梁小林，許希武，林智育

(南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

?

復(fù)合材料層板低速?zèng)_擊后疲勞性能實(shí)驗(yàn)研究

梁小林，許希武，林智育

(南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016)

通過對T300/5405復(fù)合材料層板進(jìn)行低速?zèng)_擊后的壓-壓疲勞實(shí)驗(yàn)，研究含不同沖擊損傷層板的壓縮性能與其在多級應(yīng)力水平下的疲勞壽命與損傷擴(kuò)展，并討論沖擊能量、應(yīng)力水平、損傷擴(kuò)展對層板疲勞壽命的影響。結(jié)果表明：沖擊損傷明顯降低層板的剩余強(qiáng)度；在低應(yīng)水平下，沖擊能量越大，含沖擊損傷層板的疲勞壽命越小；疲勞實(shí)驗(yàn)中損傷經(jīng)歷平穩(wěn)擴(kuò)展和快速擴(kuò)展兩個(gè)階段，其中平穩(wěn)擴(kuò)展階段約占總體壽命的80%，快速擴(kuò)展階段約占總體壽命的20%，損傷擴(kuò)展速率隨著應(yīng)力水平降低而減小。

復(fù)合材料層板；壓縮性能；損傷擴(kuò)展；疲勞壽命

復(fù)合材料層板以其優(yōu)越的比強(qiáng)度、比剛度和抗疲勞特性廣泛應(yīng)用于現(xiàn)代航空飛行器結(jié)構(gòu)中。在飛行器工作時(shí)，復(fù)合材料層板結(jié)構(gòu)受到低速?zèng)_擊，內(nèi)部會出現(xiàn)大面積的不可視損傷，在循環(huán)載荷作用下，層板的承載能力和疲勞性能都明顯降低，甚至?xí)蝗黄茐?，造成安全隱患。因此，研究復(fù)合材料層板的疲勞壽命與疲勞載荷下的損傷機(jī)理具有重要的理論意義和工程應(yīng)用價(jià)值。國內(nèi)外許多學(xué)者對沖擊后的復(fù)合材料層板進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。Ramkumar[1]研究了沖擊后層合板的疲勞行為，討論了沖擊后的層板在疲勞實(shí)驗(yàn)中初始損傷擴(kuò)展規(guī)律和疲勞應(yīng)變門檻值，研究表明，沖頭直徑越小，沖擊后的疲勞壽命降低程度越大，在拉-拉、拉-壓、壓-壓3種疲勞加載模式中，壓-壓疲勞的應(yīng)變門檻值最低。Digby等[2]研究了目視可視損傷(Visual Impact Damage，VID)和目視幾乎不可視損傷(Barely Visible Impact Damage，BVID)2種不同程度的初始沖擊損傷在層板疲勞加載中的擴(kuò)展過程，發(fā)現(xiàn)破壞時(shí)的裂紋垂直于邊界并橫穿整個(gè)試件，結(jié)構(gòu)最終失效模式為壓縮破壞。 Mitrovic等[3]研究了沖擊后層板在疲勞載荷作用下的損傷擴(kuò)展規(guī)律，實(shí)驗(yàn)表明層板的壓-壓疲勞壽命受沖擊損傷的影響較大。Melin等[4,5]研究了含初始沖擊損傷的復(fù)合材料層板在等幅疲勞載荷下的分層擴(kuò)展規(guī)律和最終失效機(jī)理，研究發(fā)現(xiàn)壓縮載荷導(dǎo)致層板屈曲，促使分層擴(kuò)展，在疲勞載荷作用下分層損傷擴(kuò)展壽命占疲勞壽命的主要部分。朱煒垚等[6]針對某典型鋪層T300/QY8911復(fù)合材料層板開展了8種能量的低速?zèng)_擊和沖擊后疲勞實(shí)驗(yàn)研究，獲得了層板初始沖擊損傷面積與剩余強(qiáng)度、沖擊能量與疲勞壽命之間的關(guān)系曲線。在目前許多公開的文獻(xiàn)中[4-14]，學(xué)者對復(fù)合材料層板沖擊后疲勞性能的實(shí)驗(yàn)研究主要集中在疲勞損傷擴(kuò)展方面，但對不同能量低速?zèng)_擊后的復(fù)合材料層板在多級應(yīng)力水平下的疲勞壽命以及其與損傷擴(kuò)展之間的關(guān)系研究還涉及較少。

