劉振國， 黃祥， 亞紀軒， 雷冰， 李小康, 程新

1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083 2.西安航天復合材料研究所， 西安 710025

三維全五向編織復合材料的切邊效應

劉振國1,*， 黃祥1， 亞紀軒1， 雷冰1， 李小康1, 程新2

1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100083 2.西安航天復合材料研究所， 西安 710025

對切割與未切割的三維全五向(3DF5D)編織復合材料進行了縱向拉伸力學性能研究。首先分別對2種編織角下3種不同情況(未切割、沿厚度方向切邊和沿寬度方向切邊)的試件進行了力學性能實驗，實驗結果表明，沿著厚度方向切邊使材料的剛度和強度分別下降了約10%和25%；沿著寬度方向切邊使材料剛度和強度分別下降了約3%和18%；進一步通過有限元數值模擬對上述實驗過程進行了仿真計算，得到了單胞的損傷演化過程、破壞機理以及應力-應變曲線。最后對實驗結果和計算結果進行了對比，結果顯示二者吻合良好。研究結果表明，三維全五向編織復合材料的編織角越大，拉伸剛度和強度會越??；試件尺寸越大，厚度方向和寬度方向切邊的影響越小，并趨于定值。

三維全五向； 編織角； 切邊效應； 實驗研究； 力學性能

三維編織復合材料是近年來逐漸發(fā)展起來的一種新型先進復合材料，具有良好的整體性與可設計性，與傳統的層合復合材料相比有著獨特優(yōu)越的力學性能，克服了層合板易分層、抗沖擊性能差的缺點[1-2]。常規(guī)復合材料是把預浸料按一定角度與順序進行鋪疊或者把纖維束或絲纏繞制成的，纖維形成典型的二維結構。三維編織復合材料是通過纖維束相互交織形成預制件，然后經過固化成型而最終得到的[3]。根據纖維的空間走向特征，可分為三維四向、五向和多向等，其中三維全五向(3DF5D)編織復合材料在內部細觀結構上比三維五向編織復合材料軸向紗總數提高了1倍，同時改善了編織紗和軸向紗的直線度，明顯增強了該材料的軸向性能[4]。但三維編織復合材料在工程應用中會進行相應的機械加工，且在特定的工作環(huán)境下也會發(fā)生磨損與燒蝕，對材料的表面纖維結構造成一定的破壞，降低結構的承載能力。

Lu等[5-6]研究了一種針對三維四向編織復合材料的六邊形截面纖維束結構單胞模型，并采用有限元方法計算了其彈性模量。Zhang等[7]研究了三維全五向編織復合材料并建立相應的胞元模型，對模型進行了有限元剛度預測，為后續(xù)的三維全五向編織復合材料研究奠定了基礎。Zeng等[8]研究了單胞內的纖維束和基體的應力分布，并在此基礎上對三維編織復合材料失效破壞的全過程非線性應力應變響應進行了模擬，其數值仿真結果與實驗結果對比具有較好的一致性。盧子興和劉振國[9]研究了三維編織復合材料的剛度性能有限元分析模型，對單胞內纖維紗束和樹脂基體局部單元細觀應力進行計算，初步建立了一個基于經驗數據的材料宏觀失效準則。Fang等[10-12]建立了八邊形纖維束截面的三維四向編織復合材料的幾何單胞模型，然后對單胞中的纖維束、基體與界面分別引入相應的初始損傷準則并區(qū)分材料不同的破壞模式，對三維四向編織復合材料在單軸拉伸與壓縮載荷條件下的漸近損傷演化過程進行了仿真分析。

Macander等[13]研究了切邊和未切邊三維編織復合材料試件的力學性能。實驗結果顯示三維四向和五向編織復合材料件的平均拉伸強度分別較未切邊的試件下降了將近60%和50%。陳紹杰和梁晶紅[14]研究了切割對三維編織復合材料的性能影響，切割后強度下降了接近50%。Li等[15]研究了切割三維四向編織復合材料厚度方向和寬度方向上拉伸、壓縮和彎曲的實驗對比，由實驗得出，寬度方向切割相對厚度方向切割來說，對強度和剛度的影響更小。魏麗梅[16]研究了切邊對在單一軸向載荷下沿編織方向的三維編織復合材料實驗基礎力學性能的影響。實驗結果顯示，較大編織角的未切邊試件的拉伸模量、壓縮模量和彎曲模量值比較小編織角的試件分別低約60%、65%和48%。編織角對切邊與未切邊試件的力學性能均有較大的影響。

