賈寶惠，劉萱，盧翔，藺越國

（中國民航大學航空工程學院，天津300300）

濕熱環(huán)境對民機復合材料強度的影響研究

賈寶惠，劉萱，盧翔，藺越國

（中國民航大學航空工程學院，天津300300）

為研究民機復合材料層合板濕熱環(huán)境下對其強度的影響，采用剛度折減理論，建立應力-應變本構(gòu)方程，并利用Hoffman強度理論和剛度修正的方法，對復合材料單向板T300/3238A在5種濕熱環(huán)境下和復合材料層合板CCF300/5228在濕熱與干態(tài)常溫2種環(huán)境下，分別進行強度分析。計算了初始層破壞載荷與極限載荷，并與實驗數(shù)據(jù)對比分析，準確地預測此類復合材料層合板的整體失效過程、失效載荷及其在濕熱環(huán)境作用下的強度影響。本研究利用實驗與理論分析相結(jié)合的方法研究復合材料的濕熱效應，提供一種適用于民機復合材料維修工程的分析方法。

復合材料；Hoffman強度理論；剛度修正；極限載荷；濕熱效應

復合材料在民用飛機上的用量逐年提高,在B787和A350等民機結(jié)構(gòu)重量中所占的比例已達50%以上。而國產(chǎn)客機ARJ21的復合材料占飛機結(jié)構(gòu)重量的比例不足2%，C919約占12%。正在預研的國內(nèi)下一代寬體客機復合材料的用量將大幅提升，或?qū)⒔咏麭787水平?，F(xiàn)代民機的主要結(jié)構(gòu)不斷使用纖維增強復合材料，大部分結(jié)構(gòu)長期處于高溫、高速及潮濕的惡劣環(huán)境中，其濕熱環(huán)境不僅會在復合材料結(jié)構(gòu)中產(chǎn)生額外的濕熱變形及濕熱內(nèi)應力，還將大幅降低其本身的力學性能，失去承載能力。研究濕熱環(huán)境對復合材料結(jié)構(gòu)力學性能的影響，對民機復合材料結(jié)構(gòu)的修理及維修工程分析具有重要的工程意義。

目前，國內(nèi)外有許多科研人員都在從事復合材料濕熱老化問題的研究，如Meziere[1]研究發(fā)現(xiàn)吸濕后復合材料性能的降低主要是由環(huán)氧樹脂基體性能降低引起的。Scida[2]研究玻璃纖維/R1二維編織復合材料層合板濕熱老化力學性能，發(fā)現(xiàn)基體吸濕后性能下降，纖維更早地承受更大載荷致使復合材料強度性能大幅下降。王佩艷[3]對復合材料QW280/5528的環(huán)境性能進行了試驗研究，在135℃、95%相對濕度下，復合材料吸濕飽和后其拉伸、壓縮、面內(nèi)剪切和層間剪切強度的保持率分別為84.9%、71.6%、63.9%和48.7%。余治國[4]試驗研究表明，在溫度70℃、相對濕度85%的濕熱環(huán)境中經(jīng)過70天后，T700/環(huán)氧復合材料層合板的縱向和橫向壓縮強度分別降低了11.4%和16.6%，其他強度性能沒有降低；T300/環(huán)氧復合材料的縱向、橫向壓縮強度和縱橫剪切強度分別降低了25.7%、17.8%和11.5%，縱向拉伸強度略有降低，其他強度性能略有提高。郭穩(wěn)學[5]、包建文[6]等對復合材料吸濕飽和后的壓縮、彎曲和層間剪切強度進行了試驗研究，表明濕、熱同時作用時復合材料層合板的強度性能明顯降低；130℃吸濕飽和的T300/NY9200G復合材料開孔壓縮、層間剪切及三點彎曲強度保持率分別為49.9%、39%和33%；5284/T300復合材料150℃吸濕飽和下其彎曲強度和層間剪切強度保持率為64.4%和50%，130℃吸濕飽和下是71.0%和60%。

