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(1.中國民航大學(xué)，天津市民用航空器適航與維修重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300300； 2.廣州飛機(jī)維修工程有限公司，廣州 510470)

電熱載荷對(duì)修補(bǔ)碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料沖擊后壓縮性能的影響

李娜1，張俊1，路鵬程1，王濤2，顏金2

(1.中國民航大學(xué)，天津市民用航空器適航與維修重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津300300；2.廣州飛機(jī)維修工程有限公司，廣州510470)

為了研究碳纖維復(fù)合材料(CFRP)修補(bǔ)結(jié)構(gòu)在電熱載荷環(huán)境下的沖擊性能，采用自制的電熱損傷測試平臺(tái)，測試了修補(bǔ)后CFRP層板在不同電流下試樣的表面溫度分布和電阻變化規(guī)律，對(duì)修補(bǔ)后CFRP層板進(jìn)行了低速?zèng)_擊和沖擊后剩余壓縮強(qiáng)度(CAI)測試，并對(duì)沖擊損傷失效特征進(jìn)行了對(duì)比分析。結(jié)果表明：低電流對(duì)修補(bǔ)后CFRP層板的抗沖擊性能影響較小，CAI呈現(xiàn)略微增長的趨勢；隨著電流強(qiáng)度的增加，電熱產(chǎn)生的高溫對(duì)修補(bǔ)界面層產(chǎn)生破壞，導(dǎo)致材料抗沖擊性能減弱，CAI明顯降低。

復(fù)合材料修補(bǔ)； 電熱損傷； 低速?zèng)_擊； 剩余壓縮強(qiáng)度

1 引 言

碳纖維復(fù)合材料(Carbon Fiber Reinforced polymer, CFRP)因其高比強(qiáng)度、比模量、高抗疲勞性和耐腐蝕性能良好等一系列的優(yōu)點(diǎn)，在航空航天領(lǐng)域得到了廣泛應(yīng)用[1]。但是，復(fù)合材料層板受到?jīng)_擊后易產(chǎn)生損傷，并且往往表面損傷很小，而內(nèi)部卻損傷嚴(yán)重。復(fù)合材料層板在低速低能沖擊下的損傷破壞模式表現(xiàn)為基體開裂、基體擠壓、纖維斷裂、分層等。沖擊損傷使復(fù)合材料的強(qiáng)度和壽命大幅度下降，嚴(yán)重影響材料的使用[2-4]。因此，復(fù)合材料耐沖擊性能研究引起了國內(nèi)外眾多學(xué)者的廣泛關(guān)注。

對(duì)于復(fù)合材料損傷，國際通常采用補(bǔ)片修補(bǔ)的方法恢復(fù)材料的使用性能。相對(duì)于完整的結(jié)構(gòu)形式，修補(bǔ)后結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能恢復(fù)程度和耐環(huán)境性能均有降低。尤其CFRP復(fù)合材料修補(bǔ)搭接區(qū)域?qū)ζ?、機(jī)械、高低溫較為敏感，易造成修補(bǔ)區(qū)域結(jié)構(gòu)二次損傷，導(dǎo)致修補(bǔ)構(gòu)件強(qiáng)度恢復(fù)率下降。

電熱損傷是航空用CFRP結(jié)構(gòu)面臨的一種新的環(huán)境損傷機(jī)制。飛機(jī)在服役過程中易遭受多種電流威脅，如：①CFRP結(jié)構(gòu)件受到雷電掃掠時(shí)的雷擊電流；②飛機(jī)內(nèi)部的電子設(shè)備在CFRP結(jié)構(gòu)件中產(chǎn)生的感應(yīng)電流；③空氣中粒子與飛機(jī)表面摩擦出現(xiàn)靜電積累產(chǎn)生靜電泄放電流。研究表明CFRP受到電熱損傷后，抗壓強(qiáng)度會(huì)明顯降低[5-6]。同時(shí)，CFRP層板通電后將產(chǎn)生較大的溫度梯度，該溫度梯度將在層板平面內(nèi)垂直于電流的方向上引起較大的壓縮應(yīng)力[7-9]。修補(bǔ)后的層板改變了碳纖維網(wǎng)絡(luò)的電導(dǎo)通特性，其電-熱損傷和失效過程具有更復(fù)雜的多尺度特征和相互關(guān)聯(lián)性，極大地影響甚至決定了修補(bǔ)后CFRP復(fù)合材料的電熱響應(yīng)行為。因而，針對(duì)修補(bǔ)后層板的電熱損傷機(jī)理的相關(guān)研究就顯得尤為重要。本文采用QMW[10]小試樣，對(duì)修補(bǔ)后的層板加載不同強(qiáng)度電流載荷，測量不同電流強(qiáng)度下試樣的表面溫度和電阻變化，并對(duì)層板進(jìn)行沖擊后剩余壓縮強(qiáng)度測試，進(jìn)而研究電熱載荷對(duì)修補(bǔ)后層板的低速?zèng)_擊和沖擊后剩余壓縮性能的影響。