本工作通過對T300/5405復(fù)合材料層板進(jìn)行低速?zèng)_擊后的壓-壓疲勞實(shí)驗(yàn)，研究2種不同能量沖擊后的層板在多級應(yīng)力水平下的疲勞壽命和損傷擴(kuò)展。分析了沖擊后層板壓縮剩余強(qiáng)度與失效模式，討論了在不同沖擊能量、應(yīng)力水平下層板的疲勞特性，嘗試用損傷寬度的變化來描述在較低應(yīng)力水平下層板剩余疲勞壽命與損傷擴(kuò)展之間的關(guān)系。

1 實(shí)驗(yàn)

1.1 試件

試件均為T300/5405雙馬來酰亞胺復(fù)合材料層壓板，單層板厚度為0.119mm，試件鋪層為[45/-45/0/-45/45/0/90/-45/0/45/90/0]s，共24層，試件尺寸為200mm×140mm，其兩端各有40mm的加強(qiáng)片。沖擊實(shí)驗(yàn)結(jié)束后，將試件尺寸切割為200mm×80mm，用于靜壓縮和疲勞實(shí)驗(yàn)。

1.2 低速?zèng)_擊實(shí)驗(yàn)

參照ASTM D7136標(biāo)準(zhǔn)，采用自由落體式低速?zèng)_擊實(shí)驗(yàn)裝置對復(fù)合材料層板進(jìn)行低速?zèng)_擊實(shí)驗(yàn),沖擊實(shí)驗(yàn)裝置示意圖如圖1所示。采用鋼制半球形沖頭，沖頭直徑為16mm，質(zhì)量為5.5kg?？赏ㄟ^調(diào)整落錘的高度來實(shí)現(xiàn)不同沖擊能量之間的轉(zhuǎn)換，采用人工阻攔的方式防止試件發(fā)生二次沖擊。沖擊能量分別為4.45，6.67J/mm。

圖1 沖擊實(shí)驗(yàn)裝置示意圖Fig.1 Schematic of impact test equipment

1.3 靜力壓縮實(shí)驗(yàn)

將切割好的試件置于實(shí)驗(yàn)夾具中，壓縮實(shí)驗(yàn)夾具示意圖如圖2所示。夾具采用側(cè)邊條夾持可防止試件壓縮失穩(wěn)。將試件以及夾具放在WDW-E200D電子萬能試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行靜力壓縮實(shí)驗(yàn)，得到層板沖擊后的剩余壓縮強(qiáng)度(Compressive Strength After Impact，CAI)，加載方式為位移控制，加載速率為0.5mm/min，壓縮實(shí)驗(yàn)參照ASTM-D7137標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行。對于2種不同能量沖擊后的層板以及無損層板，各取3個(gè)試件用于沖擊后的靜壓縮實(shí)驗(yàn)，有效試件共計(jì)9件。

圖2 壓縮實(shí)驗(yàn)夾具示意圖Fig.2 Diagram of the compression test fixture

1.4 壓-壓疲勞實(shí)驗(yàn)

將2種能量沖擊后的層板隨機(jī)分為5組，每組3～5件，并對試件進(jìn)行編號，有效試件共計(jì)37件。疲勞實(shí)驗(yàn)在MTS810電液伺服疲勞試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，采用載荷控制的加載方式，載荷波形為等幅正弦波，應(yīng)力比R=σmin/σmax=0.1，加載頻率為3～4Hz，常溫下完成。沖擊能量為4.45J/mm的層板，疲勞實(shí)驗(yàn)應(yīng)力水平為沖擊后層板剩余壓縮強(qiáng)度平均值的65%，68%，70%，75%，80%；沖擊能量為6.67J/mm的層板，疲勞實(shí)驗(yàn)應(yīng)力水平為沖擊后層板剩余壓縮強(qiáng)度平均值的60%，65%，70%，75%，80%。在各級應(yīng)力水平下針對不同能量沖擊后的層板，選取部分試件每隔一定循環(huán)加載次數(shù)后停機(jī)作損傷檢測，記錄試件在整個(gè)疲勞壽命中各階段的損傷擴(kuò)展情況。

2 沖擊損傷和壓縮剩余強(qiáng)度分析

2.1 沖擊損傷分析

圖3 T300/5405 層板沖擊后損傷外觀圖(a)4.45J/mm,正面;(b)4.45J/mm,背面;(c)6.67J/mm,正面;(d)6.67J/mm,背面Fig.3 Surface damage images of T300/5405 laminates after impact(a)4.45J/mm,front face;(b)4.45J/mm,back face;(c)6.67J/mm,front face;(d)6.67J/mm,back face

