胡美琪，孫寶忠，顧伯洪

（東華大學(xué)，上海 201620）

三維編織復(fù)合材料是以二步法或四步法編織技術(shù)形成的預(yù)成型體，作為增強(qiáng)結(jié)構(gòu)經(jīng)固化形成的剛性復(fù)合材料[1–2]，不僅具有高沖擊損傷容限和近凈成形等優(yōu)點(diǎn)[3–4]，還有良好的結(jié)構(gòu)完整性和設(shè)計(jì)靈活性，目前已成為航空航天、生物醫(yī)學(xué)、交通運(yùn)輸、防彈防護(hù)等傳統(tǒng)和新興工程領(lǐng)域的重要結(jié)構(gòu)材料[5–12]。但在上述領(lǐng)域的應(yīng)用中，復(fù)合材料不可避免地受到高溫環(huán)境和多次沖擊載荷的影響，并伴有結(jié)構(gòu)損傷和失效的風(fēng)險(xiǎn)。為了保證編織復(fù)合材料在服役過程中的安全性和可靠性，研究復(fù)合材料在單次和多次沖擊損傷下的內(nèi)部損傷分布以及高溫作用下的熱力耦合失效機(jī)理，對(duì)優(yōu)化材料設(shè)計(jì)具有重要意義。

目前，針對(duì)三維編織復(fù)合材料靜態(tài)、動(dòng)態(tài)的力學(xué)性能已有較多研究，主要集中于拉伸[13]、彎曲[14]以及單個(gè)沖擊波下壓縮[15–17]、剪切響應(yīng)[18–20]，對(duì)多個(gè)沖擊波下橫向沖擊瞬態(tài)變形和破壞損傷行為研究較少，且很少有結(jié)合高速攝影機(jī)記錄變形和損傷的情況，以及從微觀結(jié)構(gòu)層面揭示其在各個(gè)時(shí)間步長的損傷機(jī)理。紡織復(fù)合材料的沖擊損傷破壞機(jī)理和熱力耦合性能是近年來研究的熱點(diǎn)，從試驗(yàn)測(cè)試和數(shù)值模擬兩方面研究力學(xué)性能、溫度效應(yīng)和熱力耦合機(jī)制。對(duì)紡織復(fù)合材料的熱力學(xué)性能研究主要集中在不同溫度下的力學(xué)性能測(cè)試，包括低速?zèng)_擊[21]、高速?zèng)_擊壓縮[22–25]、彎曲[17，26–30]、拉伸測(cè)試[31]等，建立熱力耦合本構(gòu)模型研究三維編織復(fù)合材料在高速?zèng)_擊壓縮過程中的溫度效應(yīng)[32–34]和應(yīng)變率效應(yīng)[35]，并發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料在機(jī)械加載過程中的損傷演化和破壞機(jī)制。目前對(duì)紡織復(fù)合材料熱力耦合響應(yīng)分析的研究還主要停留在宏觀層面，只能反映復(fù)合材料的宏觀性能，而沒有考慮三維編織復(fù)合材料在多次沖擊加載下的溫度效應(yīng)，更鮮少涉及復(fù)合材料沖擊破壞過程中的熱力耦合效應(yīng)。上述研究制約了三維編織復(fù)合材料構(gòu)件在多次沖擊和高溫環(huán)境下使用和服役可靠性的準(zhǔn)確評(píng)估，因此有必要研究三維編織復(fù)合材料在單次和多次應(yīng)力波加載下的熱力耦合響應(yīng)失效機(jī)制。