目前對三維編織復合材料切邊損傷的研究還不完善，僅對三維四向編織復合材料切邊做了較為系統的實驗研究，尚缺乏對三維全五向編織復合材料切邊的理論和實驗方面的系統研究。而已有研究表明三維全五向編織方式下復合材料的細觀結構更為完善，綜合性能更好[17]，而對其切邊性能的影響研究，將有利于該材料的推廣應用。

本文首先通過對周期性單胞模型施加切邊狀態(tài)下的周期性邊界條件[18-23]，將損傷力學和斷裂力學的理論引入到單胞力學性能分析中，分別對三維全五向單個單胞及多個單胞組合進行有限元仿真并得到其損傷與破壞過程，從而揭示分析其破壞機理，并進一步得到不同尺寸試件對切邊影響的變化規(guī)律。最后對三維全五向編織復合材料試件進行縱向拉伸實驗，分別比較未切邊、沿寬度方向切邊和沿厚度方向切邊3種情況下力學性能的差異，最終通過對比分析仿真結果和實驗結果，驗證本文分析方法的合理性和結果的準確性。

1 實驗研究

1.1 實驗準備

本研究中試件由北京柏瑞鼎科技有限公司提供，所用的三維全五向編織復合材料預成形體采用東麗T700-12K碳纖維應用旋轉法三維編織機編織而成，所得的預成形體內的纖維細觀結構與傳統的四步法工藝完全相同，然后以TDE-85環(huán)氧樹脂為基體，經樹脂傳遞模塑(Resin Transfer Molding， RTM)工藝固化成型。實驗用的試件纖維體積含量均為52%左右，分為3種不同情況(未切邊、沿厚度方向切邊和沿寬度方向切邊)，均包括20° 和40° 兩種編織角。各種試件的加工方式如圖1所示。

切邊方式中U表示不進行切割處理；A為沿厚度方向切兩面；B為沿寬度方向切兩邊。如圖1所示,切割厚度參照張超等[24]所提出的一個面胞厚度。

表1為切割后各類試件的尺寸，其中每個種類都有3個試件進行對比參照。圖2為方式U和方式A兩種編織復合材料試件的表面形貌，從圖2 中可以清晰地看到紗束被切斷。

圖1 切邊示意圖Fig.1 Schematic diagram of cutting edges

表1 各類試件的尺寸參數以及編號

Table1Dimensionparameterandserialnumberofspecimens

Braidingangle/(°)No.Dimension/mm2020-U4040-U25025.05.02020-C-A4040-C-A25025.03.52020-C-B4040-C-B25023.55.0

圖2 方式U和方式A的試件表面Fig.2 Specimen surface of Models U and A

1.2 實驗結果

本實驗在北京航空航天大學飛行器結構力學實驗室的WDW-200E萬能試驗機上進行，試驗機的最大量程為200 kN，在試驗過程中，環(huán)境溫度為20～25 ℃，相對濕度為(46±5)%。拉伸試驗參照國家標準GB/T 1447—2005《纖維增強塑料拉伸性能試驗方法》[25]實施。

三維全五向編織各類試件縱向拉伸剛度和強度平均計算結果列于表2。表2中的數據顯示20-C-A和20-C-B的剛度比20-U分別下降了8.6% 和3.34%，強度分別下降了32.32%和19.48%；40-C-A和40-C-B的剛度比40-U分別下降了10.87%和5.33%，強度分別下降了19.09% 和11.73%。無論對于切邊還是未切邊的試件，剛度與強度均隨著編織角的增大而減小。

圖3為三維全五向編織復合材料在3種不同情況下試件的破壞斷口圖片。由圖3中可見，未切割試件的斷口平齊，軸向紗全部被沿縱向拉斷。編織角為20° 時，軸向紗與編織紗幾乎完全是齊根而斷，拉伸損傷占主導；編織角為40°時，可以明顯地看到纖維束存在橫向的破壞，而且存在編織紗被抽拔出的現象。

