黃光啟，楊勝春

（中國飛機強度研究所，陜西?西安?710065）

復(fù)合材料有著比剛度高、耐腐蝕、疲勞性能好等諸多優(yōu)點，在飛機結(jié)構(gòu)中得到了廣泛的應(yīng)用。隨著材料性能與制造工藝的不斷發(fā)展，復(fù)合材料也逐步應(yīng)用于飛機主承力結(jié)構(gòu)中。然而在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)制造過程中，經(jīng)常會因工藝偏差、表面溝槽、劃痕和緊固件安裝等因素產(chǎn)生結(jié)構(gòu)內(nèi)部制造缺陷[1，2]。隨著復(fù)合材料智能結(jié)構(gòu)的發(fā)展，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)光纖傳感器預(yù)埋成型也會對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)性能產(chǎn)生影響[3]。一般而言，當(dāng)制造缺陷超出可接受范圍，會在質(zhì)量檢測中檢出，但也會出現(xiàn)漏檢。因此，作為損傷容限設(shè)計的一部分，必須考慮制造缺陷對復(fù)合材料強度的影響[4]。本文對含制造缺陷的復(fù)合材料開展靜力與疲勞試驗研究，通過試驗數(shù)據(jù)對比分析復(fù)合材料制造缺陷對其性能的影響，為復(fù)合材料損傷容限設(shè)計提供依據(jù)。

1 試驗研究方法

1.1 試驗方案設(shè)計

為了研究制造缺陷對復(fù)合材料性能的影響，本文采用靜力試驗與疲勞試驗兩種試驗類型對復(fù)合材料剩余強度、損傷容限性能進(jìn)行試驗研究，試驗項目包括沖擊后壓縮、面內(nèi)剪切、螺栓擠壓和長桁壓損，具體的試驗矩陣見表1。沖擊后壓縮試驗采用ASTM D7136和ASTM D7137標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行低速沖擊與沖擊后壓縮試驗，面內(nèi)剪切試驗采用ASTM D5379標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行試驗。螺栓擠壓試驗采用ASTM D5961標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行試驗。以上3項試驗均采用標(biāo)準(zhǔn)試驗件，長桁壓損試驗采用工字形長桁加蒙皮組合試驗件進(jìn)行試驗，試驗件構(gòu)型見圖1，蒙皮寬度和高度均為70 mm，試驗件（長桁壓損試驗件為蒙皮）名義厚度均為3.96 mm，鋪層為[（±45）/0/-45/0/45/45/0/45/90/-45/0/90/-45/0/45]S，共32層。

表 1??試驗矩陣

圖1 ??長桁壓損試驗件構(gòu)型

工字長桁尺寸：H=45 mm，W1=55 mm，W2=25 mm，t1=t2=t3=3.25 mm

含預(yù)埋缺陷試驗件根據(jù)實際復(fù)合材料壁板上的缺陷情況，在試驗件加工過程中采用層間分層預(yù)處理的方式進(jìn)行預(yù)埋缺陷處理，缺陷寬度不小于1 mm。沖擊后壓縮試驗件與長桁壓損試驗件單個缺陷長度均為20 mm，左右對稱地預(yù)埋6處缺陷，單邊缺陷分布在厚度方向的1/4、1/2、3/4處，面內(nèi)剪切試驗件缺陷長度為11 mm，位于厚度方向的1/2處，螺栓擠壓試驗件單個缺陷長度為15 mm，共預(yù)埋2處缺陷，均位于厚度方向的1/2處，各試驗件預(yù)埋缺陷具體位置見圖2。

圖2 ??預(yù)埋缺陷位置圖

1.2 疲勞試驗方法

含缺陷復(fù)合材料層壓板疲勞試驗主要是針對缺陷損傷擴展性開展研究[5]，試驗頻率控制在5～15 Hz之間，疲勞過程中進(jìn)行試驗件溫度監(jiān)控，確保不因試驗頻率過大導(dǎo)致試驗件發(fā)熱升溫。本文同時試驗探索出各類疲勞試驗的最佳頻率，每進(jìn)行20萬次循環(huán)后停止試驗，對試驗件缺陷損傷進(jìn)行無損檢測，監(jiān)控缺陷損傷是否擴展，具體疲勞試驗方案見表2。