本文建立三維編織復(fù)合材料的細(xì)觀結(jié)構(gòu)幾何模型，結(jié)合材料延性破壞和剪切破壞準(zhǔn)則，以及熱力耦合本構(gòu)關(guān)系，在細(xì)觀結(jié)構(gòu)層面通過有限元方法計(jì)算三維編織復(fù)合材料在不同環(huán)境溫度下橫向沖擊變形破壞和能量吸收，分析單次與多次沖擊變形發(fā)展過程中復(fù)合材料局部沖擊損傷的生成和擴(kuò)展過程，與試驗(yàn)所得高速攝影結(jié)果比較，揭示了復(fù)合材料應(yīng)力波沖擊次數(shù)和環(huán)境溫度對(duì)局部沖擊損傷的影響規(guī)律和熱力耦合機(jī)理。

1 材料與方法

1.1 材料制備

本文研究對(duì)象為三維四向編織碳纖維增強(qiáng)環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料，其中增強(qiáng)相為T700–12K碳纖維束 （日本東麗公司Toray?），基體為JA–02A/JC–02B型環(huán)氧樹脂 （江蘇常熟佳發(fā)化學(xué)責(zé)任有限公司）。采用四步法1×1編織工藝織造三維編織預(yù)成型體，編織紗排列為21×5，編織角為20°（圖1（a））。利用真空輔助樹脂傳遞模塑 （Vacuum assisted resin transfer molding, VARTM）技術(shù)制備復(fù)合材料，固化裝置如圖1（b）所示，固 化 條 件 為： 90 ℃/2 h，110 ℃/1 h，130 ℃/4 h。表1[36]為碳纖維束和環(huán)氧樹脂的力學(xué)參數(shù)。三維編織復(fù)合材料試件的平均厚度為5.5 mm，平均寬度為27.4 mm，長度為150.0 mm，線密度為1.45 g/mm，通過馬弗爐燃燒法測(cè)定纖維體積分?jǐn)?shù)為27.7%。

表1 碳纖維和環(huán)氧樹脂的力學(xué)參數(shù)（來源于材料供應(yīng)商）[36]Table 1 Mechanical parameters of carbon fiber and epoxy resin (provided by material suppliers)[36]

圖1 三維編織復(fù)合材料梁的制備Fig.1 Fabrication of 3D braided composite beams

1.2 試驗(yàn)方法

采用帶有自主設(shè)計(jì)加熱裝置的改進(jìn)型分離式霍普金森壓桿 （Split Hopkinson pressure bar，SHPB）和高速攝影系統(tǒng)測(cè)試三維編織復(fù)合材料在不同環(huán)境溫度下的多次橫向沖擊試驗(yàn)。高速攝影系統(tǒng)由一臺(tái)i–SPEED 716型高速攝影機(jī) （IX Cameras Ltd., 英國）和兩個(gè)光源組成，用于記錄試件在沖擊加載過程中的損傷變形過程，頻率為50000幀/s，最大分辨率為2048像素×1536像素。高溫沖擊測(cè)試前，按照GB/T9979—2005標(biāo)準(zhǔn) （纖維增強(qiáng)塑料高低溫力學(xué)性能試驗(yàn)準(zhǔn)則）將試件在高溫裝置中保溫20 min，同時(shí)為避免桿內(nèi)溫度梯度場(chǎng)影響應(yīng)力波傳播，需將入射桿移出加熱箱，加熱結(jié)束后立即進(jìn)行沖擊試驗(yàn)以免熱量損失。試驗(yàn)條件：沖擊氣壓為0.6 MPa，溫度為室溫25 ℃和210 ℃。相同條件下重復(fù)測(cè)試3次，避免個(gè)別樣本偏差。當(dāng)復(fù)合材料的使用溫度接近玻璃化轉(zhuǎn)變溫度時(shí)，由于絕熱溫升效應(yīng)會(huì)使復(fù)合材料局部溫度升高超過玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，研究玻璃化轉(zhuǎn)變溫度以上的環(huán)境溫度對(duì)工程結(jié)構(gòu)整體性同樣具有重要價(jià)值。

