惠旭龍，劉小川，白春玉，舒挽，葛宇靜

（中國飛機強度研究所 結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)航空科技重點實驗室，西安 710065）

碳纖維增強復(fù)合材料具有較高的比強度、比剛度、耐腐蝕、抗老化等特性，已被廣泛應(yīng)用于飛機結(jié)構(gòu)中[1]。飛機在使用過程中不可避免會發(fā)生鳥撞、冰雹撞擊、墜撞等威脅到飛行安全的問題，為提高飛機的安全性，并盡可能減輕飛機質(zhì)量，就需要了解碳纖維增強復(fù)合材料的動態(tài)力學(xué)特性，獲得材料在不同應(yīng)變率下的力學(xué)性能參數(shù)，為復(fù)合材料飛機結(jié)構(gòu)的抗沖擊設(shè)計和仿真分析提供準(zhǔn)確的材料參數(shù)。李勇[2]等在應(yīng)變率0.001~50 s-1范圍內(nèi)利用實驗方法研究了碳纖維增強聚對苯二甲酸乙二醇脂復(fù)合材料在不同應(yīng)變率和溫度條件下的拉伸性能及損傷模式，發(fā)現(xiàn)材料的拉伸強度和彈性模量隨應(yīng)變率的增加而提高，隨溫度的升高而降低。Zhang[3]等在應(yīng)變率7×10-5~240 s-1范圍內(nèi)研究了碳纖維增強編織復(fù)合材料的動態(tài)力學(xué)性能，發(fā)現(xiàn)材料的拉伸強度、拉伸模量和失效應(yīng)變均具有明顯的應(yīng)變率敏感性，但在較低應(yīng)變率范圍內(nèi)影響較小。KIMURA[4]等在應(yīng)變率10-5~102s-1范圍內(nèi)研究了碳纖維增強復(fù)合材料的應(yīng)變率敏感特性，發(fā)現(xiàn)材料的拉伸強度和拉伸模量均受應(yīng)變率影響較大，而失效應(yīng)變受應(yīng)變率影響較小。

文中結(jié)合電子萬能試驗機和高速液壓伺服材料試驗機獲得應(yīng)變率 6.7×10-4~500 s-1范圍內(nèi)[(±45°)]4s和[(±45°)]8兩種鋪層碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料的動態(tài)力學(xué)性能，分析材料拉伸強度和失效應(yīng)變的應(yīng)變率敏感特性及斷裂行為。

1 力學(xué)性能試驗

試驗件為碳纖維增強樹脂基復(fù)合材料，基本參數(shù)見表1。為保證不同加載速度下試驗件應(yīng)力狀態(tài)的一致性，準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗和動態(tài)拉伸試驗采取相同的試驗件尺寸，如圖1所示。

表1 材料基本參數(shù)

1.1 準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗

準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗平臺為 INSTRON 8801電子萬能試驗機，拉伸載荷通過試驗機自帶的載荷傳感器測得，傳感器量程為 100 kN。拉伸應(yīng)變通過接觸式引伸計測得，加載速度為 2 mm/min，名義應(yīng)變率為6.7×10-4s-1。每種鋪層材料各進(jìn)行4次重復(fù)性試驗，得到材料的準(zhǔn)靜態(tài)真實應(yīng)力應(yīng)變曲線如圖2所示?？煽闯鰞煞N材料的試驗結(jié)果均具有較好的一致性，且不同鋪層方式下材料的力學(xué)性能區(qū)別較大。其中[(±45°)]8鋪層結(jié)果呈現(xiàn)出明顯的黏彈性特性，而[(±45°)]4s鋪層結(jié)果表現(xiàn)出一定的彈塑性特性。兩種材料的準(zhǔn)靜態(tài)拉伸破壞結(jié)果如圖3所示，可見[(±45°)]4s鋪層破壞形式為燕尾型損傷，[(±45°)]8鋪層破壞形式為剪切破壞。

1.2 中低應(yīng)變率拉伸試驗

中低應(yīng)變率拉伸試驗平臺為高速液壓伺服材料試驗機[5]，其最大加載速度為20 m/s，可承受最大沖擊動載為100 kN。試驗件的安裝狀態(tài)如圖4所示，試件通過下夾具固定在試驗機上，初始時上夾具與試件不接觸，通過墊塊和抱緊螺栓實現(xiàn)上夾具與試件之間的微接觸狀態(tài)。試驗過程中，通過液壓作動筒結(jié)合氣體蓄能器提供加載能量，上夾具隨作動筒達(dá)到預(yù)定加載速度后，墊塊在預(yù)定位置被引導(dǎo)桿上的凸臺撞掉。此時，上夾具在抱緊螺栓作用下瞬間夾持住試件，并繼續(xù)隨作動筒向上運動，從而實現(xiàn)恒定速率拉伸。試驗中可通過改變上夾具初始位置和引導(dǎo)桿凸臺之間的距離來調(diào)整拉伸速度。