沿厚度方向切割對三維編織復合材料的拉伸模量與強度有很大的影響。軸向紗與編織紗或者是編織紗與編織紗之間發(fā)生了界面脫粘，由于全五向編織復合材料大量軸向紗的存在，試件仍能承受較大的載荷，最終大量軸向紗的破壞導致釋放巨大的能量，使得試件斷口呈現出爆炸式的蓬松。這是因為切割對纖維的連續(xù)性造成了損傷，在受拉伸載荷時，被切割區(qū)域附近的纖維束不會發(fā)生破壞，而纖維束之間的界面會發(fā)生脫粘，在破壞前全部保持很好的線性，表現為脆性斷裂。

表2切邊后縱向拉伸性能測試平均結果

Table2Averageresultsoflongitudinaltensiletrialaftercut-edge

No.Stiffness/GPaStrength/MPa20-U125.61744.240-U101.21452.620-C-A114.81180.540-C-A 90.21175.320-C-B121.41404.440-C-B 95.81282.2

圖3 試件破壞斷口圖片Fig.3 Image of destruction of specimen

沿寬度方向切割時，對三維編織復合材料性能影響不大，雖然試件在兩邊被切斷，但是纖維在其他兩個方向上還具有很強的連續(xù)性。所以在試件的兩邊會發(fā)現由于纖維切斷引起的界面脫粘導致的纖維束被抽拔出來的現象，但是在試件中間斷口基本是平齊的。

2 數值模擬

2.1 幾何單胞建模

由于三維全五向編織復合材料內部細觀結構呈周期性，在此，根據實驗觀察結果，參考現有的三維編織復合材料內部單胞幾何模型進行建模[26-27]，通過給定紗線的基本參數以及編織角，可以在CATIA中構建出三維全五向單胞的幾何模型，如圖4所示，單胞模型由編織紗、軸向紗與樹脂3部分構成。

圖4 三維全五向編織復合材料的幾何單胞模型 Fig.4 Periodic repeated cell model of 3DF5D braided composites

2.2 周期性邊界條件

在對單胞進行計算時，需合理地施加周期性邊界條件才能準確地計算材料的細觀材料性能，圖5為切邊方向和單元胞體示意圖,其中T和N分別表示單胞的厚度方向和寬度方向。

對于未切割的三維編織復合材料的損傷演化模擬分析，由于其在X、Y、Z這3個方向上都具有周期性，所以在單胞的3個對面都施加相應的邊界條件，如式(1)所示。

(1)

式中：U、V、W分別為X、Y、Z這3個方向上的位移分量。

圖5 切邊方向和單元胞體示意圖Fig.5 Schematic diagram of cutting direction and unit cell

對于切割后的試件，材料內單胞的周期性受到破壞，在材料內部Y方向上胞體不具有周期性，X與Z方向上仍然具備周期性，所以在施加邊界條件時只需要對具有周期性的兩個對面：BCGF與ADHE、ABCD與EFGH，施加周期性邊界條件,如式(2)所示。

(2)

2.3 纖維束損傷模型

編織結構中的紗束一般可以看做是單向加強的橫觀各向同性材料，纖維束的破壞準則采用Hashin[28]三維空間應力破壞準則(L、T、Z方向如圖6 所示)。

縱向(L方向)拉伸破壞：

(3)

(4)

式中：DL、DT和DZ為纖維紗束3個材料主方向上的損傷狀態(tài)變量；ni為損傷張量的主方向矢量；?為不同主方向上矢量的張量積。

圖6 纖維束的L、 T、Z坐標方向Fig.6 L, T, Z coordinate directions of fiber bundle

引入損傷狀態(tài)變量之后，材料在產生損傷之后的有效應力張量σ*就可以通過彈性應力張量σ表示出來，即

M(D)∶σ

(5)

式中：I為3階單位張量；σ為彈性應力張量；M(D)為依賴損傷張量D的損傷效應因子。

纖維束3個方向上損傷變量的主值為

(6)

