徐建新， 曹啟武， 許 健， 羅云菲

(1. 中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院, 天津 300300； 2. 中國東方航空公司， 上海 200240)

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T700/QY8911縫合復(fù)合材料層合板的拉伸與疲勞性能

徐建新1， 曹啟武1， 許 健2， 羅云菲1

(1. 中國民航大學(xué)航空工程學(xué)院, 天津 300300； 2. 中國東方航空公司， 上海 200240)

摘要：對(duì)T700/QY8911縫合復(fù)合材料層合板進(jìn)行了靜載拉伸試驗(yàn)和拉-拉疲勞試驗(yàn)，研究了不同縫合方向[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層層合板的拉伸和疲勞性能；建立了T700/QY8911縫合復(fù)合材料層合板有限元模型并對(duì)其彈性模量進(jìn)行了模擬。結(jié)果表明：縫合能明顯提高復(fù)合材料層合板抵抗分層破壞的能力；縫合層合板在靜拉伸載荷下呈線彈性材料的特點(diǎn)，當(dāng)載荷達(dá)到峰值時(shí)，縫合層合板具有后續(xù)承載能力，而未縫合層合板在峰值后承載能力出現(xiàn)連續(xù)下滑，并發(fā)生最終破壞；縫合層合板在拉-拉載荷下的疲勞剛度衰減曲線呈三階段函數(shù)特征；縫合層合板的縱向彈性模量的有限元計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好，證實(shí)了模型的有效性。

關(guān)鍵詞：縫合復(fù)合材料；有限元模型；拉伸性能；疲勞性能

0引言

先進(jìn)樹脂基復(fù)合材料層合板廣泛應(yīng)用于飛機(jī)的機(jī)身和次承力結(jié)構(gòu)，但抗沖擊能力差、容易分層，限制了其在主承力結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用。縫合技術(shù)是改善和提高傳統(tǒng)復(fù)合材料層合板層間性能的有效方法之一[1]。研究表明，縫合能明顯改善板厚方向的層間破壞剛度[2-3]和沖擊損傷容限[4]，且成本較低，同時(shí)在設(shè)計(jì)和工藝方面具有較高的可行性。目前，針對(duì)縫合復(fù)合材料層合板的強(qiáng)度、剛度等方面的研究較多，且已取得了一定的研究成果[5-6]。

由于縫合復(fù)合材料層合板在結(jié)構(gòu)上相對(duì)于傳統(tǒng)的復(fù)合材料發(fā)生了較大的改變，作為一種新型材料，其拉伸性能和疲勞性能是關(guān)鍵的考核指標(biāo)，而國內(nèi)有關(guān)這方面的研究還較少[7]。因此，作者針對(duì)T700/QY8911縫合層合板的兩種不同鋪層類型([0/90]4s和[0/45/90/-45]2s)試樣，進(jìn)行了靜載拉伸試驗(yàn)和拉-拉疲勞試驗(yàn)，同時(shí)建立了有限元模型模擬得到了縫合層合板的縱向彈性模量，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，探討了其靜強(qiáng)度拉伸和拉-拉疲勞損傷演化模式，為工程實(shí)際應(yīng)用提供性能參數(shù)和理論參考。

1有限元模型的建立

縫合復(fù)合材料層合板常采用預(yù)成型體+樹脂傳遞模塑成型/樹脂膜熔滲(RTM/RFI)工藝制備，但其預(yù)成型體的結(jié)構(gòu)形式各不相同。研究的層合板材料為T700碳纖維簾子布/QY8911樹脂，縫線為Kevlar-49纖維?？p合層合板固化后，存在最小單元體，全尺寸結(jié)構(gòu)特征和力學(xué)特征都能在這個(gè)最小單元體內(nèi)得到體現(xiàn)，所以建立相應(yīng)的最小單元體的有限元模型是對(duì)縫合復(fù)合材料層合板進(jìn)行有限元分析的前提條件[8]。

1.1　模型假設(shè)