在中低應(yīng)變率拉伸試驗中，可利用DIC數(shù)字散斑系統(tǒng)測試高速拉伸過程中試件表面的應(yīng)變場。其通過在試件的標(biāo)距段噴涂散斑，利用高速攝像機實時采集目標(biāo)區(qū)域變形的散斑圖像，結(jié)合非接觸分析軟件和相關(guān)算法計算試件的位移場，進(jìn)而得到試件表面的應(yīng)變場。經(jīng)后處理分析得到動態(tài)拉伸應(yīng)變率，如圖5所示。

得到兩種鋪層碳纖維復(fù)合材料中低應(yīng)變率范圍內(nèi)的真實應(yīng)力應(yīng)變曲線如圖 6所示。可知在應(yīng)變率6.7×10-4~500 s-1范圍內(nèi)，應(yīng)變率對兩種鋪層碳纖維復(fù)合材料的力學(xué)性能影響均較大。隨著應(yīng)變率的增加，材料的流動應(yīng)力顯著增大。其中[(±45°)]8鋪層碳纖維復(fù)合材料的拉伸強度通過應(yīng)變率強化效應(yīng)可達(dá)16.9%，[(±45°)]4s鋪層碳纖維復(fù)合材料可達(dá)16.2%。

2 材料失效特性分析

不同應(yīng)變率加載下兩種鋪層碳纖維復(fù)合材料的失效結(jié)果如圖7和圖8所示。由圖9a可以看出，從準(zhǔn)靜態(tài)到中應(yīng)變率范圍內(nèi)，[(±45°)]8鋪層碳纖維復(fù)合材料的失效模式均為剪切失效，并發(fā)生局部的纖維斷裂和分層失效，且隨著應(yīng)變率的提高，破壞區(qū)域的分層損傷面積逐漸增大。材料的名義失效應(yīng)變與應(yīng)變率范圍相關(guān)，在應(yīng)變率6.7×10-4~10 s-1范圍內(nèi)變化較小，在應(yīng)變率10~500 s-1范圍內(nèi)先減小后增大，而材料的名義失效應(yīng)力隨應(yīng)變率的增大逐漸增大。

由圖8可以看出，從準(zhǔn)靜態(tài)到中應(yīng)變率范圍內(nèi)，[(±45°)]4s鋪層碳纖維復(fù)合材料的失效模式均為燕尾形失效，并發(fā)生局部的纖維斷裂和分層失效，且隨著應(yīng)變率的提高，破壞區(qū)域的分層損傷面積逐漸增大。材料的名義失效應(yīng)變在應(yīng)變率6.7×10-4~10 s-1范圍內(nèi)變化較小，而名義失效應(yīng)力隨應(yīng)變率的增大逐漸增大。

3 結(jié)論

文中通過試驗方法研究了中低應(yīng)變率范圍下[(±45°)]4s和[(±45°)]8兩種鋪層碳纖維復(fù)合材料的動態(tài)力學(xué)特性，主要得出如下結(jié)論。

1）試驗研究了中低應(yīng)變率范圍內(nèi)兩種鋪層碳纖維復(fù)合材料的動態(tài)力學(xué)性能，得到其不同應(yīng)變率下的真實應(yīng)力應(yīng)變曲線，兩種鋪層碳纖維復(fù)合材料均具有明顯的應(yīng)變率強化效應(yīng)，材料的流動應(yīng)力隨應(yīng)變率的提高而顯著增強。

2）中低應(yīng)變率范圍內(nèi)，[(±45°)]4s碳纖維復(fù)合材料的失效模式為燕尾型破壞，[(±45°)]8為剪切破壞。兩者均發(fā)生局部的纖維斷裂和分層失效，且分層損傷面積隨應(yīng)變率的提高逐漸增大。

3）[(±45°)]8碳纖維復(fù)合材料的名義失效應(yīng)變在應(yīng)變率 6.7×10-4~10 s-1范圍內(nèi)變化較小，在應(yīng)變率10~500 s-1范圍內(nèi)先減小后增大。[(±45°)]4s碳纖維復(fù)合材料在應(yīng)變率6.7×10-4~10 s-1范圍內(nèi)變化較小。此外，兩者的名義失效應(yīng)力均隨應(yīng)變率的增大而逐漸增大。