國內(nèi)外研究濕熱環(huán)境對復合材料強度的影響主要以試驗分析為主，理論研究較少，且大多數(shù)試驗測試條件不統(tǒng)一，理論研究也存在特定的假設(shè)，沒有一種成熟的適用于工程應用的分析方法[7]。本文結(jié)合實驗與理論分析研究，分別對比濕度、溫度的影響，以及濕-熱-力耦合作用對復合材料損傷的綜合影響。充分避免實驗的不確定性以及理論的理想簡化帶來的不真實性，提供一種可被工程接受和應用的分析與評定方法。

1 數(shù)學模型

復合材料層合板結(jié)構(gòu)的宏觀力學性能，不僅與基體、纖維各自的力學性能、層合板鋪層次序、鋪層角度和單層厚度等有關(guān)，而且還與其所處的環(huán)境有著密切的聯(lián)系[8]。研究表明，濕熱環(huán)境會在很大的程度上降低復合材料層合板結(jié)構(gòu)的宏觀力學性能[9-10]。

復合材料層合板是由多個基本元件單層板按照一定的纖維方向和疊層次序鋪層而成，其整體強度可由單層板的應力與強度來預測。復合材料層合板的強度分析一般有2種方法：初始層破壞假定和極限破壞假定。初始層破壞假定，即只要層合板內(nèi)任一單層發(fā)生破壞即認定層合板結(jié)構(gòu)整體失效；極限破壞假定，即當層合板內(nèi)某個單層破壞后，整體仍能承載，繼續(xù)加載直至所有單層板都破壞后才認定層合板結(jié)構(gòu)整體失效。層合板中各單層板的逐次破壞過程如圖1所示。

對復合材料層合板進行強度分析是為了確定其極限破壞強度與極限載荷，一般而言，除特別重要的零部件外，以初始層破壞假定來衡量過于保守。本文采用極限破壞假定，對復合材料層合板逐層破壞過程進行強度分析，求其極限破壞強度與極限載荷。

圖1 層合板的破壞過程Fig.1 Failure process of laminated plates

1）各單層板的熱膨脹應變與濕膨脹應變

由于纖維和基體的熱膨脹性能不同，纖維增強復合材料單層板的熱膨脹性能也具有各向異性。在無外載情況下，正交各向異性復合材料單層板溫度變化ΔT，材料主軸方向的熱膨脹應變?yōu)?/p>

式中：ΔT為溫度變化；α1、α2為復合材料單層板主軸方向的熱膨脹系數(shù)。

同理，復合材料吸濕后產(chǎn)生變形，由于纖維和基體吸濕性不同，復合材料的濕度變形也表現(xiàn)為各向異性。復合材料在潮濕環(huán)境中吸收水分用吸水濃度C表示，分別為Cf和Cm，則吸水濃度C為

主軸方向的濕膨脹應變?yōu)?/p>

式中：β1、β2表示復合材料單層板主軸方向的濕膨脹系數(shù)。

2）層合板的濕-熱-力耦合應變

本文研究的復合材料層合板的溫度與濕度是緩慢均勻變化的，沿層合板厚度方向不變，只考慮最終狀態(tài)量而不考慮其變化過程。復合材料層合板隨著溫度與濕度的變化，其結(jié)構(gòu)內(nèi)部會產(chǎn)生殘余的應力與應變，直接影響了復合材料的破壞強度。此時，在濕-熱-力耦合作用下復合材料層合板中任一點的應變應是機械力應變與溫度、濕度殘余應變之和，各單層板的偏軸應變?yōu)?/p>

式中：εx、εy、γxy分別為復合材料單層板x、y軸方向的線應變與面內(nèi)剪應變，等式右邊第1項為機械應變，第2項為濕、熱殘余應變。

3）Hoffman強度理論求第一屈服載荷

針對復合材料層合板結(jié)構(gòu)拉伸強度與壓縮強度不同，對比之下Hoffman強度理論在定性和定量方面都與實驗值較為接近[11]。本文采用Hoffman強度理論預測層合板強度