(1) 忽略縫合復(fù)合材料層合板在針腳處的細(xì)觀損傷和缺陷(如縫線夾雜、縫合時(shí)鋪層纖維斷裂所形成的微小裂紋以及縫合引起的纖維彎曲等)所引起的應(yīng)力集中。

(2) 給予層合板各鋪層未縫合時(shí)的材料性能，同時(shí)把縫線與層合板分開考慮。

(3) 假設(shè)縫合層合板各鋪層方向不一致的單向板是由兩種均勻的橫觀各向同性材料組成。

(4) 忽略層合板邊界效應(yīng)影響，縫線按照一定的縫合參數(shù)在單向板中按規(guī)律分布。

1.2　模型的建立

根據(jù)文獻(xiàn)[8-9]，利用有限元Abaqus軟件建立縫合復(fù)合材料層合板有限元模型，并進(jìn)行網(wǎng)格劃分，如圖1所示。為了充分體現(xiàn)縫合參數(shù)的作用并可以直觀地看到縫合纖維對(duì)性能的影響，取4組縫合纖維進(jìn)行建模。根據(jù)縫合工藝，縫線為緊密排在一起的上下兩根縫合纖維，故在有限元建模過程中，縫線截面尺寸為單根纖維的兩倍，為了計(jì)算簡化，把縫線的纖維截面視為矩形，尺寸為0.4 mm×0.2 mm×2.4 mm。根據(jù)層合板的縫合參數(shù)確定有限元模型最小單元的尺寸為6 mm×10 mm×2.4 mm，縫合參數(shù)見表1[10]。在Abaqus軟件中，對(duì)于面內(nèi)0°，45°，90°鋪層和縫線的性能參數(shù)分別按表2[10]進(jìn)行輸入，模型的網(wǎng)格由軟件分割成20塊單獨(dú)進(jìn)行劃分，總網(wǎng)格數(shù)為5 632，其中縫線模型單元與層合板模型單元的節(jié)點(diǎn)采用tie模塊的固連形式。

表1　縫合參數(shù)

表2材料性能參數(shù)

Tab.2Parameters of material properties

材料彈性常數(shù)/GPaE1E2E3G12G23G31ν21ν31ν32T700/QY8911138.898.798.794.163.444.160.320.320.46Kevlar49125.004.104.102.901.502.900.350.350.35

圖1　縫合復(fù)合材料層合板有限元模型及網(wǎng)格劃分Fig.1　Finite element model and meshing for stitchedcomposite laminate

為了模擬真實(shí)的試驗(yàn)約束情況，在圖1中模型的左側(cè)面施加三個(gè)方向的零位移約束，在模型右側(cè)面施加均布載荷1 MPa，并通過有限元軟件后處理模塊進(jìn)行求解。

2試樣制備與試驗(yàn)方法

2.1　試樣制備

層合板材料為T700碳纖維簾子布/QY8911樹脂，縫線采用Kevlar-49纖維(12 600 tex)，底線3 600 tex，采用改進(jìn)的鎖式方式縫合，RFI工藝成型。T700分別按[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s順序鋪層，縫合格式為直線縫合，縫合密度為行距5 mm，針距3 mm，縫合方向?yàn)?0°，45°，90°?？p合復(fù)合材料層合板的碳纖維體積分?jǐn)?shù)約為60%，單層厚度約為0.15 mm，16層鋪層。靜載拉伸試樣和疲勞試樣尺寸如圖2所示，每組試樣的數(shù)量為2～3件，在試

圖4　不同鋪層方式及縫合方向?qū)雍习宓撵o載拉伸性能曲線Fig.4　Tensile properties of the composite laminates at different ply and stitching orientations