2 實(shí) 驗(yàn)

2.1 實(shí)驗(yàn)與材料

實(shí)驗(yàn)采用T300/E51層合板，其纖維體積含量約60%，鋪層次序?yàn)閇0/90]4s，單層厚度為0.34mm。采用熱壓罐固化成型，試樣尺寸為89 ×55mm×2.72mm，每組試樣件數(shù)為5件。

將層板逐層打磨3層。打磨后清潔修補(bǔ)區(qū)域，按照層板原始鋪層方向，將制備好的補(bǔ)片濕鋪于缺陷區(qū)域。鋪層完成后放入熱壓罐固化，固化溫度為95℃，固化時(shí)間為4h。具體打磨修補(bǔ)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 層板修補(bǔ)結(jié)構(gòu)及打磨示意圖Fig.1 Schematic diagram of laminates sanding and repair structure

制備導(dǎo)電電極：在層板55mm長度兩端面分別熱噴涂鋁涂層，增加試樣端面的導(dǎo)電性，減少施加電熱載荷過程中端面的接觸電阻。噴涂工藝為：噴涂間距220mm，噴涂速度650mm/s。噴涂完成后將端面打磨平整，如圖2所示。

圖2 沖擊試樣端部噴涂處理(a) 噴涂前； (b) 噴涂后Fig.2 Spraying treatment of impact samples

2.2 電熱損傷實(shí)驗(yàn)

采用自制電熱損傷實(shí)驗(yàn)平臺(tái)對(duì)修補(bǔ)后的試樣分別加載5、10、15、20、25A直流電流，通電時(shí)間為2h。通過高精度紅外熱像儀對(duì)修補(bǔ)面中心區(qū)域進(jìn)行非接觸式溫度測量，測距為15mm，通過測量獲得的電極電壓與電分流器電流的比值計(jì)算試樣電阻，電熱損傷實(shí)驗(yàn)設(shè)備如圖3所示。

圖3 電熱損傷實(shí)驗(yàn)設(shè)備Fig.3 Electric-thermal damage test device

2.3 沖擊實(shí)驗(yàn)

采用Instron9350落錘沖擊實(shí)驗(yàn)機(jī)對(duì)試樣未修補(bǔ)面進(jìn)行低速?zèng)_擊試驗(yàn)，沖擊頭為半球形，直徑為14mm，實(shí)驗(yàn)時(shí)根據(jù)沖擊能量確定落錘高度，沖擊能量為8J。沖擊實(shí)驗(yàn)完成后，使用水浸超聲C掃描檢測試件的沖擊損傷分布。

2.4 沖擊后壓縮實(shí)驗(yàn)

圖4 CAI實(shí)驗(yàn)夾具Fig.4 CAI test fixture

沖擊后壓縮實(shí)驗(yàn)在Instron5982電子萬能試驗(yàn)機(jī)上完成，實(shí)驗(yàn)夾具見圖4所示，實(shí)驗(yàn)結(jié)束后采用Olympus激光共聚焦顯微鏡對(duì)試樣斷面形貌進(jìn)行分析，判斷損傷模式。

3 結(jié)果與討論

3.1 修補(bǔ)后CFRP層板電熱特性分析

3.1.1通電溫度分析 由于碳纖維為導(dǎo)電體，樹脂基體為絕緣體，使得CFRP屬于電的不良導(dǎo)體，電流通過CFRP的導(dǎo)電通道(碳纖維)時(shí)，會(huì)產(chǎn)生大量的焦耳熱。電流加載過程中，層板修補(bǔ)中心區(qū)域表面溫度隨時(shí)間的變化規(guī)律如圖5所示。由圖可知，隨著電流強(qiáng)度的增加，表面溫度不斷升高，均在10min左右達(dá)到穩(wěn)態(tài)。

圖5 層板在不同電流強(qiáng)度下的溫度-時(shí)間關(guān)系曲線Fig.5 Relationship among temperature- time of the laminates subjected to different current intensity

圖6 修補(bǔ)后層合板電阻-溫度-電流關(guān)系曲線Fig.6 Relationship among resistance-temperature- current of the laminates after repair

