陳 娟， 王 星

（1.中航通用飛機研究院有限責(zé)任公司，珠海 519040；2.西北工業(yè)大學(xué)力學(xué)與土木建筑學(xué)院，西安710129）

復(fù)合材料由于具有比強度高、比剛度高、抗振、抗疲勞、破損安全性好、耐熱性和成型工藝性好等優(yōu)點，在現(xiàn)代航空結(jié)構(gòu)中得到了越來越廣泛的應(yīng)用[1]。其主要應(yīng)用于雷達罩、垂尾、平尾、機翼、整流罩、腹鰭、內(nèi)部接頭和座艙蓋、輪艙蓋等部位[2]。目前，在航空領(lǐng)域，先進軍用飛機的主承力構(gòu)件上已廣泛使用復(fù)合材料，所占比重達25%左右，直升機已達到60%，無人機則高達80%；航天方面，先進復(fù)合材料問世后已被大量運用于導(dǎo)彈、火箭、航天飛機和衛(wèi)星結(jié)構(gòu)上[3]?？梢姡瑥?fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的需求及發(fā)展極具前景。

但是復(fù)合材料有其固有缺點，在實際應(yīng)用中發(fā)現(xiàn)，由于完全不同于金屬的組織結(jié)構(gòu)，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的抗沖擊阻抗、抗沖擊韌性低[4]。受低速沖擊后的復(fù)合材料的損傷不像金屬一樣呈現(xiàn)在表面，而是隱藏于結(jié)構(gòu)的內(nèi)部[5]。這些不可見的損傷可引起材料強度的急劇下降，它們往往出現(xiàn)在制造、修理、維護中[6]。飛機在服役期間受損是難免的，研究飛機的損傷問題很有必要[7]。在航空領(lǐng)域，飛行器中的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件不可避免地會受到飛鳥、冰雹等低速沖擊，發(fā)生不可見的內(nèi)部分層損傷，最終導(dǎo)致結(jié)構(gòu)強度的急劇降低，直接威脅到飛行器的使用安全[8]。

纖維增強復(fù)合材料層合板結(jié)構(gòu)的損傷失效在工程領(lǐng)域中占據(jù)重要的地位，對于層合板的損傷模擬分析，使用的方法比較廣泛。Tan[9]在研究中考慮了纖維和基體破壞兩種模式，提出二維逐漸失效模型，基體破壞采用 Tsai-Wu 準(zhǔn)則來判斷，通過一個退化因子來實現(xiàn)材料性能退化，因子的取值范圍為0～1，但該取值在工程實際應(yīng)用中難以進行測定。Chang等[10]在進行層合板漸進失效分析的過程中，考慮了有關(guān)應(yīng)力集中的問題，但此模型也是二維模型，并未考慮分層失效的影響。Kashfuddoja等[11]研究了應(yīng)力集中因子的計算公式，分析損傷的原因?？梢娔壳皩τ趯雍习宓膿p傷分析失效準(zhǔn)則并未統(tǒng)一，模型的可靠性還需進一步提高。

綜上所述，本文根據(jù)層合板尺寸，設(shè)計了不同孔徑的穿孔損傷、不同長度的裂口損傷，對無損、含損碳纖維層合板進行拉伸試驗，研究了不同形式的損傷對碳纖維復(fù)合材料層合板拉伸性能的影響；編寫了基于三維漸進損傷失效準(zhǔn)則的子程序來實現(xiàn)對含損層合板損傷失效的分析，并與試驗結(jié)果進行對比，驗證了模型的可靠性。

表1 平紋織物預(yù)浸料TORAY T700SC-12K-50C/#2510性能數(shù)據(jù)

圖1 含損層合板尺寸示意圖（mm）Fig.1 Schematic of dimension of damaged laminates

表2 含裂口損傷的碳纖維復(fù)合材料層合板拉伸強度及變異系數(shù)

圖2 層合板拉伸破壞照片F(xiàn)ig.2 Laminates tensile failure

1 拉伸試驗

1.1 試驗過程

碳纖維樹脂基層合板采用平紋織物預(yù)浸料TORAY T700SC-12K-50C/#2510，具體參數(shù)見表1。層合板尺寸長300mm，寬200mm，厚1.7472mm。單層厚度為0.2184mm，共 8層，鋪層為 [45/0/-45/90/90/-45/0/45]。裂口損傷的裂口長度L分別為5mm、15mm。具體尺寸見圖1。

無損及不同損傷形式的試驗件各做6件。拉伸試驗按照ASTM D 5766 《聚合物基復(fù)合材料層壓板開孔拉伸強度標(biāo)準(zhǔn)試驗方法》執(zhí)行，加載速度為2mm/min，試驗設(shè)備采用型號為CRIMS DDL600的電子萬能試驗件，量程為 60t 。