無損復(fù)合材料層板受到低速?zèng)_擊后，試件表面沖擊損傷如圖3所示。試件沖擊位置的正面出現(xiàn)了凹坑，背面沿45°方向出現(xiàn)了基體開裂、層間分層、纖維斷裂等損傷模式。沖擊能量較高時(shí)，層板發(fā)生了穿透，與較低能量沖擊后的層板相比，基體開裂長度更長，層間分層面積更大。在沖擊過程中，落錘的動(dòng)能一部分使層板產(chǎn)生損傷形變，另一部分被層板吸收用于損傷耗散。沖擊表面形成了凹坑，但是沒有出現(xiàn)與背面損傷一致的現(xiàn)象，這可解釋為在沖擊載荷的作用下，層板發(fā)生了彎曲，與沖擊位置表面相比較，層板背面較高的彎曲正應(yīng)力引起基體開裂和纖維斷裂，沿厚度方向的剪切應(yīng)力引起層板分層。

用超聲C掃描設(shè)備對沖擊后的實(shí)驗(yàn)件進(jìn)行損傷檢測，得到試件損傷投影面積與垂直于疲勞加載方向上的損傷寬度平均值，檢測結(jié)果如表1所示。

表1 T300/5405復(fù)合材料層板沖擊后損傷檢測結(jié)果

掃描結(jié)果表明，復(fù)合材料層板低速?zèng)_擊后的層間分層面積與沖擊能量有關(guān)，在一定范圍內(nèi)沖擊能量越大，層間分層面積越大。不同能量沖擊后的層板沿沖擊方向上的損傷區(qū)域投影形狀近似為圓形，如圖4所示，垂直于加載方向的損傷寬度近似等于損傷面積圓形區(qū)域的直徑。

圖4 T300/5405層板沖擊后的C掃描結(jié)果(a)4.45J/mm;(b)6.67J/mmFig.4 Images of T300/5405 laminates by C-scan after impact(a)4.45J/mm;(b)6.67J/mm

2.2 壓縮剩余強(qiáng)度與失效分析

表2為層板剩余壓縮強(qiáng)度實(shí)驗(yàn)結(jié)果?？梢钥闯?，低速?zèng)_擊損傷會明顯降低層板的壓縮強(qiáng)度，壓縮實(shí)驗(yàn)中載荷-位移曲線呈線性，層板沖擊后的剩余壓縮強(qiáng)度σr可通過其破壞載荷除以層板截面面積獲得。在4.45J/mm的沖擊能量下，層板剩余壓縮強(qiáng)度下降到無損層板強(qiáng)度的69%；在6.67J/mm沖擊能量下，層板剩余壓縮強(qiáng)度下降到無損層板強(qiáng)度的61%，沖擊能量越大，材料強(qiáng)度性能下降越多。

表2 T300/5405復(fù)合材料層板沖擊后壓縮實(shí)驗(yàn)結(jié)果

含沖擊損傷復(fù)合材料層板在面內(nèi)壓縮載荷作用下，試件破壞均起始于沖擊位置，該處會形成橢圓形凹坑，隨著載荷增大，橢圓形凹坑長軸會沿著垂直于加載方向變長，短軸幾乎不變。當(dāng)凹坑缺陷擴(kuò)展到一定程度時(shí)，層板內(nèi)會產(chǎn)生纖維斷裂以及分層直至試件破壞，圖5為含低速?zèng)_擊損傷試件壓縮破壞后的外觀圖。壓縮實(shí)驗(yàn)前，在試件表面垂直于載荷方向標(biāo)記初始損傷的位置，便于觀測缺陷擴(kuò)展情況，對比試件背面、正面以及側(cè)面照片，通過目視觀測，靠近沖擊背面部分層板在壓縮過程中彎曲撓度較大并形成鼓起曲面，此時(shí)試件背面出現(xiàn)子層屈曲現(xiàn)象，伴隨著載荷的增加，凸起曲面的范圍不斷向兩邊邊界延伸，部分層板脫層導(dǎo)致內(nèi)部分層損傷迅速擴(kuò)展，試件的最終失效模式為壓縮破壞，與文獻(xiàn)[15]中含孔復(fù)合材料層壓板的壓縮失效模式相似，失效主要有三種形式并出現(xiàn)在開孔位置：第一種為層板斷裂失效，第二種為層板之間出現(xiàn)擠壓變形導(dǎo)致失效，第三種為層板分層失效。