圖2　縫合復(fù)合材料層合板靜載拉伸和疲勞試樣尺寸Fig.2　Dimensions for the stitched composite laminates

驗(yàn)過程中采用夾頭夾緊試樣兩端。

2.2　試驗(yàn)方法

在INSTRON8801型電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行靜載拉伸試驗(yàn)和疲勞試驗(yàn)，疲勞試驗(yàn)采用正弦波循環(huán)加載方式，應(yīng)力比R=0.1，頻率為12 Hz，各組應(yīng)力水平的試驗(yàn)均在自然干態(tài)、室溫環(huán)境中進(jìn)行。為了確定縫合復(fù)合材料試樣的靜載強(qiáng)度極限、斷裂區(qū)域，在試驗(yàn)中采用2 mm×3 mm的應(yīng)變片，用JY-20型應(yīng)變儀測(cè)量應(yīng)變值。

3試驗(yàn)結(jié)果與討論

3.1　靜載拉伸性能

試樣的斷裂形貌如圖3所示[9]。通過試樣的靜載拉伸試驗(yàn)可以發(fā)現(xiàn)，縫合復(fù)合材料層合板試樣的斷裂位置在縫線上；而未縫合試樣發(fā)生了明顯的分層破壞現(xiàn)象，破壞方向沒有明顯規(guī)律。

圖3　不同縫合方向[0/45/90/-45]2s鋪層層合板的靜載拉伸斷裂形貌Fig.3　Tensile fracture morphology of non-stitched (a) and stitchedply [0/45/90/-45]2scomposite laminate at differentstitching orientations (b～d)

為了得到試樣的拉伸曲線，在試驗(yàn)過程中，記錄了試樣在特定加載載荷下的應(yīng)變，以及試樣破壞時(shí)的載荷和應(yīng)力。由于應(yīng)變片的量程和誤差可能導(dǎo)致試驗(yàn)結(jié)果不準(zhǔn)確，試驗(yàn)中僅記錄了載荷50 kN以下的試樣應(yīng)變值。

由圖4可見，縫合復(fù)合材料層合板的拉伸曲線在試驗(yàn)范圍內(nèi)是近似線性的，與文獻(xiàn)[11-12]結(jié)果一致。當(dāng)靜載拉伸載荷達(dá)到一定值時(shí)，縫合層合板結(jié)構(gòu)內(nèi)部的缺陷(如縫合而產(chǎn)生的微裂紋或富脂區(qū)等)容易引起損傷擴(kuò)展，當(dāng)損傷沿縫線直至相互串聯(lián)成片時(shí)層合板發(fā)生失效破壞；而未縫合試樣的承載能力到達(dá)載荷峰值時(shí)連續(xù)下降，并發(fā)生最終破壞。10°縫合試樣的拉伸斷口比90°縫合試樣的粗糙，毛刺較多，說明縫合方向?qū)p合層合板抵抗分層的能力有一定的影響。由圖4還可知，[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層的層合板均呈現(xiàn)出線彈性材料的特點(diǎn)，且強(qiáng)度分散性較小，因此用彈性理論進(jìn)行結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)能滿足一定的工程實(shí)際要求。

3.2　拉-拉疲勞性能

圖6　 90°縫合復(fù)合材料層合板的拉-拉疲勞S-N曲線Fig.6　Tension-tension fatigue S-N curves of ply [0/90]4s(a) and [0/45/90/-45]2s(b) stitched composite laminates stitched at 90°

通過縫合復(fù)合材料層合板試樣的靜載強(qiáng)度拉伸試驗(yàn)，得到了拉伸極限載荷，可以作為拉-拉疲勞試驗(yàn)中加載的循環(huán)應(yīng)力峰值?？紤]到疲勞試驗(yàn)結(jié)果的分散性，作者分別選取靜載極限載荷的55%～80%作為在拉-拉疲勞試驗(yàn)中各組試樣的加載應(yīng)力水平的最大應(yīng)力，并以90°縫合方向的縫合層合板試樣為例。

