崔文斌，陳煊，陳超，程禮，丁均梁，張暉

空軍工程大學(xué) 航空工程學(xué)院，西安 710038

碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料(CFRP)具有比強(qiáng)度和模量高、耐疲勞性好、摩擦系數(shù)和磨損率低、導(dǎo)熱和導(dǎo)電性能良好等優(yōu)點(diǎn)，在航空航天領(lǐng)域上得到了越來(lái)越廣泛的應(yīng)用[1-5]。它的這種綜合性能，能夠在保證零部件強(qiáng)度、剛度等性能的同時(shí)，極大地減輕航空飛行器的重量，因此越來(lái)越多的現(xiàn)代航空飛行器上的部件都采用CFRP替代原有的金屬材料[6-7]。隨著飛行器服役時(shí)間的增加，CFRP構(gòu)件的疲勞問(wèn)題也將逐漸凸顯出來(lái)，尤其是隨著對(duì)飛行器性能要求的提高、壽命要求的增加，飛行器在服役期間振動(dòng)循環(huán)周次超過(guò)傳統(tǒng)疲勞極限將輕而易舉，CFRP構(gòu)件的振動(dòng)周次也將遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)107這一指標(biāo)，進(jìn)入到超高周疲勞領(lǐng)域[8-9]。這也意味著CFRP超高周疲勞的研究將成為影響飛行器安全的重要指標(biāo)之一。

在實(shí)際使用中，比起飛行過(guò)程中的鳥(niǎo)撞、或者受到炮彈打擊等這種小概率的事件，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)部件往往更怕的是在外表上沒(méi)有任何損傷表征的預(yù)兆下，其內(nèi)部卻存在著足以導(dǎo)致其發(fā)生災(zāi)難性破壞的缺陷或裂紋。而這種缺陷或裂紋是隨著結(jié)構(gòu)部件服役壽命的增加而不為人知地、悄悄地出現(xiàn)的。因此，對(duì)超高周次循環(huán)振動(dòng)下CFRP的疲勞破壞問(wèn)題的研究越來(lái)越受到重視。

最近幾年，CFRP超高周疲勞問(wèn)題得到了世界各國(guó)學(xué)者廣泛的研究，已經(jīng)成為疲勞領(lǐng)域新的研究熱點(diǎn)。Hosoi等[10-12]采用5～100 Hz的加載頻率對(duì)碳纖維復(fù)合材料開(kāi)展了超高周疲勞試驗(yàn)(試驗(yàn)循環(huán)周次達(dá)到3×108)；2006年Silvain等[13]采用低頻0.5～10 Hz、高頻57～158 Hz的試驗(yàn)頻率對(duì)碳纖維復(fù)合材料進(jìn)行了研究該試驗(yàn)指出了復(fù)合材料試件在超高周條件下仍然會(huì)發(fā)生疲勞破壞；2013年Gude等[14]采用自行設(shè)計(jì)的頻率大于150 Hz、可控制試樣溫升變化的超高周試驗(yàn)方法，研究了碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料(CFRP)在超高周疲勞加載下的破壞機(jī)理，結(jié)果表明試件在超高周范圍內(nèi)會(huì)產(chǎn)生垂直于鋪層方向的斷裂，并引起剛度的明顯下降；2014年Adam和Horst[15]通過(guò)改進(jìn)疲勞試驗(yàn)機(jī)，完成了對(duì)[90/0]s玻璃纖維編織復(fù)合材料在試驗(yàn)頻率為50～80 Hz下的四點(diǎn)彎曲超高周疲勞研究，發(fā)現(xiàn)在低載荷情況下沿厚度方向上的裂紋擴(kuò)展被減緩，并使得分層推遲出現(xiàn)。

相較于國(guó)外，中國(guó)對(duì)于CFRP的研究大多數(shù)集中于靜載荷或低周循環(huán)，還鮮見(jiàn)開(kāi)展超高周疲勞問(wèn)題的試驗(yàn)研究，這與其重要應(yīng)用現(xiàn)狀和前景的要求很不相符。應(yīng)盡早開(kāi)展中國(guó)CFRP超高周疲勞相關(guān)科學(xué)研究，探索其在超高周疲勞載荷作用下的損傷機(jī)理，將對(duì)未來(lái)復(fù)合材料在中國(guó)先進(jìn)飛機(jī)和高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)和制造具有重要的戰(zhàn)略意義。

基于此，本文利用超聲三點(diǎn)彎曲試驗(yàn)系統(tǒng)對(duì)CFRP開(kāi)展了高周、超高周疲勞試驗(yàn)。對(duì)發(fā)生高周、超高周疲勞破壞的試樣開(kāi)展了顯微觀察，闡述了CFRP超高周疲勞特性。結(jié)合低周、高周試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)比分析了低周、高周、超高周疲勞破壞形貌，研究了CFRP試樣的超高周疲勞損傷演化過(guò)程。