3.1.2電阻測試分析 修補(bǔ)后層板電阻隨加載電流的不同，其電阻變化規(guī)律如圖6所示。層板電阻隨著電流強(qiáng)度增加逐漸減小，呈現(xiàn)負(fù)溫度系數(shù)效應(yīng)。這是因?yàn)?，?jīng)高溫碳化及石墨化處理的碳纖維導(dǎo)電具有明顯的方向性，在高溫下其石墨片層中部分電子激發(fā)成為載流子，石墨層間電子遷移速率變大，導(dǎo)電性增強(qiáng)，電阻降低[11]。其次，由于環(huán)氧樹脂的包覆，在纖維束之間及層板層間部分纖維接觸不完全，高溫環(huán)境下自由電子在吸收能量后，能超越環(huán)氧樹脂在纖維束之間形成的電子傳輸壁壘，在纖維束之間及層間進(jìn)行躍遷，增強(qiáng)了自由電子在層板中的流動(dòng)性能，使得CFRP層板電阻進(jìn)一步減小。

3.2 低速?zèng)_擊試驗(yàn)結(jié)果

3.2.1外觀檢測 對(duì)不同強(qiáng)度電熱載荷處理后的CFRP試樣進(jìn)行低速?zèng)_擊損傷實(shí)驗(yàn)，并對(duì)損傷情況進(jìn)行目測，典型的沖擊后試樣外觀損傷情況如圖7。

從圖7中可以看出，當(dāng)電流小于10A時(shí)，試樣正面凹坑不明顯，試樣背面有不同程度的開裂。電流大于10A，試樣正面能夠觀察到明顯的凹坑，試樣背面觀察到大面積的基體開裂現(xiàn)象，并呈現(xiàn)嚴(yán)重的外突狀。從圖7(a)、圖7(b)可以看出，修補(bǔ)后試樣較未修補(bǔ)試樣沖擊后損傷現(xiàn)象略明顯，說明修補(bǔ)后試樣較未修補(bǔ)試樣抗沖擊性能略有下降。從圖7(c)～(f)可以看出，隨著電流強(qiáng)度的增加，試樣正面凹坑深度呈增大趨勢，同時(shí)背面出現(xiàn)了大面積纖維斷裂和基體開裂，說明電熱載荷對(duì)修補(bǔ)試樣的抗沖擊性能造成影響。初步測量每組試樣內(nèi)外表面的沖擊損傷數(shù)據(jù)見表1。

表1 不同電流載荷處理后層板沖擊損傷數(shù)據(jù)

3.2.2超聲C掃描無損檢測 為了研究不同電流載荷對(duì)修補(bǔ)后層板內(nèi)部損傷的影響，采用水浸超聲C掃描檢測設(shè)備分別對(duì)沖擊后試樣進(jìn)行無損檢測，無損檢測結(jié)果如圖8所示。

圖8 層板沖擊后超聲C掃描照片(a) 未修補(bǔ)-0A； (b) 修補(bǔ)-0A；(c) 修補(bǔ)-5A； (d) 修補(bǔ)-10A； (e) 修補(bǔ)-20A； (f) 修補(bǔ)-25AFig.8 Ultrasonic C-scanningFigure of laminates after impact(a) Unrepair-0A, (b) repair-0A, (c) repair-5A, (d) repair-10A, (e) repair-20A, (f) repair-25A

從圖中可以看出，修補(bǔ)后試樣較未修補(bǔ)試樣沖擊損傷面積稍大一些，這與外觀目測結(jié)果基本相符。當(dāng)加載的電流強(qiáng)度較小時(shí)，電熱載荷對(duì)修補(bǔ)后層板抗沖擊性能影響較小。隨著電流強(qiáng)度的增加，電熱效應(yīng)產(chǎn)生的高溫嚴(yán)重破壞了層板內(nèi)部結(jié)構(gòu)，沖擊后產(chǎn)生了不可見的內(nèi)部分層，使得修補(bǔ)后層板損傷區(qū)域遠(yuǎn)大于沖擊區(qū)域。這表明存在一個(gè)電流門檻值，對(duì)低于該門檻值處理的修補(bǔ)層板進(jìn)行沖擊破壞時(shí)，電熱載荷產(chǎn)生的熱量不足以對(duì)修補(bǔ)后層板內(nèi)部結(jié)構(gòu)產(chǎn)生破壞，層板的損傷程度受電熱載荷影響較??；高于該電流門檻值時(shí)，電熱載荷產(chǎn)生的較高熱量使修補(bǔ)后層板內(nèi)部發(fā)生了高溫?zé)g作用，導(dǎo)致分層等形式的結(jié)構(gòu)損傷。電流越大，溫度越高，對(duì)層板的抗沖擊性能影響越大。其內(nèi)部產(chǎn)生的具體損傷面積見表2。