式中：Xt、Xc為復合材料單層板的縱向拉伸、壓縮強度；Yt、Yc為復合材料單層板的橫向拉伸、壓縮強度；S為復合材料單層板的面內(nèi)剪切強度。

利用Hoffman強度準則，分別計算出各單層板破壞時的外載荷。其中，最小的外載荷值即為初始層破壞載荷，其強度即為初始層破壞強度，對應的單層板即是最先破壞的鋪層。

4）復合材料單層板剛度修正

復合材料層合板中只要某一或某幾單層板失效，整體剛度即發(fā)生改變，層合板的應力也將重新再分配。復合材料單層板剛度修正主要有2種方法：①層合板中只要某一單層板不論發(fā)生何種形式的破壞，均假定該層所有剛度全為0，此為完全破壞假設(shè)；②當層合板中某一單層板基體發(fā)生拉、壓或剪切破壞時，E1保持不變，E2=0、G12=0，直至纖維發(fā)生斷裂后，該層板的所有剛度才都全為0，此為部分破壞假設(shè)。在實際工程應用中，完全破壞假設(shè)過于保守，本文采用部分破壞假設(shè)的剛度修正方法。

5）求極限破壞強度與極限載荷

繼續(xù)加載，重復1）～4）的過程，利用修正后的剛度計算出各單層板重新分配的應力，再進行Hoffman強度校核，檢驗其他單層板是否發(fā)生破壞。再次進行剛度修正-應力再分配-強度校核-判斷失效，如此循環(huán)迭代，直至所有單層板全部失效，最終的載荷即為層合板的極限載荷，其強度即為極限破壞強度。

2 計算分析與討論

2.1 單向?qū)雍习?/p>

本算例借鑒文獻[12]中碳纖維增強環(huán)氧樹脂基復合材料層合板T300/3238A實驗試件數(shù)據(jù)，采用[0]16、[90]16、[±45]4s共3個算例，分別計算復合材料單向板試件在濕熱環(huán)境中受拉伸及壓縮載荷作用的初始破壞強度及極限載荷。試件屬性如表1所示[12]。

表1 T300/3238A復合材料單層板力學性能Tab.1 Mechanical properties of T300/3238A composite single plate

借助數(shù)學分析軟件Matlab對理論計算算式進行編程，輸入相關(guān)實驗條件變量，計算出不同算例拉伸和壓縮時的破壞強度和總應變。Matlab計算結(jié)果與實驗結(jié)果對比如表2所示。

由表中結(jié)果可見，破壞強度離散系數(shù)大致在10%以內(nèi)，拉伸載荷更小,大致在5%以內(nèi)，基本符合誤差分散規(guī)律，適用于工程估算應用。個別破壞載荷離散系數(shù)較大，表現(xiàn)在90°壓縮載荷時，且破壞強度均值明顯不符合基本理論規(guī)律，可能是90°方向破壞形式變化范圍較大，且不易測量或?qū)嶒灉y量誤差所致，可不計算在內(nèi)。綜合分析，Hoffman強度理論及剛度修正的濕-熱-力耦合分析方法對于民機復合材料層合板結(jié)構(gòu)的強度分析是較為準確的，能夠適用于民用飛機復合材料的工程估算。

研究復合材料層合板結(jié)構(gòu)在濕熱環(huán)境下濕-熱-力耦合作用的影響，可對比分析不同方向的單向板在不同濕熱環(huán)境下受拉伸或壓縮載荷作用下的影響分析。本例選取T300/5208A復合材料的3種試件層合板在5種濕熱環(huán)境狀態(tài)下的壓縮破壞強度及拉伸總應變的理論計算結(jié)果分別進行對比分析，其柱狀對比分析圖如圖2和圖3所示。