1 試驗(yàn)材料與方法

1.1 試驗(yàn)材料

本文采用航空科工武漢磁電公司提供的碳纖維/環(huán)氧樹(shù)脂基(HT3/5224)復(fù)合材料為研究對(duì)象，該材料層排布為[45°/0°/-45°]，采用熱壓成型，纖維體積分?jǐn)?shù)為56%，孔隙率為3%，密度為1.45 g/cm3，采用PXS-5T型體視顯微鏡對(duì)材料表面觀察，如圖1所示。

圖1 碳纖維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料試樣Fig.1 Carbon fiber reinforced polymers composite specimens

1.2 試驗(yàn)方法

超聲疲勞試驗(yàn)是一種基于諧振的疲勞試驗(yàn)方法，其試驗(yàn)頻率處于超聲波頻率范圍，典型試驗(yàn)頻率為20 kHz，試驗(yàn)循環(huán)時(shí)間到達(dá)109周次時(shí)不到13.9 h。超聲疲勞試驗(yàn)裝置基于壓電或磁致伸縮原理，利用高能超聲波諧振技術(shù)在試件上產(chǎn)生高頻按正弦規(guī)律變化的拉壓載荷[16-17]。

本文所用超聲疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)包括壓電轉(zhuǎn)換器、連接桿、變幅桿、壓頭、光纖位移傳感器、承力裝置、底座以及測(cè)控裝置[18]，如圖2所示。數(shù)控超聲波發(fā)生器將50 Hz的交流電信號(hào)轉(zhuǎn)化為20 kHz的超聲波信號(hào)，經(jīng)過(guò)換能器將其轉(zhuǎn)化為同頻率的機(jī)械振動(dòng)，再由變幅桿放大后得到試驗(yàn)所需振動(dòng)。三點(diǎn)彎曲超聲疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)基于共振原理，保證彎曲疲勞試件與超聲疲勞試驗(yàn)系統(tǒng)具有相同的諧振頻率，實(shí)現(xiàn)不同靜載荷與動(dòng)載荷的復(fù)合加載。換能器、連接器、變幅桿和壓頭構(gòu)成縱向諧振系統(tǒng)，并通過(guò)壓頭將縱向振動(dòng)載荷傳遞到彎曲疲勞試件，使彎曲疲勞試件產(chǎn)生彎曲振動(dòng)。

圖2 超聲三點(diǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)裝置Fig.2 Ultrasonic test facility for three-point bending fatigue

1.3 試樣設(shè)計(jì)與加載

根據(jù)超聲疲勞振動(dòng)原理以及復(fù)合材料的特性，基于線彈性變形的理論，結(jié)合三點(diǎn)彎曲疲勞試樣的設(shè)計(jì)方法[19]，采用數(shù)值解析計(jì)算得試件尺寸如圖3所示。并采用ABAQUS有限元軟件進(jìn)行仿真確認(rèn)，將試樣尺寸設(shè)置為29 mm×14 mm×4 mm、兩支承點(diǎn)間跨距L0=16 mm時(shí)，試樣的固有頻率為20 106 Hz，滿足超聲試驗(yàn)所需諧振條件。

利用MATLAB編輯程序計(jì)算后代入仿真分析中得到試件的4階共振頻率ω=20 116 Hz。圖4為試樣加載示意圖，應(yīng)力比R=0.35。

圖3 CFRP超聲加載試樣尺寸示意圖Fig.3 Schematic geometry of CFRP specimen under ultrasonic loading

圖4 CFRP試樣超聲三點(diǎn)彎曲加載試驗(yàn)示意圖Fig.4 Schematic of ultrasonic three-point bending loading test of CFRP specimen

試驗(yàn)開(kāi)始時(shí)，采用微機(jī)控制電子萬(wàn)能試驗(yàn)機(jī)通過(guò)壓頭對(duì)試件施加靜載荷。在試驗(yàn)過(guò)程中，采用MTI-2100型光纖位移傳感器對(duì)試件底部位移進(jìn)行測(cè)量，其精度為0.1 μm，采用峰-峰值檔。正常試驗(yàn)時(shí)共振頻率為20±0.5 kHz，使試樣發(fā)生彎曲共振，位移值基本保持不變；當(dāng)頻率急劇下降到19.5 kHz以下，位移值產(chǎn)生較大變化時(shí)，系統(tǒng)自動(dòng)停止試驗(yàn)，此時(shí)可判斷試件發(fā)生破壞。由計(jì)算機(jī)控制系統(tǒng)記錄試驗(yàn)過(guò)程中設(shè)定的應(yīng)力幅值和發(fā)生斷裂時(shí)試樣的循環(huán)周次。試驗(yàn)過(guò)程中，采用便攜式顯微鏡對(duì)CFRP試樣的縱截面進(jìn)行跟蹤觀察，以獲取原位觀察結(jié)果。采用液氮冷卻裝置對(duì)試樣表面進(jìn)行冷卻，并用T620型紅外熱像儀監(jiān)控試樣溫度以確保試驗(yàn)的正常開(kāi)展。