由圖5(a)可見，在拉-拉疲勞載荷作用下，未縫合層合板試樣出現(xiàn)了較為明顯的分層破壞現(xiàn)象。拉-拉疲勞試驗(yàn)過程中，首先在試樣邊緣處出現(xiàn)基體開裂和部分碳纖維斷裂，隨后分層現(xiàn)象逐漸向?qū)雍习宓闹虚g位置擴(kuò)展，最后發(fā)生斷裂破壞時(shí)層合板斷裂處出現(xiàn)了完全分層。

由圖5(b)和(c)可見，縫合層合板的初始損傷最早出現(xiàn)在層合板自由邊界和靠近自由邊界的縫紉針腳附近，宏觀表現(xiàn)為層合板的碳纖維斷裂和撕扯，同時(shí)伴有少量的分層現(xiàn)象。試驗(yàn)過程中可以看到疲勞損傷主要沿縫線方向裂開和擴(kuò)展；部分試樣還存在縫線先發(fā)生斷裂，接著基體出現(xiàn)開裂并伴隨碳纖維斷裂。由于受到縫線纖維的擠壓和外載荷的拉伸作用，在縫紉針腳和層合板自由邊界處易發(fā)生應(yīng)力集中[7]，層合板各鋪層內(nèi)的應(yīng)力相互耦合作用影響了層合板的疲勞損傷及擴(kuò)展。

圖5　 90°縫合方向復(fù)合材料層合板的拉-拉疲勞破壞形貌Fig.5　Tensile-tensile fatigue fracture morphology of non-stitched (a)and stitched composite laminates stitched at 90°

圖6中Smax為最大應(yīng)力，N為疲勞壽命，從圖6可以看出，[0/90]4s鋪層縫合層合板的拉-拉疲勞壽命結(jié)果比[0/45/90/-45]2s鋪層層合板的分散性更大。鋪層碳纖維角度相差越大，層合板的面內(nèi)拉-拉疲勞性能降低越快，表明鋪層角度對(duì)縫合層合板的性能有一定的影響。對(duì)于縱向剛度較大的鋪層([0/90]4s)層合板，拉-拉疲勞破壞時(shí)的剛度臨界值相對(duì)更大，且存在明顯的應(yīng)力門檻值，斷裂行為脆性明顯，因而該材料的拉伸疲勞壽命結(jié)果分散性更大。

在不同應(yīng)力水平(σmax/σust，σmax為最大應(yīng)力，σust為極限應(yīng)力)的拉-拉疲勞載荷作用下，測(cè)試了[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層縫合層合板的剛度降(En/E0，En為材料的彈性模量，E0為未開裂時(shí)材料的縱向彈性模量)，與n/N(n為循環(huán)周次，N為疲勞壽命)做曲線，如圖7所示。從圖7可以看出，2種鋪層類型的縫合層合板在90°縫合方向的剛度衰減可分為三個(gè)階段，在第一個(gè)階段(在總壽命5%之前)，縫合層合板的剛度出現(xiàn)較快的下降過程，損傷表現(xiàn)形式為邊界碳纖維發(fā)生斷裂；在第二個(gè)階段(總壽命的5%～91%)，縫合層合板的剛度下降非常緩慢，存在疲勞損傷累積，損傷表現(xiàn)形式為縫線斷裂和部分碳纖維斷裂；在第三個(gè)階段(約總壽命91%)，層合板剛度退化到起始的86%左右，碳纖維發(fā)生大幅度撕裂，之后層合板在短時(shí)間快速斷裂失效。

4彈性模量的模擬結(jié)果及驗(yàn)證

[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層的縫合層合板在90°縫合方向上的有限元彈性模量計(jì)算結(jié)果與靜載拉伸試驗(yàn)結(jié)果[9]如表3所示。

從表3可以看出，[0/90]4s鋪層縫合層合板的有限元計(jì)算值和試驗(yàn)值均大于[0/45/90/-45]2s鋪層

圖7　不同應(yīng)力水平下90°縫合[0/90]4s和[0/45/90/-45]2s輔層縫合層合板拉-拉疲勞En/Eo-n/N曲線Fig.7　En/Eo-n/N curves of ply [0/90]4sand [0/45/90/-45]2sstitched composite laminates stitched at 90° under different stress levels