式中：dLt、dTt和dZt分別為L、T和Z方向上的縱向損傷變量；dLc、dTc和dZc分別為L、T和Z方向上的橫向損傷變量。

2.4 樹脂損傷模型

樹脂基體為各向同性材料，對其采用理想的彈塑性本構模型，當應力達到樹脂基體的屈服破壞應力σm后，不需要增加任何載荷，變形就能自由增加。

對于樹脂基體的屈服準則采用von Mises準則，其具體形式為

(7)

式中：σ1、σ2和σ3分別為X、Y和Z方向上的應力；τ12、τ23和τ31分別為XY、YZ和ZX方向上的切應力。

當樹脂發(fā)生塑性破壞后，其剛度降為0。

2.5 界面損傷模型

為了考慮紗線基體界面相性能對三維全五向編織復合材料整體力學行為的影響，引入界面相單元COHESIVE，單元編號為COH3D6，這種界面單元的力學性能根據Traction-Separation界面層理論來描述。

在線彈性階段界面層本構關系可以表示為

(8)

式中：tn、tt、ts為三維界面單元的法向應力與2個切向的剪應力分量；δn、δt、δs為3個方向的位移分量；Knn、Ktt、Kss分別為界面層法向和2個切向的剛度系數。

界面選取二次應力準則作為界面初始損傷準則，即

(9)

式中:σn、σs和σt分別為法向和2個切向的應力分量；N、Ss、St為界面法向強度與2個方向的切向強度，且

(10)

同纖維紗束和基體的損傷演化模式類似，應力達到初始破壞準則之后，界面剛度性能開始進入退化狀態(tài)，其具體損傷剛度矩陣可以表示為

K(d)=

(11)

式中：dc為引入的界面損傷狀態(tài)變量。

模型中纖維紗束和固化樹脂材料分別為T700-12K碳纖維和TDE-85環(huán)氧樹脂，纖維和樹脂的材料性能如表3所示。

表3T700-12K碳纖維和TDE-85環(huán)氧樹脂的力學性能

Table3MechanicalpropertiesofT700-12KcarbonfiberandTDE-85epoxyresin

ParameterofcarbonfiberValueParameterofresinValueLongitudinaltensilestiffness/GPa230Stiffness/GPa3.5Transversetensilestiffness/GPa40Strength/MPa80Poissonratio0.26Poissonratio0.35Longitudinalshearstiffness/GPa24Transverseshearstiffness/GPa14.3Longitudinaltensilestrength/MPa4900

2.6 縱向拉伸應力應變

通過采用數值模擬仿真，得到單胞的應力-應變曲線和縱向拉伸應力應變云圖。

編織角為20° 和40° 時，試件在拉伸載荷下的應力-應變曲線如圖7所示(SIM為仿真結果，EXP為實驗結果)。

編織角為20° 時，未切割的三維全五向編織復合材料試件在拉伸載荷下的損傷演化過程如圖8 所示。

圖7 試件拉伸應力-應變曲線Fig.7 Tensile stress-strain curves of specimens

觀察未切邊試件實驗斷口圖片，可知損傷和破壞的原因是軸向紗主要承擔著縱向載荷，在應變較小時，軸向紗損傷區(qū)域并不大，隨著應變的增加，軸向紗的縱向損傷逐漸擴展；編織紗的縱向損傷產生于應變ε=1.09%處，主要位于編織紗交錯接觸區(qū)域的附近，隨著應力的增加損傷區(qū)域沿著編織紗與軸向紗的接觸面拓展，最終編織紗的主要縱向損傷區(qū)域與軸向紗的損傷嚴重區(qū)域連通在一起。編織紗的橫向損傷與軸向紗的橫向損傷拓展規(guī)律類似，主要出現在編織紗縱向損傷區(qū)域；對界面破壞而言，界面結合良好，破壞區(qū)域不大。對比實驗斷口圖片也可以看到，試件斷口平齊，幾乎沒有纖維束被拔出。