2 結(jié)果與討論

2.1 S-N曲線

根據(jù)公式σmax=Ec·εmax計(jì)算得出試件所受最大彎曲應(yīng)力，σmax為最大彎曲應(yīng)力，εmax為最大彎曲應(yīng)變；Ec為彈性模量。圖5為所繪制的S-N曲線。

圖5 CFRP的S-N曲線Fig.5 S-N curve of CFRP

可見(jiàn)，循環(huán)周次小于106時(shí)，S-N曲線急劇下降；循環(huán)周次介于107～108之間時(shí)，曲線出現(xiàn)類(lèi)似于傳統(tǒng)疲勞極限的水平平臺(tái)，即循環(huán)周次增加，疲勞強(qiáng)度不變；循環(huán)次數(shù)大于108時(shí)，曲線發(fā)生二次拐折，疲勞強(qiáng)度繼續(xù)下降，S-N曲線呈現(xiàn)出階梯形狀，即不存在傳統(tǒng)定義上的疲勞極限。因此，用107下的疲勞強(qiáng)度作為超高周服役構(gòu)件的強(qiáng)度設(shè)計(jì)條件存在很大風(fēng)險(xiǎn)。

2.2 疲勞損傷形貌

文獻(xiàn)[20-22]研究表明CFRP的低周疲勞破壞由橫向裂紋開(kāi)始萌生，在橫向裂紋擴(kuò)展到一定程度后，在裂紋尖端產(chǎn)生應(yīng)力集中，破壞嚴(yán)重時(shí)會(huì)有纖維出現(xiàn)斷裂的現(xiàn)象，如圖6[21]所示。進(jìn)一步分析可得，當(dāng)橫向裂紋擴(kuò)展至層界面后，基體的纖維束對(duì)橫向裂紋有一定阻止作用，此時(shí)疲勞裂紋尖端的應(yīng)力集中，使得分層出現(xiàn)并開(kāi)始擴(kuò)展，最終發(fā)生纖維斷裂。

圖6 低周疲勞(LCF)下的裂紋分層擴(kuò)展[21]Fig.6 Progressive delamination growth in LCF regime[21]

圖7 高周(HCF)和超高周(VHCF)下的疲勞形貌Fig.7 Fatigue characterization in HCF and VHCF regime

通過(guò)改變?cè)嚇由霞虞d的應(yīng)力本文開(kāi)展了CFRP的高周、超高周疲勞試驗(yàn)，通過(guò)顯微觀察得到試樣破壞形貌。圖7(a)為發(fā)生高周疲勞下的破壞形貌。當(dāng)發(fā)生高周疲勞破壞時(shí)，試樣裂紋萌生于層界面，并進(jìn)行擴(kuò)展。具體為，隨著循環(huán)周次的增加，存在于層界面的缺陷被激活，層界面結(jié)合力逐漸減弱，從而分層開(kāi)始萌生并沿著層界面擴(kuò)展，擴(kuò)展至試件薄弱處時(shí)產(chǎn)生應(yīng)力集中，擴(kuò)展出現(xiàn)轉(zhuǎn)向，從而演變?yōu)闄M向裂紋，最終導(dǎo)致試件疲勞破壞，破壞形式主要表現(xiàn)為分層。

圖7(b)為發(fā)生超高周疲勞破壞下的形貌。發(fā)生超高周疲勞破壞時(shí)，形貌特性和低周、高周存在較大差異。在低幅低載荷作用下，振動(dòng)的往復(fù)微動(dòng)擠壓使得基體薄弱處產(chǎn)生破壞，較低的應(yīng)力幅值卻不足以使得缺陷進(jìn)一步擴(kuò)展，試件表面不再出現(xiàn)分層、橫向裂紋現(xiàn)象，轉(zhuǎn)而表現(xiàn)出孔蝕的疲勞特性。

綜上所述可得，試件的破壞形貌由低周疲勞的橫向裂紋萌生，到高周疲勞的分層萌生，向超高周疲勞的孔蝕形貌逐漸演變，是由于應(yīng)力幅的減少，基體強(qiáng)度薄弱處的缺陷發(fā)生不同的擴(kuò)展。