鋪層方式縫合方向/(°)彈性模量/GPa有限元計(jì)算值試驗(yàn)值相對(duì)誤差/%[0/90]4s9073.64384.78213.14[0/45/90/-45]2s9051.12461.70417.15

層合板的。對(duì)比模擬值和試驗(yàn)值，其相對(duì)誤差均在可接受的范圍內(nèi)。采用有限元分析時(shí)，建立切合實(shí)際的模型是關(guān)鍵；建模時(shí)應(yīng)當(dāng)考慮縫合復(fù)合材料層合板的層間應(yīng)力和邊界因素的影響，由于縫合作用會(huì)造成面內(nèi)碳纖維斷裂和變形，因此對(duì)縫線截面形狀和大小的假設(shè)與有限元分析結(jié)果也存在一定的關(guān)系。

5結(jié)論

(1) 縫合能明顯提高復(fù)合材料層合板抵抗分層破壞的能力，增強(qiáng)層間強(qiáng)度，縫合層合板的拉伸載荷-應(yīng)變曲線均為線性關(guān)系，縫合層合板達(dá)到載荷峰值時(shí)具有后續(xù)承載能力，而未縫合層合板的承載能力出現(xiàn)連續(xù)下降，直至最終破壞；縫合層合板在拉-拉載荷下的疲勞剛度衰減曲線呈三階段函數(shù)特征。

(2) 縫合和鋪層方向?qū)p合層合板的力學(xué)性能有一定的影響；鋪層中碳纖維角度差值和縫合角度越大，對(duì)層合板的面內(nèi)性能影響越明顯。對(duì)于縱向剛度較大的鋪層材料，拉伸疲勞破壞時(shí)的剛度臨界值相對(duì)更大，且存在明顯的應(yīng)力門檻值，斷裂行為脆性明顯，因而其拉伸疲勞壽命結(jié)果的分散性更大。

(3) [0/90]4s和[0/45/90/-45]2s鋪層的縫合復(fù)合材料層合板的彈性模量有限元計(jì)算值和試驗(yàn)值吻合較好，表明有限元模型具有一定的估算精度和參考價(jià)值。

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Tensile and Fatigue Properties of T700/QY8911 Stitched Composite Laminates

XU Jian-xin1， CAO Qi-wu1， XU Jian2， LUO Yun-fei1

(1. College of Aeronautical Engineering, Civil Aviation University of China, Tianjin 300300, China；

2. China Eastern Airlines, Shanghai 200240, China)

Abstract:The static tensile test and tension-tension fatigue test of T700/QY8911 stitched composite laminate were conducted，and the tensile and fatigue property of ply [0/90]4sand [0/45/90/-45]2scomposite laminates at different stitching orientations were studied. The finite element model of T700/QY8911 stitched composite laminate was established to simulate the elastic modulus. The results show that stitching can significantly improve anti-delamination property of the composite laminates, and the stitched composite laminates under static tensile load showed the characteristics of linear elastic material. The stitched composite laminate had subsequent carrying capacity when the peak load was reached, while the carrying capacity of non-stitched laminates consecutively declined until final destruction. The stiffness degradation curves of stitched composite laminates under the tension-tension fatigue load presented the characteristics of three stages function features. The finite element calculated results of the longitudinal elastic modulus of the stitched composite laminate agreed well with the experimental results, which confirmed the validity of the model.

Key words:stitched composites; finite element model; tensile property; fatigue property

中圖分類號(hào)：TB332

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1000-3738(2015)10-0079-05

作者簡介：徐建新(1967-)，男，江蘇蘇州人，教授，博士。

基金項(xiàng)目：中央高?；究蒲袑ｍ?xiàng)資金資助項(xiàng)目(SY15-06,SY14-02)

收稿日期:2014-08-15；

修訂日期:2015-05-20

DOI:10.11973/jxgccl201510018