(xì)觀失效機(jī)制。在拉-拉循環(huán)加載下，由于主要承受沿纖維方向的載荷，其細(xì)觀失效機(jī)制主要為垂直于加載方向的基體開(kāi)裂以及界面脫粘；在拉-壓循環(huán)加載下，由于壓縮載荷的存在，其細(xì)觀失效機(jī)制還包括平行于加載方向的基體開(kāi)裂以及層間的開(kāi)裂。相比于拉-拉循環(huán)載荷下的損傷模式，這些平行于加載方向的基體開(kāi)裂以及層間的開(kāi)裂使得承載纖維通過(guò)界面及基體分擔(dān)載荷的能力下降，纖維受力狀態(tài)惡化，失效概率隨之增加，最終使得拉-壓循環(huán)加載下針刺C/SiC復(fù)合材料疲勞強(qiáng)度低于拉-拉疲勞強(qiáng)度。

3 結(jié)論

(1)針刺C/SiC復(fù)合材料在拉-拉循環(huán)載荷和拉-壓循環(huán)載荷下都存在明顯的遲滯現(xiàn)象。在拉-拉循環(huán)載荷作用下，針刺C/SiC復(fù)合材料的遲滯環(huán)隨著循環(huán)數(shù)的增大而整體右移，其殘余應(yīng)變不斷增大；而在拉-壓循環(huán)載荷作用下，遲滯環(huán)在壓縮到特定載荷后會(huì)發(fā)生偏轉(zhuǎn)，偏轉(zhuǎn)后模量近似等于其靜拉伸的初始段模量，且隨著循環(huán)數(shù)的增大其遲滯環(huán)的頂部不斷右移，而底部則基本保持穩(wěn)定。

(2)針刺C/SiC復(fù)合材料具有較好的拉-拉疲勞特性，取循環(huán)基數(shù)為2×105時(shí)，其疲勞強(qiáng)度約為135MPa，為其靜拉伸強(qiáng)度(UTS)的75%；針刺C/SiC復(fù)合材料的拉-壓疲勞性能明顯比拉-拉疲勞性能差，其疲勞強(qiáng)度約為125MPa，為其靜拉伸強(qiáng)度的69%，為其拉-拉疲勞強(qiáng)度的92%。

(3)在拉-拉循環(huán)加載下，由于主要承受沿纖維方向的載荷，其細(xì)觀失效機(jī)制主要為垂直于加載方向的基體開(kāi)裂以及界面脫粘；在拉-壓循環(huán)加載下，由于壓縮載荷的存在，其細(xì)觀失效機(jī)制還包括平行于加載方向的基體開(kāi)裂以及層間的開(kāi)裂。這些平行于加載方向的基體開(kāi)裂以及層間的開(kāi)裂使得承載纖維通過(guò)界面及基體分擔(dān)載荷的能力下降，纖維受力狀態(tài)惡化，失效概率隨之增加，最終使得拉-壓循環(huán)加載下針刺C/SiC復(fù)合材料疲勞強(qiáng)度低于拉-拉疲勞強(qiáng)度。

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Tension-compression Fatigue Behavior and Failure Mechanism of Needled C/SiC Composite

FANG Guang-wu1，GAO Xi-guang1，SONG Ying-dong1，2

(1 Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System,College of Energy and Power Engineering,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China；2 State Key Laboratory of Mechanics and Control of Mechanics Structure,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China)

The tension-compression fatigue behavior for needled C/SiC composite at room temperature was studied and compared with the properties under tension-tension fatigue loading. The results show that the tension-compression fatigue strength of the needled C/SiC composites is slightly lower than that under tension-tension loading. Hysteresis phenomenon can be observed under both loading stations. The loops move to the right and their slopes and areas increase as the cycles increase. The microstructure of the composites and the morphology of the fractured surfaces of the failure specimens can be observed by SEM. It shows that in addition to the matrix cracking and interface debonding, which is vertical to the loading direction, the meso failure mechanism under tension-compression cyclic loading also includes matrix cracking and interlayer delamination parallel to loading direction, which can make the stress state within fibers worse and finally weakens the fatigue strength of needled C/SiC composites under tension-compression loading.

needled C/SiC composite;tension-compression fatigue;fracture morphology;microstructural mechanism

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.11.013

TB332

A

1001-4381(2016)11-0078-05

國(guó)家自然科學(xué)基金(51575261)；航空科學(xué)基金(2012ZB52027)；南京航空航天大學(xué)校博士學(xué)位論文創(chuàng)新與創(chuàng)優(yōu)基金(BCXJ14-02)

2015-07-20；

2016-07-25

宋迎東(1969-)，男，教授，博導(dǎo)，主要研究方向包括：航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與分析；航空發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞與斷裂；先進(jìn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)等，聯(lián)系地址：江蘇省南京市秦淮區(qū)御道街29號(hào)南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院(210016)，E-mail: ydsong@nuaa.edu.cn