編織角為20° 時，在拉伸載荷作用下，三維全五向編織復合材料試件沿厚度方向切邊時(20-C-A 模型)的損傷演化過程如圖9所示。

編織角為20° 時，軸向紗在靠近被切割表面處出現縱向損傷，隨著應變的增加，損傷先在被切割表面區(qū)域拓展，然后向模型的內部延伸，軸向紗首先出現縱向損傷，隨后發(fā)生了橫向損傷；編織紗的縱向損傷產生在切割表面處，隨著載荷的增加，表面處的損傷向模型內部拓展；對于界面的損傷，出現得較早，產生在被切割的兩個表面處而且處于兩個編織紗交錯接觸位置的附近，隨著應力的增加，該處的損傷緩慢地向單胞內部界面拓展，而且內部編織紗交錯位置處的界面也會發(fā)生損傷。對比實驗斷口圖片，斷口呈現炸開狀，看不到明顯的斷口，而且大量的界面發(fā)生脫粘，最后軸向紗產生縱向破壞導致試件的斷裂。

在編織角為20° 沿寬度方向切邊時(20-C-B模型)，三維全五向編織復合材料試件在寬度方向上為多個內胞的模型，在拉伸載荷下的損傷演化過程如圖10所示。

編織角為20° 時，沿寬度方向切邊試件軸向紗的初始損傷位置在切割處，隨著載荷的增加，縱向損傷向內部拓展，軸向紗的橫向損傷與前2種情況類似，出現在已發(fā)生縱向損傷的區(qū)域；編織紗的損傷區(qū)域出現在軸向紗損傷位置附近的切割處，隨著應力增加編織紗沿軸向紗損傷區(qū)域拓展，編織紗的軸向損傷產生于縱向損傷之后；界面損傷出現較早，位于切割處編織紗相互交錯位置處，隨著應力的增加其損傷拓展緩慢，當軸向紗與編織紗出現損傷后，與其接觸的界面會迅速產生損傷，而且沿著編織紗與軸向紗損傷區(qū)域迅速拓展。實驗斷口圖片顯示試件兩邊的軸向紗與編織紗散開，界面發(fā)生脫粘，試件中部的斷口平齊，說明軸向紗與編織紗由于拉伸載荷而發(fā)生破壞，仿真結果與實驗結果吻合得較好。

三維全五向編織仿真結果與實驗結果的比較如表4所示。由表4可以看出，數值仿真結果與實驗結果的最大偏差在10%以內，較為吻合，初步驗證了三維全五向編織復合材料細觀強度計算方法的正確性。

分析結果表明：軸向紗縱向的損傷演化形式起到了決定性的作用；對于編織紗而言，編織角較小時，編織紗的損傷主要為縱向損傷，編織角較大時，橫向損傷逐漸占主要地位；對于未切割的情況，隨著編織角的增大，紗線之間界面的應力水平不斷提高，因此大編織角的界面損傷失效面積相對于小編織角情況顯著增加；對于進行切割后的情況，界面與樹脂的損傷首先產生于被切割位置，隨著應變的增加，界面的損傷會逐漸向模型內部拓展。

Note: LDF——Longitudinal Damage Factor.圖8 20° 編織角未切邊試件的損傷演化過程圖Fig.8 Damage evolution of uncut-edge sample under 20° braiding angle

圖9 20° 編織角沿厚度方向切邊后的損傷演化圖Fig.9 Damage evolution of 20-C-A model

圖10 20° 編織角沿寬度方向切邊后的損傷演化圖Fig.10 Damage evolution of 20-C-B model

表4 仿真結果與實驗結果比較Table 4 Comparison of simulation and experiment results

No.Stiffness/GPaExperimentSimulationStiffnessrelativeerror/%Strength/MPaExperimentSimulationStrengthrelativeerror/%20-U125.6130.54.01744.21621.37.120-C-A114.8116.21.81180.51078.88.620-C-B121.4126.85.01404.41341.24.640-U101.2 98.33.01452.61421.72.140-C-A 90.2 96.24.41175.31134.63.440-C-B 95.8 97.32.11282.21195.26.8

未切邊與切邊后編織結構主要區(qū)別為：未切邊編織結構表面由面胞組成，面胞紗束連續(xù)，載荷可以有效傳遞；切邊后對編織結構造成了損傷，載荷無法通過表面進行傳遞，因此承載能力大大下降。