圖5 T300/5405層板壓縮破壞外觀圖(a)正面;(b)背面;(c)側(cè)面Fig.5 View of T300/5405 laminates after compression-failed(a)front face;(b)back face;(c)lateral face

3 復(fù)合材料層板沖擊后的壓-壓疲勞性能研究

3.1 疲勞壽命

表3 T300/5405層板沖擊后壓-壓疲勞壽命結(jié)果

圖6 T300/5405層板壓-壓疲勞損傷擴(kuò)展圖(a)0次循環(huán);(b)400000次循環(huán)Fig.6 Images of compression-compression fatigue damage propagation of T300/5405 laminates(a)0 cycle;(b)400000 cycles

圖7為復(fù)合材料層板分別受4.45，6.67J/mm能量沖擊后的壓-壓疲勞壽命S-N曲線，應(yīng)力與對數(shù)壽命近似呈線性關(guān)系，含沖擊損傷層板的疲勞壽命曲線與含孔復(fù)合材料層板的疲勞壽命S-N曲線[16]相似。對比兩者的壽命曲線，沖擊能量越大，應(yīng)力水平的改變對層板疲勞壽命的影響越大，此時(shí)層板的整體壽命較小。

圖7 T300/5405層板低速?zèng)_擊后壓-壓疲勞S-N曲線(a)4.45J/mm;(b)6.67J/mmFig.7 S-N curves of compression-compression fatigue of T300/5405 laminates after low-velocity impact(a)4.45J/mm;(b)6.67J/mm

3.2 疲勞損傷擴(kuò)展規(guī)律

含沖擊損傷復(fù)合材料層板在受到面內(nèi)壓-壓疲勞載荷作用時(shí)，正面可視損傷與內(nèi)部損傷擴(kuò)展如圖8所示。在疲勞實(shí)驗(yàn)過程中，試件表面從沖擊位置開始，正面出現(xiàn)一個(gè)近似圓形凹坑，背面出現(xiàn)由凸起而形成的曲面。由于沖擊凹坑邊緣存在著應(yīng)力集中，損傷起始于邊緣的縱向分層。隨著疲勞壽命的增加，沖擊區(qū)域的層板出現(xiàn)微屈曲，圓形凹坑逐漸向橢圓形轉(zhuǎn)變且長軸方向垂直于疲勞載荷方向(90°)，背面凸起曲面曲率也隨之增加。層板內(nèi)部損傷擴(kuò)展規(guī)律與含孔復(fù)合材料層板疲勞損傷擴(kuò)展規(guī)律[16]相似，內(nèi)部分層損傷沿著垂直于載荷方向擴(kuò)展，平行于載荷方向幾乎不擴(kuò)展，內(nèi)部損傷面積要大于外部可見損傷面積。不同能量沖擊后的層板在各應(yīng)力水平下的疲勞損傷擴(kuò)展規(guī)律相似。

圖9與圖10分別為T300/5405含沖擊損傷層板在壓-壓疲勞載荷作用下的損傷寬度和損傷面積變化規(guī)律。受不同能量沖擊后，層板的損傷寬度與疲勞壽命之間存在一定的關(guān)系，在較低應(yīng)力水平下，當(dāng)損傷寬度超過試件寬度的50%時(shí)，試件的剩余疲勞壽命不及總體壽命的1/10。基于實(shí)驗(yàn)現(xiàn)象和實(shí)驗(yàn)結(jié)果，可以說明沖擊損傷復(fù)合材料層板在壓-壓疲勞載荷下，無論是試件表面可視損傷還是內(nèi)部不可視損傷，其擴(kuò)展都經(jīng)歷了穩(wěn)定擴(kuò)展(Region A)和快速擴(kuò)展(Region B)兩個(gè)階段。擴(kuò)展速率隨著應(yīng)力水平的減小而減小，沖擊能量越大，疲勞損傷擴(kuò)展越快。分析變化規(guī)律曲線發(fā)現(xiàn)，損傷穩(wěn)定擴(kuò)展階段，層板強(qiáng)度性能下降較小，疲勞壽命約占整體壽命的80%；損傷快速擴(kuò)展階段，層板抗壓縮強(qiáng)度突然下降導(dǎo)致試件破壞，疲勞壽命約占整體壽命的20%。損傷面積的擴(kuò)展速率相對于損傷寬度較平緩一些，整個(gè)過程擴(kuò)展速率較穩(wěn)定，并沒有出現(xiàn)快速擴(kuò)展階段。可以看出，損傷面積擴(kuò)展速率與初始損傷面積以及應(yīng)力水平關(guān)系不是很大。對于初始損傷的復(fù)層材料層板而言，損傷寬度比損傷面積更適合用來描述其損傷擴(kuò)展?fàn)顩r。