表 2??疲勞試驗方案

2 試驗結(jié)果及分析

2.1 沖擊后壓縮試驗

復(fù)合材料層壓板沖擊試驗均按照ASTM D7136試驗標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行[6]，試驗前通過超聲C掃進(jìn)行預(yù)埋缺陷檢測，確認(rèn)預(yù)埋缺陷位置和尺寸，確認(rèn)缺陷與設(shè)計一致后采用直徑16 mm的半圓球沖頭進(jìn)行低速沖擊試驗，沖擊能量通過試驗摸索最終采用27 J。沖擊完成后立即測量凹坑深度，并采用超聲C掃進(jìn)行沖擊損傷檢測并進(jìn)行記錄，最后按照ASTM D7137試驗標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行剩余壓縮強度靜力試驗和疲勞試驗[7]，采用超聲C掃進(jìn)行損傷擴展檢測，通過與疲勞試驗前無損檢測結(jié)果進(jìn)行對比，所有試驗件損傷均無擴展，完成后按照靜力試驗方法進(jìn)行疲勞后剩余強度試驗，見表3。

表 3??沖擊損傷尺寸

沖擊后壓縮試驗結(jié)果見表4，凹坑深度與損傷尺寸對比見表5，剩余壓縮強度試驗結(jié)果對比見圖3。通過對復(fù)合材料層壓板沖擊及沖擊后壓縮試驗結(jié)果進(jìn)行對比可以看出，對于低速沖擊試驗，在受到同樣沖擊能量時，含制造缺陷試驗件凹坑深度相對較深，損傷長度較小，但損傷寬度較大；完好試驗件與含制造缺陷試驗件在受到同樣能量沖擊后，剩余強度基本相同，而在經(jīng)過疲勞試驗后，剩余強度有小幅度增加，但總體相差不大?？傮w來看，由于制造缺陷對復(fù)合材料層壓板剛度有較小的影響作用，因此在受到面外沖擊時會產(chǎn)生較大的變形，凹坑深度會相對較深，但由于制造缺陷相對于沖擊損傷其損傷面積非常小，因此對沖擊后剩余壓縮強度幾乎沒有影響，并且由于復(fù)合材料具有較好的抗疲勞性能，在疲勞載荷下?lián)p傷均無擴展，疲勞后剩余強度也不受疲勞試驗影響。

表4 ??沖擊后壓縮試驗結(jié)果

表5 ??沖擊后凹坑深度與損傷面積對比

圖3 ??沖擊后壓縮剩余強度試驗結(jié)果對比

2.2 面內(nèi)剪切試驗

復(fù)合材料層壓板面內(nèi)剪切靜力及疲勞試驗均按照ASTM D5379試驗標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行[8]，試驗前通過超聲A掃進(jìn)行預(yù)埋缺陷檢測，疲勞試驗進(jìn)行106循環(huán)后再采用超聲A掃進(jìn)行缺陷擴展檢測，通過與疲勞試驗前檢測結(jié)果進(jìn)行對比，所有試驗件缺陷均無擴展，完成后按照靜力試驗方法進(jìn)行疲勞后剩余強度試驗。

面內(nèi)剪切試驗結(jié)果見表6，剪切強度試驗結(jié)果對比見圖4，從試驗結(jié)果可以看出，制造缺陷對復(fù)合材料面內(nèi)剪切強度幾乎沒有影響，但當(dāng)含制造缺陷復(fù)合材料在疲勞載荷作用后，由于重復(fù)載荷對分層處界面有層間剪切的作用，層間分層處雖然沒有損傷擴展，但層間作用力會有所降低，并且面內(nèi)剪切對層間分層的敏感性，因此對含制造缺陷復(fù)合材料在受到疲勞載荷作用后，面內(nèi)剪切性能會有所降低。

表6 ??面內(nèi)剪切試驗結(jié)果

圖4 ??面內(nèi)剪切強度試驗結(jié)果對比

2.3 螺栓擠壓試驗

復(fù)合材料層壓板螺栓擠壓靜力及疲勞試驗均按照ASTM D5961試驗標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行[9]，試驗前通過超聲C掃進(jìn)行試驗件預(yù)埋缺陷位置與尺寸檢測，疲勞試驗進(jìn)行106循環(huán)后再采用超聲C掃進(jìn)行缺陷擴展檢測，通過與疲勞試驗前檢測結(jié)果進(jìn)行對比，所有試驗件缺陷均無擴展，完成后按照靜力試驗方法進(jìn)行疲勞后剩余強度試驗。螺栓擠壓試驗結(jié)果見表7，擠壓強度試驗結(jié)果對比見圖5，從試驗結(jié)果可以看出，制造缺陷對復(fù)合材料孔擠壓強度基本沒有影響，但當(dāng)螺栓孔與螺栓進(jìn)行擠壓疲勞試驗后，螺栓孔局部在重復(fù)擠壓載荷作用下其擠壓強度有所增強，也就是螺栓孔產(chǎn)生局部強化效應(yīng)，與開孔拉伸試驗件在疲勞試驗后靜強度有所增加相一致。因此，復(fù)合材料層壓板螺栓孔在擠壓疲勞載荷作用后，螺栓孔擠壓強度會有所增加。