2.7 多單胞情況下的仿真

由于在上文中已經驗證了在僅有一個單胞情況下仿真結果的正確性，為了模擬和說明實際結構件的尺寸對不同切邊方式的影響，對厚度比較大的情況進行預測分析，對有1、2、3、6個單胞的情況進行仿真對比，如：20-C-A-2表示編織角為20°、切邊方式為沿厚度方向和2個單胞的情況。

以20° 編織角為例，圖11為模型有不同數量單胞時，仿真計算得到的試件在拉伸載荷下的應力-應變曲線。

有多個單胞時材料的拉伸強度和剛度如圖12 所示。

圖11 仿真得到的多單胞材料的應力-應變曲線 Fig.11 Stress-strain curves of multicellular material by simulation

圖12 多單胞材料的強度和剛度柱狀圖 Fig.12 Histograms of stiffness and strength of multicellular materials

根據以上仿真結果可知，對材料切割后，初始時纖維束為軸向紗損傷，隨著載荷的增加，損傷從外部向內部拓展。在多單胞情況下，隨著內胞個數的增加，切邊位置仍在初始缺陷發(fā)生的位置，但內胞數所占比例變大，面胞所占材料的比例相對減小，表面損傷對整體性能影響減小，切邊后整體縱向性能有所提升。因此可減小面胞所占比例來減小切邊對材料性能的影響。

隨著結構件尺寸增加，切邊效應影響減小，可提出以下建議改善切邊影響：采用多向編織來增強材料的切邊性能，增大纖維體積含量；增加受力方向上紗線的比例。

3 結 論

做了三維全五向編織復合材料的標準試件切邊實驗和仿真計算研究，基于實驗與仿真的力學性能結果，研究了不同切邊方式對三維全五向編織復合材料力學性能的影響。預測了單胞的縱向拉伸模量和極限強度，分析了細觀組分損傷失效機理，結論如下：

1) 三維全五向編織復合材料在承受縱向拉伸載荷時，軸向紗的縱向損傷演化形式起到了決定性的作用；編織角較小時，編織紗的損傷主要為縱向損傷，編織角較大時，橫向損傷逐漸占主要地位，同時編織角越大，復合材料的拉伸模量和強度越小。

2) 三維全五向編織復合材料在縱向拉伸載荷作用下，紗線之間交錯處出現了明顯的應力集中現象。同時隨著編織角的增大，紗線之間界面的應力水平不斷提高。對于進行切割后的情況，界面與樹脂的損傷首先產生于被切割位置，隨著應變的增加，界面的損傷逐漸向模型內部拓展。

3) 基于單個單胞的仿真方法的正確性，對多單胞(大尺寸)的情況進行了分析，結果顯示結構件的尺寸越大，局部切邊對于整體性能的影響越小。

4) 對比三維全五向編織復合材料的仿真與實驗結果，材料應力-應變曲線的數值模擬結果與實驗結果都接近于線性且吻合良好，這說明本文建立的三維全五向編織復合材料模型對于材料漸進損傷失效分析是適用的，具有工程實用價值。

[1] 杜善義. 先進復合材料與航空航天[J]. 復合材料學報, 2007, 24(1): 1-12.

DU S Y. Advanced composite materials and aerospace engineering[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2007, 24(1): 1-12 (in Chinese).

[2] 盧子興, 楊振宇, 李仲平. 三維編織復合材料力學行為研究進展[J]. 復合材料學報, 2004, 21(2): 1-7.

LU Z X, YANG Z Y, LI Z P. Development of investgation into mechanical behavior of three dimensional braded composites[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2004, 21(2): 1-7 (in Chinese).

[3] 吳德隆, 沈懷榮. 紡織結構復合材料的力學性能研究[J]. 力學進展, 2001, 31(4): 583-591.

WU D L, SHEN H R. The study of mechanical properties of textile structural composites[J]. Advances in Mechanics, 2001, 31(4): 583-591 (in Chinese).

[4] 劉振國. 三維全五向編織預制件的概念[J]. 材料工程, 2008(S1): 305-312.

LIU Z G. Concept of three-dimentional all five-directionnal braided preforms[J]. Journal of Materials Engineering, 2008(S1): 305-312 (in Chinese).

[5] LU D S, LU J L, CHEN L, et al. Finite element analysis of mechanical properties of 3D four-directional rectangular braided composites Part 1: Microgeometry and 3D finite element model[J]. Applied Composite Materials, 2010, 17(4): 373-387.