3.3 壓-壓疲勞破壞

壓-壓疲勞實(shí)驗(yàn)中，試件在疲勞循環(huán)載荷作用下，沖擊位置損傷擴(kuò)展不會一開始就發(fā)生，此時(shí)試件表面凹坑只在初始損傷區(qū)域內(nèi)反復(fù)發(fā)生變形，并不會向垂直于載荷方向上擴(kuò)展，當(dāng)損傷累積到一定程度時(shí)才會發(fā)生擴(kuò)展。疲勞壽命前期分層損傷占主導(dǎo)地位，分層導(dǎo)致層間效應(yīng)的影響減小；臨近試件失效前，試件背面部分層板屈曲現(xiàn)象明顯，層內(nèi)出現(xiàn)纖維失效與基體失效。當(dāng)損傷累積、層板剛度下降、疲勞載荷三者達(dá)到平衡時(shí)，層板破壞。疲勞破壞形式(圖11)與靜壓縮實(shí)驗(yàn)相似，層板的最終失效模式為壓縮破壞而非失穩(wěn)破壞，且與初始損傷程度和應(yīng)力水平無關(guān)。

圖9 T300/5405層板在壓-壓疲勞載荷作用下?lián)p傷寬度變化規(guī)律(a)4.45J/mm;(b)6.67J/mmFig.9 Damage width variation of compression-compression fatigue of T300/5405 laminates(a)4.45J/mm;(b)6.67J/mm

圖10 T300/5405層板在壓-壓疲勞載荷作用下?lián)p傷面積變化規(guī)律Fig.10 Damage area variation of compression-compression fatigue of T300/5405 laminates

圖11 T300/5405層板疲勞破壞圖(a)正面;(b)背面Fig.11 Fatigue failure images of T300/5405 laminates(a)front face;(b)black face

4 結(jié)論

(1)低速?zèng)_擊會使得復(fù)合層板內(nèi)部出現(xiàn)基體開裂、纖維斷裂、層間分層等損傷，其損傷區(qū)域近似為圓形。沖擊能量越大，損傷程度越嚴(yán)重。

(2)含初始沖擊損傷的復(fù)合材料層板的疲勞S-N曲線中應(yīng)力與對數(shù)壽命近似呈線性關(guān)系。應(yīng)力水平較低時(shí)，層板疲勞壽命受初始損傷影響較大。在較低應(yīng)力水平下，當(dāng)初始沖擊損傷寬度在疲勞實(shí)驗(yàn)中擴(kuò)展超過50%板寬時(shí)，層板的剩余疲勞壽命不足總壽命的10%，此時(shí)層板失去承載能力。

(4)相對于損傷面積，損傷寬度更適合用來描述含低速?zèng)_擊損傷復(fù)合材料層板在壓-壓疲勞載荷下的損傷擴(kuò)展情況。

(5)含低速?zèng)_擊損傷層板的壓-壓疲勞破壞模式與靜壓縮破壞模式類似，其破壞的失效模式是損傷周圍的纖維屈曲使層板剛度下降導(dǎo)致壓縮破壞。

[1] RAMKUMAR R L.Effect of low-velocity impact damage on the fatigue behavior of graphite/epoxy laminates[J].ASTM,1983，116-135.

[2] DIGBY D S,GRAHAM D.Fatigue testing of impact-damaged T300/914 carbon-fiber-reinforced plastic[J].Composites Science and Technology,1999,60(3):379-389.

[3] MITROVIC M,HAHN H T,CARMAN G P,et al.Effect of loading parameters on the fatigue behavior of impact damaged composite laminates[J].Composites Science and Technology,1999,59(14):2059-2078.

[4] MELIN L G,SCHLN J.Buckling behavior and delamination growth in impacted composite specimens under fatigue load:an experimental study[J].Composites Science and Technology,2001,61(13):1841-1852.

[5] MELIN L G,SCHLN J,NYMAN T.Fatigue testing and buckling characteristics of impacted composite specimens[J].International Journal of Fatigue,2002,24(2-4):263-272.

[6] 朱煒垚,許希武.含低速?zèng)_擊損傷復(fù)合材料層合板剩余壓縮強(qiáng)度及疲勞性能試驗(yàn)研究[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào),2012,29(5):171-178.