對比分析圖2可知，0°鋪層單向板的破壞強度最大；45°鋪層單向板的破壞強度次之；90°鋪層單向板的破壞強度最小。同一濕度下（干態(tài)或水浸飽和），隨溫度的升高，0°和45°鋪層單向板的破壞強度均表現(xiàn)為有明顯降低，降幅相當；而90°鋪層單向板的破壞強度略有下降。同一溫度下（20℃或70℃），隨著濕度的提高，復合材料單向板的破壞強度均略有下降，下降幅度較溫度的影響小。對比圖3可知，90°鋪層單向板的總拉伸應變最大，在同一溫度下，濕態(tài)環(huán)境較干態(tài)環(huán)境其總拉伸應變大大增大。

由此可見，增強碳纖維對溫度的變化較為敏感，隨溫度的升高其性能衰減較為明顯；樹脂基體對濕度的反應較為敏感，隨著濕度的提高其性能略有下降，同時溫度的提高帶來吸濕率的進一步加大，導致力學性能進一步下降。復合材料由纖維和基體組成，增強纖維為復合材料的主要承載部分，由于纖維幾乎不吸濕，研究表明，吸濕基本不影響0°單向復合材料的拉伸性能[13]。相比較濕熱環(huán)境對復合材料力學性能的影響，溫度的影響較為明顯，降幅較大，而濕度的影響較為微弱，影響不大。

表2 T300/3238A濕-熱-力耦合計算結(jié)果與實驗值對比Tab.2 Comparison between calculating results with experimental values of T300/3238A under hydrothermal coupling effect

圖2 3種試件層合板壓縮破壞強度Fig.2 Compression failure strength of three kinds of composite laminates

圖3 3種試件層合板壓縮載荷總應變Fig.3 Total tensile strain of three kinds of composite laminates

試件在電子掃描鏡下的掃描圖像如圖4所示[14]。

圖4 T300/3238A復合材料斷口微觀形貌Fig.4 Fracture morphology of T300/3238A composite laminates

對比0°和90°單層板在干態(tài)低溫和濕態(tài)高溫下的壓縮載荷電子顯微鏡掃描圖像，濕熱環(huán)境對復合材料樹脂基體的影響主要體現(xiàn)在水分對樹脂基體的溶脹與水解，以及溫度加速其吸濕性擴散作用，導致斷鏈和水解交聯(lián)，造成可逆和不可逆的破壞，從而降低復合材料的力學性能[15]。濕熱環(huán)境對纖維-基體間界面的影響主要表現(xiàn)為基體的溶脹會對纖維產(chǎn)生一個大于界面粘結(jié)力的剪應力，引起界面脫粘破壞；水分滲透進入界面后破壞纖維與基體的化學結(jié)合，產(chǎn)生不可逆破壞。濕熱環(huán)境會在很大程度上降低單層板復合材料的力學性能以及承載載荷。

2.2 多向?qū)雍习?/p>

本算例以文獻[16]中碳纖維/環(huán)氧復合材料層合板CCF300/5228（碳纖維60%，環(huán)氧樹脂40%）為例，計算試件濕熱環(huán)境下拉伸載荷的初始強度及極限載荷強度。該復合材料層合板結(jié)構(gòu)由16層等厚度的單向預浸帶鋪設(shè)壓制而成，每層厚0.125 mm，采用[0/45/-45/ 90/0/45/-45/90]s鋪層，制成135 mm×15 mm×2 mm的試件。單層板力學性能如表3所示[16]。

表3 CCF300/5228復合材料單層板力學性能Tab.3 Mechanical properties of CCF300/5228 composite laminate

在濕-熱-力耦合作用下，采用第1節(jié)1）～5）分析過程進行計算。

利用Hoffman強度準則進行強度校核，計算各主軸方向的破壞載荷，確定CCF300/5228層合板的初始層破壞強度與初始層破壞載荷。之后依次對拉伸破壞的90°、45°與-45°、0°各單層板進行剛度修正，經(jīng)分析計算進行第2次、第3次和第4次強度校核，直至層合板整體失效，得到復合材料層合板CCF300/5228的極限破壞強度和總應變，如表4所示。