[6] LU D S, FANG D N, LU Z X, et al. Finite element analysis of mechanical properties of 3D four-directional rectangular braided composites—Part 2: Validation of the 3D finite element model[J]. Applied Composite Materials, 2010, 17(4): 389-404.

[7] ZHANG F, LIU Z G, WU Z , et al. A new scheme and microstructural model for 3D full 5-directional braided composites[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2010, 23(1): 61-67.

[8] ZENG T, FANG D N, MA L, et al. Predicting the nonlinear response and failure of 3D braided composites[J]. Materials Letters, 2004, 58(26): 3237-3241.

[9] 盧子興, 劉振國. 三維編織復合材料強度的數值預報[J]. 北京航空航天大學學報, 2002, 28(5): 563-565.

LU Z X, LIU Z G. Numerical prediction of strength for 3D braided composites[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2002, 28(5): 563-565 (in Chinese).

[10] FANG G D, LIANG J,WANG B L. Progressive damage and nonlinear analysis of 3D four-directional braided composites under unidirectional tension[J]. Composite Structures, 2009, 89(1): 126-133.

[11] FANG G D, LIANG J, WANG Y, et al. The effect of yarn distortion on the mechanical properties of 3D four-directional braided composites[J]. Composites Part A: Applied Science and Manufacturing, 2009, 40(4): 343-350.

[12] FANG G D, LIANG J, WANG B L, et al. Effect of interface properties on mechanical behavior of 3D four-directional braided composites with large braid angle subjected to uniaxial tension[J]. Applied Composite Materials, 2010, 18(5): 449-465.

[13] MACANDER A B, CRANE R M, CAMPONESCHI E T. Fabrication and mechanical properties of multidimensionally (XD) braided composite materials[J]. ASTM STP, 1986, 873: 422-445.

[14] 陳紹杰, 梁晶紅. 三維編織復合材料結構的發(fā)展與應用[J]. 航空制造工程, 1994(4): 33-35.

CHEN S J, LIANG J H. Development and application of 3D braided composite materials[J]. Aviation Manufacture Engineering, 1994(4): 33-35 (in Chinese).

[15] LI J L, JIAO Y, SUN Y, et al. Experimental investigation of cut-edge effect on mechanical properties of three-dimensional braided composites[J]. Materials and Design, 2007, 28(9): 2417-2424.

[16] 魏麗梅. 切邊對三維紡織復合材料力學性能的影響[D]. 天津: 天津工業(yè)大學, 2005: 12-19.

WEI L M, The effect of cut-edge on mechanical properties of three-dimensional braiding composites[D]. Tianjin: Tianjin Polytechnic University, 2005: 12-19 (in Chinese).

[17] ZHANG F, LIU Z G, WU Z, et al. A new scheme and microstructural model for 3D full 5-directional braided composites[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2010, 23(1): 61-67.

[18] XIA Z, ZHANG Y, ELLYIN F, et al. A unified periodical boundary conditions for representative volume elements of composites and applications[J]. International Journal of Solids and Structures, 2003, 40(8): 1907-1921.

[19] XIA Z, ZHOU C, YONG Q, et al. On selection of repeated unit cell model and application of unified periodic boundary conditions in micro-mechanical analysis of composites[J]. International Journal of Solids and Structures, 2006, 43(2): 266-278.

[20] LI S. Boundary conditions for unit cells from periodic microstructures and their implications[J]. Composites Science and Technology, 2008, 68(9): 1962-1974.

[21] HARPER L T, QIAN C, TURNER T A, et al. Representative volume elements for discontinuous carbon fibre composites—Part 1: Boundary conditions[J]. Composites Science and Technology, 2012, 72(2): 225-234.

[22] HARPER L T, QIAN C, TURNER T A, et al. Representative volume elements for discontinuous carbon fibre composites—Part 2: Determining the critical size[J]. Composites Science and Technology, 2012, 72(2): 204-210.

[23] LI S, WONGSTO A. Unit cells for micromechanical analyses of particle-reinforced composites[J]. Mechanics of Materials, 2004, 36(7): 543-572.