ZHU W Y,XU X W.Experiment research on residual compressive strength and fatigue performance of composite laminates with low velocity impact damage[J].Acta Materiae Compositae Sinica,2012,29(5):171-178.

[7] TAI N H,YIP M C,LIN J L.Effects of low-energy impact on the fatigue behavior of carbon/epoxy composites[J].Composites Science and Technology,1998,58(1):1-8.

[8] TAI N H,MA C C M,LIN J M,et al.Effects of thickness on the fatigue-behavior of quasi-isotropic carbon/epoxy composites before and after low energy impacts[J].Composites Science & Technology,1999,59(11):1753-1762.

[9] 毛天祥,李春秀.帶圓孔玻璃/聚脂層板的疲勞損傷擴(kuò)展[J].復(fù)合材料學(xué)報(bào),1987,(4):61-66.

MAO T X,LI C X.Damage accumulation in GRP laminates with central hole under fatigue[J].Acta Materiae Compositae Sinica,1987,(4):61-66.

[10] 矯桂瓊.分層缺陷對復(fù)合材料層壓板疲勞性能的影響[J].機(jī)械強(qiáng)度,1998,20(2):142-144.

JIAO G Q.Influence of delamination flaw on fatigue behavior of composite laminates[J].Journal of Mechanical Strength,1988,20(2):142-144.

[11] HANSEN U.Damage Development in woven fabric composites during tension-tension fatigue[J].Journal of Composite Materials,1999,33(7):614-639.

[12] CHEN A S,ALMOND D P,HARRIS B.Impact damage growth in composites under fatigue conditions monitored by acoustography[J].International Journal of Fatigue,2002,24(2):257-261.

[13] WEN C,YAZDANI S.Anisotropic damage model for woven fabric composites during tension-tension fatigue[J].Composite Structures,2008,82(1):127-131.

[14] WISNOM M R,HALLETT S R.Scaling effects in notched composites[J].Journal of Composite Materials,2010,44(2):195-210.

[15] 魯國富,劉勇,張呈林.含孔復(fù)合材料層合板的疲勞壽命研究[J].機(jī)械科學(xué)與技術(shù),2010,29(5):684-689.

LU G F,LIU Y,ZHANG C L.A Study of the fatigue life of laminates composites with a hole[J].Mechanical Science and Technology for Aerospace Engineering,2010,29(5):684-689.

[16] 趙時(shí)熙,PRINZ R,GOETTING H C.含孔復(fù)合材料層板疲勞損傷擴(kuò)展的實(shí)驗(yàn)研究[J].航空學(xué)報(bào),1988,9(1):75-83.

ZHAO S X,PRINZ R,GOETTING H C.Experimental investigations on the damage growth of graphite/epoxy laminates with a hole under tension-compression fatigue[J].Acta Aeronautica et Astronautica Sinica,1988,9(1):75-83.

Fatigue Performance of Composite Laminates After Low-velocity Impact

LIANG Xiao-lin，XU Xi-wu，LIN Zhi-yu

(State Key Laboratory of Mechanics and Control of Mechanical Structures,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China)

Compression-compression fatigue tests were carried out on T300/5405 composite laminates after low-velocity impact, compression performance of the laminates with different impact damages was studied together with its fatigue life and damage propagation under different stress levels, then the effects of impact energy, stress level and damage propagation on fatigue life of laminates were discussed. The results indicate that impact damage can greatly reduce the residual strength of laminates; under low fatigue load levels, the higher impact energy is, the shorter the fatigue life of laminates with impact damage will be; damage propagation undergoes two stages during the fatigue test, namely the steady propagation and the rapid propagation, accounting for 80% and 20% of the overall fatigue life, respectively; damage propagation rate decreases with the reduction of stress level.

composite laminate;compression performance;damage propagation;fatigue life

10.11868/j.issn.1001-4381.2016.12.016

TB330.1

A

1001-4381(2016)12-0100-07

國家自然科學(xué)基金資助項(xiàng)目(11102082，11272146)

2014-08-30;

2016-08-22

許希武(1963-)，男，教授，博士生導(dǎo)師，從事飛行器結(jié)構(gòu)完整性評定技術(shù)和計(jì)算力學(xué)等領(lǐng)域的研究工作，聯(lián)系地址：江蘇省南京市御道街29號南京航空航天大學(xué)297信箱(210016)，E-mail:xwxu@nuaa.edu.cn