2.3 損傷演化過(guò)程

圖8為R=0.35時(shí)，不同周次N下的CFRP超高周疲勞損壞形貌。從圖中可以看出，CFRP超高周疲勞試樣存在3種不同的損傷形貌：纖維束交叉處基體損壞(Ⅰ類(lèi)，如圖8(a)所示)、近纖維束平行段基體空洞(Ⅱ類(lèi)，如圖8(b)所示)、基體貫穿(Ⅲ類(lèi)，如圖8(c)所示)。其中纖維束交叉處基體損壞形貌，產(chǎn)生于纖維束交叉處，該處由于纖維的交叉，材料結(jié)合力有所降低，導(dǎo)致破壞易于產(chǎn)生；近纖維束平行段基體空洞形貌，上下兩纖維束距離較小，對(duì)基體的影響增大，導(dǎo)致此處基體相對(duì)薄弱，容易產(chǎn)生破壞；基體貫穿形貌處于纖維束間距較大的基體上，尺寸相對(duì)較大。

圖9為同一視場(chǎng)下CFRP的疲勞損傷演化過(guò)程?？梢钥闯?，在N=7.61×107時(shí)，該視場(chǎng)下纖維束交叉處基體損壞形貌首先出現(xiàn)，如圖9(b)所示。分析得此時(shí)在纖維交叉處，層間結(jié)合力相對(duì)最弱，在循環(huán)載荷作用下，容易發(fā)生疲勞損傷；在N=6.23×108時(shí)，近纖維束平行段基體空洞的損傷形貌產(chǎn)生，如圖9(d)所示。反映出由于該處纖維束間相距較近，層間結(jié)合力與其他區(qū)域相比較弱，容易發(fā)生疲勞損傷，因此當(dāng)循環(huán)載荷加載到一定周次后，該處便產(chǎn)生了近纖維束平行段基體空洞的損傷形貌；隨著循環(huán)載荷繼續(xù)增加，達(dá)到N=2.17×109時(shí)，試樣產(chǎn)生基體貫穿的損傷形貌，如圖9(f)所示。此時(shí)試樣的加載頻率快速下降，再次進(jìn)行搜索出現(xiàn)不穩(wěn)定的情形，且試樣表面溫度隨著加載快速升高，因此判定試驗(yàn)結(jié)束。

圖8 不同周次下CFRP超高周疲勞損壞形貌Fig.8 CFRP damage morphologies under different number of cycles in VHCF regime

圖9 同一視場(chǎng)下CFRP疲勞損傷演化過(guò)程(R=0.35，σmax=368 MPa)Fig.9 Damage evolution process of CFRP in the same field of view (R=0.35，σmax=368 MPa)

基于上述觀察，說(shuō)明CFRP疲勞損傷形貌產(chǎn)生條件存在不同，從而導(dǎo)致形貌的產(chǎn)生具有先后順序；即隨著加載周次的增多，試樣產(chǎn)生的疲勞損傷形貌是有次序呈現(xiàn)出來(lái)的，具體為纖維束平行段基體空洞先于近纖維束平行段基體空洞，近纖維束平行段基體空洞先于基體貫穿。

3 結(jié) 論

1) 結(jié)合三點(diǎn)彎曲疲勞試樣的設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)CFRP試樣，并利用ABAQUS建模及仿真分析，并采用超聲加載的方式開(kāi)展高周、超高周三點(diǎn)彎曲疲勞試驗(yàn)，大大縮短試驗(yàn)周期，提高試驗(yàn)效率。

2) 繪制CFRP的S-N曲線，呈現(xiàn)出階梯形狀。對(duì)發(fā)生超高周疲勞破壞的試樣開(kāi)展顯微觀察分析，總結(jié)得到CFRP超高周疲勞破壞呈現(xiàn)出孔蝕的特征形貌。

3) 結(jié)合文獻(xiàn)，對(duì)比分析了CFRP低周、高周、超高周疲勞破壞形貌，得出試件的破壞形貌演變是應(yīng)力幅的減少，基體強(qiáng)度薄弱處的缺陷發(fā)生不同的擴(kuò)展。

4) 對(duì)同一視場(chǎng)下的試樣展開(kāi)觀察，發(fā)現(xiàn)該材料在超高周加載下的損傷形貌主要表現(xiàn)為3種特征：纖維束交叉處基體損壞、近纖維束平行段基體空洞、基體貫穿，并隨著加載周次的增加，其損傷過(guò)程也按照這3種特征依次呈現(xiàn)出來(lái)。