[24] 張超, 許希武, 嚴雪. 三維五向及全五向編織復合材料的三單胞結構模型[J]. 南京航空航天大學學報，2013, 45(2): 171-178.

ZHANG C, XU X W, YAN X. Three unit-cell structure models of 3-D five-directional and full five-directional braided composite[J]. Journal of Nanjing University of Aeronautics & Astronautics, 2013, 45(2): 171-178 (in Chinese).

[25] 李艷華, 鄔友英, 胡中永, 等.纖維增強塑料拉伸性能試驗方法: GB/T 1447—2005[S]. 北京: 中國標準出版社, 2005: 1-11.

LI Y H, WU Y Y, HU Z Y, et al. Fiber-reinforced plastic composites—Determination of tensile properties: GB/T 1447—2005[S]. Beijing: Standards Press of China, 2005: 1-11 (in Chinese).

[26] ZHENG X T, YE T Q. Microstructure analysis of 4-step three-dimensional braided composite[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2003, 16(3): 142-150.

[27] LIU Z G, ZHANG H G, LU Z X, et al. Investigation on the thermal conductivity of 3-dimensional and 4-directional braided composites[J]. Chinese Journal of Aeronautics, 2007, 20(4): 327-331.

[28] HASHIN Z. Failure criteria for unidirectional fiber composites[J]. Journal of Applied Mechanics, 1980, 47(2): 329-334.

(責任編輯： 徐曉)

URL：www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170512.1058.002.html

*Correspondingauthor.E-mail:liuzg@buaa.edu.cn

Cut-edgeeffectofthree-dimensionalfullfive-directionalbraidedcomposites

LIUZhenguo1,*,HUANGXiang1,YAJixuan1,LEIBing1,LIXiaokang1,CHENGXin2

1.SchoolofAeronauticScienceandEngineering,BeihangUniversity,Beijing100083,China2.Xi’anAerospaceCompositesResearchInstitute,Xi’an710025,China

Experimentalresearchoncut-edgeanduncut-edgeeffectsofthemechanicalperformanceofthree-DimensionalFullfive-Directional(3DF5D)braidedcompositesisconducted.Thespecimensincludetwodifferentbraidinganglesandthreedifferentcuttingways(uncut-edge,cutalongthethicknessdirectionandcutalongthewidthdirection).Themechanicalperformancesofthespecimensareobtainedandstudiedtogettheconclusionofthecut-edgeinfluence.Itisfoundthatforthespecimencutalongthethicknessdirection,thereisapproximately10%reductioninaveragestiffnessand25%reductioninaveragestrength,comparedwithspecimenswithoutcut-edge;whileforthespecimencutalongthewidthdirection,thestiffnessandstrengthdecreaseby3%and18%,respectively.Theprogressivedamageandfailureprocessofmesoscopicbraidedstructuresareinvestigatedbasedontherepeatedunitcells,andthenthestress-straincurveofthespecimenisobtained.Goodagreementisobtainedbetweenthenumericalandexperimentalresults.Resultsshowthatthetensilestiffnessandstrengthdecreasewiththeincreaseofthebraidingangle.Thecut-edgeeffectontheperformanceoffull5-directionalbraidedcompositesperformanceweakensandcomesclosetoaconstantwiththeincreaseofinnercells.

3DF5D;braidingangle;cut-edgeeffect;experimentalstudy;mechanicalproperty

2016-10-25；Revised2016-11-14；Accepted2017-04-25；Publishedonline2017-05-121058

2016-10-25；退修日期2016-11-14；錄用日期2017-04-25； < class="emphasis_bold">網絡出版時間

時間：2017-05-121058

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20170512.1058.002.html

.E-mailliuzg@buaa.edu.cn

劉振國, 黃祥, 亞紀軒, 等. 三維全五向編織復合材料的切邊效應J. 航空學報,2017,38(8):220885.LIUZG,HUANGX,YAJX,etal.Cut-edgeeffectofthree-dimensionalfullfive-directionalbraidedcompositesJ.ActaAeronauticaetAstronauticaSinica,2017,38(8):220885.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

10.7527/S1000-6893.2017.220885

V258+.3; TB332

A

1000-6893(2017)08-220885-12