表2 層板沖擊內(nèi)部損傷面積數(shù)據(jù)

3.3 沖擊后壓縮實(shí)驗(yàn)結(jié)果

圖9為試樣壓縮破壞后的側(cè)向表觀形貌照片，由圖可見，未修補(bǔ)試樣(圖9(a))破壞斷口較為規(guī)整，未出現(xiàn)明顯分層損傷，屈曲面積較小。對(duì)于修補(bǔ)后電加載試樣，壓縮失效首先出現(xiàn)在補(bǔ)片與母板搭接區(qū)域，失效端面出現(xiàn)了明顯分層，屈曲面積增加。因?yàn)闆_擊造成了補(bǔ)片與母板連接界面分層，在試樣壓縮過程中這種內(nèi)部分層向邊緣橫向擴(kuò)展，導(dǎo)致試樣整體壓縮失效。低電流強(qiáng)度處理后的試樣在壓縮過程中，截面分層現(xiàn)象不明顯，電熱對(duì)搭接界面損傷較小，壓縮曲屈面積較??；高電流強(qiáng)度處理后的修補(bǔ)試樣，截面分層現(xiàn)象較為嚴(yán)重，壓縮屈曲面積明顯增加。

圖9 沖擊后壓縮測試層板側(cè)向形貌(a) 未修補(bǔ)-0A； (b) 修補(bǔ)-0A；(c) 修補(bǔ)-5A； (d) 修補(bǔ)-10A； (e) 修補(bǔ)-15A；(f) 修補(bǔ)-20A； (g) 修補(bǔ)-25AFig.9 Fracture morphology of laminates after CAI test(a) Unrepair-0A, (b) repair-0A, (c) repair-5A, (d) repair-10A, (e) repair-15A, (f) repair-20A, (g) repair-25A

圖10 修補(bǔ)后層板電流-溫度-沖擊后剩余壓縮強(qiáng)度之間的關(guān)系Fig.10 Relationship among current-temperature-CAI of the laminates after repair

圖10為層板電流-表面溫度-沖擊后剩余壓縮強(qiáng)度關(guān)系圖。由圖可見，試樣沖擊后剩余壓縮強(qiáng)度隨電流載荷的增加呈現(xiàn)先增加后減少的趨勢。當(dāng)電流載荷在10A以上時(shí)，電熱產(chǎn)生的表面溫度超過樹脂固化溫度(95℃)時(shí)，其剩余壓縮強(qiáng)度下降。結(jié)合上述C掃損傷面積及壓縮破壞機(jī)制，可認(rèn)為修補(bǔ)后層板電熱產(chǎn)生的溫度對(duì)補(bǔ)片與母板界面的粘接性能影響是雙向的。低電流強(qiáng)度產(chǎn)生的電熱效應(yīng)，對(duì)補(bǔ)片和母板的粘接性能影響較小，由于樹脂的后固化[12-13]，適當(dāng)提高了粘接強(qiáng)度，沖擊未造成嚴(yán)重的分層損傷。由于修補(bǔ)層板的補(bǔ)片與母板結(jié)合強(qiáng)度較未修補(bǔ)層板層間結(jié)合強(qiáng)度弱，高溫促使其粘接性能進(jìn)一步弱化，必然導(dǎo)致通電損傷在修補(bǔ)區(qū)域影響最大，補(bǔ)片與母板之間分層更容易橫向擴(kuò)展，從而引起壓縮性能下降。

4 結(jié) 論

1.采用電熱損傷實(shí)驗(yàn)平臺(tái)對(duì)修補(bǔ)后CFRP層板施加不同電流。隨電流強(qiáng)度的增加，層板表面升溫速率加快，層板表面穩(wěn)態(tài)溫度升高。

2.隨著層板表面溫度升高，層板電阻值下降，呈現(xiàn)明顯的負(fù)溫度系數(shù)效應(yīng)。

3.電熱載荷對(duì)修補(bǔ)后層板抗沖擊性能的影響存在一個(gè)電流門檻值。低于該門檻值時(shí)，層板的沖擊后損傷面積受電熱載荷影響較?。桓哂谠撾娏鏖T檻值時(shí)，電流越大，層板內(nèi)部溫度越高，層板損傷面積越大。

4.修補(bǔ)后層板CAI值隨電流強(qiáng)度的增加呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢。其中，電熱載荷為5A時(shí)，修補(bǔ)后層板的CAI值最高。

[1] 郭玉琴,孫民航,楊艷,湯鵬鵬. 不同態(tài)碳纖維復(fù)合材料沖裁斷裂行為[J]. 材料科學(xué)與工程學(xué)報(bào), 2015, 33(3): 362～367.