圖5 ??螺栓擠壓試驗結(jié)果對比

表7 ??螺栓擠壓試驗結(jié)果

2.4 長桁壓損試驗

復(fù)合材料長桁壓損靜力試驗通過試驗機上下平臺進(jìn)行均勻施加壓縮載荷的試驗方法進(jìn)行試驗，試驗狀態(tài)如圖6所示。疲勞試驗對試驗件下端面進(jìn)行限位固定，保證試驗過程中試驗件不會產(chǎn)生滑動。試驗前通過超聲C掃進(jìn)行預(yù)埋缺陷位置與尺寸檢測，疲勞試驗進(jìn)行106循環(huán)后再采用超聲C掃進(jìn)行缺陷擴展檢測，通過與疲勞試驗前無損檢測結(jié)果進(jìn)行對比，所有試驗件缺陷均無擴展，完成后按照靜力試驗方法進(jìn)行疲勞后剩余強度試驗。

長桁壓損試驗結(jié)果見表8，壓損試驗結(jié)果對比見圖7，試驗件破壞模式見圖8。壓損試驗中，由工字長桁與蒙皮共同承擔(dān)壓縮載荷，壓損載荷大小主要與試驗件橫截面承載能力和試驗件穩(wěn)定性有關(guān)，試驗中采用應(yīng)變片進(jìn)行試驗件變形監(jiān)控，通過調(diào)整試驗件在壓縮圓盤中的位置盡量保證試驗件承受均勻壓縮載荷，試驗件基本都是端頭壓塌的破壞模式。因此，壓損試驗基本不存在失穩(wěn)問題，均是試驗件橫截面承受壓縮載荷至極限而發(fā)生破壞。從試驗結(jié)果可以看出，制造缺陷對長桁壓縮性能基本沒有影響，但當(dāng)試驗件中含有制造缺陷時，由于制造缺陷在壓縮過程中會對試驗件局部分層有所影響，因此含制造缺陷試驗件的承載能力分散性較大。

圖6 ??長桁壓損試驗狀態(tài)照片

圖7 ??長桁壓損試驗結(jié)果對比

圖8 ??壓損試驗破壞模式

表8 ??長桁壓損試驗結(jié)果

3 結(jié)????論

本文針對復(fù)合材料制造缺陷通過試驗件加工過程中預(yù)埋分層處理，通過開展靜力與疲勞試驗研究，根據(jù)試驗結(jié)果可以得出以下幾點結(jié)論：

（1）復(fù)合材料制造缺陷相對于沖擊損傷，其損傷程度相對較小，對復(fù)合材料損傷阻抗及損傷容限性能均無影響，并且復(fù)合材料有較好的疲勞性能，疲勞載荷作用下制造缺陷與沖擊損傷均無擴展；

（2）復(fù)合材料面內(nèi)剪切性能對層間分層相對較為敏感，在重復(fù)剪切載荷作用下，預(yù)埋分層的層間作用力將會減弱，面內(nèi)剪切剩余強度也會隨之降低，但影響相對較??；

（3）含孔復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在重復(fù)擠壓載荷作用下，螺栓孔周圍會產(chǎn)生局部強化作用，復(fù)合材料螺栓孔擠壓性能有所增加，螺栓孔周圍局部強化機理有待進(jìn)一步開展研究；

（4）復(fù)合材料制造缺陷對長桁蒙皮組合結(jié)構(gòu)壓縮承載能力基本沒有影響，但由于制造缺陷的存在，會影響其承載能力的一致性。

總體而言，本文中復(fù)合材料預(yù)埋缺陷損傷不會影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強度，也不會嚴(yán)重影響復(fù)合材料疲勞后剩余強度性能，制造缺陷作為復(fù)合材料第一類損傷類型，在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計中應(yīng)針對關(guān)鍵部位進(jìn)行充分的分析與驗證，以確保結(jié)構(gòu)全壽命周期內(nèi)的安全可靠性。