1.2 試驗結(jié)果

通過對碳纖維層合板無損及含裂口損傷的試件進行拉伸試驗，得到其拉伸強度（見表2），可以看出，裂口損傷導(dǎo)致復(fù)合材料層合板的拉伸強度降低。相比無損復(fù)合材料層合板的拉伸強度，裂口1（L=15mm）的拉伸強度降低了26.3%，裂口2（L=5mm）的拉伸強度降低了23.4%。試驗值的變異系數(shù)均較小，都小于10%，說明該試驗數(shù)據(jù)的分散性小。

圖2為復(fù)合材料層合板拉伸破壞照片，可以看出，無損層合板在中間偏上的位置斷裂，穿孔層合板穿過孔中心斷裂，裂口層合板沿著裂口位置在層合板中間斷裂。可見裂口損傷處均在層合板上形成應(yīng)力集中，裂紋均產(chǎn)生于損傷處。

圖3 層合板裂口損傷拉伸載荷-位移曲線Fig.3 Load-displacement curve of laminates with crack damage

表3 層合板裂口損傷的試驗值與模擬值對比

表4 不同鋪層中心點及裂口尖端應(yīng)力值

圖4 層合板劃傷結(jié)構(gòu)拉伸應(yīng)力云圖Fig.4 Tensile stress cloud of laminates with crack damage

圖5 層合板裂口損傷拉伸破壞位置Fig.5 Tensile failure location of laminates with crack damage

2 數(shù)值模擬分析

采用Abaqus有限元分析軟件對層合板裂口損傷試件進行建模。裂口模型在板的中間設(shè)置兩處裂口，分別位于板中間的兩側(cè)。裂口寬度為0.5mm，裂口長度沿著板寬的方向共兩類，一類裂口長度為L=15mm，一類裂口長度為L=5mm。三維層合板穿孔結(jié)構(gòu)采用三維Hashin準(zhǔn)則來模擬其失效，預(yù)測層合板的失效載荷。

采用Solid單元模擬，單元類型為C3D8R（8節(jié)點線性減縮積分實體單元）。對模型施加面內(nèi)拉伸載荷，采用位移加載。邊界條件為一端完全固定（U1=U2=U3=UR1=UR2=UR3=0），一端施加X方向的位移，固定其余方向（U2=U3=UR1=UR2=UR3=0）。

模擬輸出了復(fù)合材料層合板的拉伸失效的載荷-位移曲線，如圖3所示。無損結(jié)構(gòu)的最大拉伸破壞載荷為153582N，裂口1（L=15mm）的最大拉伸破壞載荷為134488N，裂口2（L=5mm）的最大拉伸破壞載荷為146392N。

由圖3可知：在結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞前，載荷隨著位移線性增加，表現(xiàn)為脆性斷裂形式。裂口損傷的拉伸極限載荷顯著低于無損層合板。裂口越長，其拉伸極限載荷越低。

表3為層合板裂口損失的試驗值與模擬值由表4可以看出，模擬值與試驗值誤差較小，基本吻合。這說明損傷模型正確。

取裂口長度為L=15mm的裂口損傷層合板進行分析。當(dāng)拉伸載荷為34.9KN（100MPa）時層合板上的應(yīng)力云圖見圖4。

選取試件中心點的應(yīng)力與劃傷尖端處的應(yīng)力作比較（見表4），可知：裂口處存在著應(yīng)力集中現(xiàn)象，含損（裂口）模型45°、0°、-45°鋪層中間點的應(yīng)力值均大于無損模型中間點的應(yīng)力值，而90°鋪層剛好相反。

模型中采用三維Hashin失效準(zhǔn)則模擬復(fù)合材料層合板的失效。圖5所示為層合板裂口結(jié)構(gòu)在拉伸載荷作用下的破壞位置，可知，拉伸失效始于裂口處，失效類型為纖維拉伸失效。

3 結(jié)論

（1）通過對復(fù)合材料層合板無損、含損（裂口）試件進行拉伸試驗，裂口損傷導(dǎo)致復(fù)合材料層合板的拉伸強度降低。相比無損復(fù)合材料層合板的拉伸強度，裂口1（L=15mm）的拉伸強度降低了26.3%，裂口2（L=5mm）的拉伸強度降低了23.4%。

（2）采用三維Hashin準(zhǔn)則來模擬復(fù)合材料層合板裂口損傷失效，預(yù)測含損層合板的失效載荷。對比模擬值與試驗值，兩者幾乎吻合，驗證了模型的可靠性。

（3）通過有限元模擬，可以看出孔邊及裂口處均存在明顯的應(yīng)力集中，拉伸失效始于孔邊或裂口處。失效類型為纖維拉伸失效。

參 考 文 獻

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