[2] 徐穎,溫衛(wèi)東,崔海波. 復(fù)合材料層合板低速?zèng)_擊逐漸累積損傷預(yù)測方法[J]. 材料科學(xué)與工程學(xué)報(bào), 2006, 24(1): 77～81.

[3] 羅少君,童明波,馬凱. 邊界條件對(duì)纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層板高速?zèng)_擊損傷影響的數(shù)值模擬[J]. 材料科學(xué)與工程學(xué)報(bào), 2013, 31(2): 298～304.

[5] Zantout A E, Zhupanska O I. On the Electrical Resistance of Carbon Fiber Polymer Matrix Composites[J]. Composites: Part A, 2010, 41(11): 1719～1727.

[6] Deierling P E, Zhupanska O I. Experimental Study of High Electric Current Effects in Carbon/Epoxy Composites [J]. Composites Science and Technology, 2011, 71(14): 1659～1664.

[7] Barakati A, Zhupanska O I. Influence of the Electric Current Waveform on the Dynamic Response of the Electrified Composites [J]. Mechanics and Materials in Design, 2013, 9(1): 11～20.

[8] Zhupanska O I, Sierakowski R L. Electro- thermo- mechanical Coupling in Carbon Fiber Matrix Composites [J]. Acta Mechanica Solida Sinica, 2011, 218(3～4): 319～332.

[9] Gigliottia M, Lafarie-Frenot M C, Grandidier J C. Development of Experimental and Modelling Tools for the Characterisation of the Thermal- electro- mechanical Behaviour of Composite Materials for Aircraft Applications [J]. M′Ecanique & Industries, 2011, 12(2): 87～101.

[10] Prichard J C, Hogg P J. The Role of Impact Damage in Post-impact Compression Test [J]. Composites, 1990, 21(6): 503～511.

[11] Wang G Q. Electrical Resistance Measurement of Conductive Network in Short Carbon Fiber- polymer Composites [J]. Polymer Testing, 1997, 16(3): 277～286.

[12] 紀(jì)朝輝, 劉剛, 王志平,等. 電熱載荷對(duì)碳纖維復(fù)絲拉伸性能的影響[J]. 復(fù)合材料學(xué)報(bào), 2016, 33(1): 198～203.

[13] 紀(jì)朝輝, 劉剛, 王志平, 李娜. 電熱載荷對(duì)CFRP復(fù)合材料沖擊后壓縮性能研究[J]. 玻璃鋼/復(fù)合材料, 2015, 9(6): 48～52.

EffectsofElectric-thermalLoadonResidualCompressiveStrengthRepairedCFRPafterImpact

LINa1,ZHANGJun1,LUPengcheng1,WANGTao2,YANJin2

(1.TianjinKeyLaboratoryforCivilAircraftAirworthinessandMaintenance,CivilAviationUniversityofChina,Tianjin300300,China;2.GuangzhouAircraftMaintenanceEngineeringCo.Ltd,Guangzhou510470,China)

In order to investigate the impact performance of repaired Carbon Fiber Reinforced Polymer(CFRP) at electric-thermal load conditions, the electric-thermal load were performed on the repaired CFRP by the self-devised damage test device. The surface temperature field of the electrified specimens and the resistance variation with different current intensity were measured. The velocity impact and residual compressive strength after impact (CAI) of the electrified specimens were measured. The impact damage failure behavior was analyzed. The research results revealed that the effect on the impact properties is not so dominant when specimens electrified with low current that the CAI just increases slightly. With the increase of current intensity, the repaired interface layer property is destroyed by the high temperature of electric-thermal. The impact performance and CAI of electrified specimens are decreased obviously.

composite repair; electric-thermal damage; low velocity impact; residual compressive strength

2016-05-26；

2016-09-13

中央高校基本科研業(yè)務(wù)費(fèi)資助項(xiàng)目(3122013Z009)

李 娜(1979-)，高級(jí)實(shí)驗(yàn)師，博士，主要從事復(fù)合材料結(jié)構(gòu)修補(bǔ)研究。 E-mail: n-li@cauc.edu.cn。

1673-2812(2017)06-0887-05

TQ327.3

A

10.14136/j.cnki.issn1673-2812.2017.06.006