此層合板的載荷-應變特性曲線如圖5所示。

圖5 CCF300/5228層合板載荷-應變特性曲線Fig.5 Load-strain characteristic curve of CCF300/5228 laminated laminate

表4 CCF300/5228復合材料層合板極限強度與應變Tab.4 Ultimate strength and strain of CCF300/5228 composite laminate

CCF300/5228層合板復合材料采用剛度修正理論求其極限承載更接近真實情況，極限載荷強度與初始強度差幅在224%以上，第1次、第2次、第3次校核的破壞強度與90°、45°、0°方向?qū)雍习鍙姸确峙漭^吻合，破壞強度升幅在78.13%和82.04%。層合板復合材料在70℃水浸濕熱環(huán)境下其自身的力學性能和承載能力較明顯地下降，相對常溫干態(tài)環(huán)境，濕熱環(huán)境下CCF300/5228復合材料層合板初始層破壞強度下降20.89%,極限破壞強度下降21.53%。

3 結(jié)語

1）溫度對民機復合材料的力學性能有較大影響，在其可能的工作溫度范圍內(nèi)，隨著溫度的升高，其力學性能逐漸降低；對比分析T300/3238A復合材料0°、90°、45°方向干態(tài)不同溫度下的拉伸破壞強度，其隨溫度升高，強度降低的幅度較大，降幅約5.76%。

2）對比分析T300/3238A復合材料0°、90°、45°方向下的20℃干態(tài)和20℃水浸飽和吸濕或70℃干態(tài)和70℃水浸飽和吸濕，濕度對民機復合材料的力學性能有一定影響，隨著吸濕程度的加劇，其力學性能略有下降，幅度遠遠小于溫度影響。

3）在濕-熱-力耦合作用下，單向板T300/3238A復合材料力學性能變化較明顯，隨溫度升高、濕度提高其拉伸、壓縮力學性能衰減較大。其中90°、45°方向力學性能下降相對較大，0°方向力學性能下降最小且下降程度遠小于90°和45°方向。

4)在濕-熱-力耦合作用下，層合板CCF300/5258復合材料逐層破壞力學性能下降較單向板T300/ 3238A力學性能下降影響幅度更大；Hoffman強度理論及剛度修正的濕-熱-力耦合分析方法對于民機復合材料強度分析是較為準確的，能夠適用于工程估算。

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（責任編輯：楊媛媛）

Study on effect of hydrothermal environment to civil aircraft composite laminates strength

JIA Baohui,LIU Xuan,LU Xiang,LIN Yueguo
（College of Aeronautical Engeneering,CAUC,Tianjin 300300,China）

Based on modified stiffness theory,the hydrothermal effect on composite laminates of civil aircraft is studied. Specifically,the strength of unidirectional composite board T300/3238A under five kinds of hydrothermal conditions and laminate CCF300/5228 under ghydrothemal environment and normal dry state are studied with mathematical model of stress-strain constitutive equation,Hoffman strength theory and stiffness correction method.Lastly,initial layer cracking load and ultimate lod are calculated and then compared with experimental data,the over all failure process,failure load,and strength impact in hydrothermal environment of this composite laminate can be predicted accurately.Combinng with experiments and theoretical method,this approach is feasible to analyze the hydrothermal effect on composite laminates in civil aircraft maintenance applications.

composite laminates;Hoffman strength theory;stiffness correction;failure load;hydrothermal effect

V257；TB332

A

1674－5590（2017）01－0011－06

2016-01-04；

2016-03-17

國家自然基金重大預研項目（3122014P002）；中央高校基本科研業(yè)務費專項（3122014D016，3122015C010）

賈寶惠（1971—），女，山西運城人，教授，碩士，研究方向為飛機維修工程分析與適航技術(shù)、飛機機電系統(tǒng)及其性能.