圖2為改進(jìn)型分離式霍普金森壓桿的原理示意圖及橫向沖擊試驗(yàn)裝置圖。撞擊桿撞擊入射桿時(shí)產(chǎn)生彈性應(yīng)力波，從入射桿傳播到與試件的接觸面時(shí)，應(yīng)力波一部分穿過試件，產(chǎn)生第1個(gè)沖擊脈沖；另一部分反射回入射桿。當(dāng)反射應(yīng)力波到達(dá)入射桿的另一個(gè)自由面時(shí)，衰減的應(yīng)力波再次被反射，傳播到入射桿和試件之間的接觸面，并再次分成兩部分。該過程反復(fù)持續(xù)，直到?jīng)_擊能量被完全吸收和消散。彈性波多次反射，對(duì)試件造成多次沖擊。在本文所選擇的試驗(yàn)條件下，所有試件均在前4個(gè)沖擊循環(huán)達(dá)到最終的損傷形態(tài)，沖擊循環(huán)繼續(xù)增加損傷模式不再改變，因此本文選取前4個(gè)沖擊循環(huán)。沖擊載荷P、位移μ、能量吸收W以及波速C0為

圖2 橫向沖擊試驗(yàn)裝置圖及SHPB的原理示意圖Fig.2 Sketch and principle of SHPB and setup for transverse impact test

式中，εI（t）和εR（t）分別表示應(yīng)變片記錄的入射和反射脈沖信號(hào)；A表示桿的橫截面積；E和ρ分別表示桿的彈性模量和密度；t表示時(shí)間增量步。

2 有限元模型

本文提出一種多尺度建模方案來模擬三維四向編織復(fù)合材料的橫向沖擊損傷行為，如圖3所示。纖維束是由數(shù)千根碳纖維被樹脂浸漬而成，其橫截面理想化為正六邊形，根據(jù)浸漬紗線形態(tài)建立微觀尺度單胞，計(jì)算碳纖維束在不同環(huán)境溫度下的力學(xué)參數(shù)，如表2所示[36]，并將這些結(jié)果輸入到細(xì)觀尺度單胞模型當(dāng)中。三維編織復(fù)合材料預(yù)制件有3種單胞：內(nèi)單胞、面單胞和角單胞，作為周期分量向徑向和軸向集成中觀尺度模型，利用計(jì)算機(jī)輔助工程（CAE）軟件CATIA V5R20建立三維編織復(fù)合材料全尺寸細(xì)觀結(jié)構(gòu)幾何模型，表面編織角為20°；在商用軟件Abaqus中建立橫向沖擊測(cè)試模型進(jìn)行有限元計(jì)算，Abaqus軟件包在Linux平臺(tái)上運(yùn)行，網(wǎng)格分布如圖4所示。因?yàn)樘祭w維是溫度不敏感材料，不考慮其絕熱溫升，因此編織紗和入射桿采用線性六面體網(wǎng)格，而環(huán)氧樹脂采用耦合溫度–位移的線性四面體網(wǎng)格。復(fù)合材料梁的兩端固定位移和轉(zhuǎn)動(dòng) （各25 mm），入射桿只有沿沖擊方向的位移，在入射桿末端面輸入應(yīng)力波。

圖4 三維編織復(fù)合材料有限元模型及網(wǎng)格分布Fig.4 Finite element model and mesh distribution of three-dimensional braided composites

表2 碳纖維束在不同溫度下的力學(xué)參數(shù)[36]Table 2 Mechanical parameters of carbon fiber bundles at different temperatures[36]

圖3 編織復(fù)合材料多尺度幾何結(jié)構(gòu)示意圖Fig.3 Schematic diagram of multi-scale geometric structure of braided composite material

將代表纖維束的編織紗線看作為橫觀各向同性單向復(fù)合材料，纖維束在屈服之前服從胡克定律，塑性行為由希爾各向異性塑性模型[37–38]定義。環(huán)氧樹脂被認(rèn)為是各向同性材料，采用胡克定律、J2各向同性硬化塑性理論和馮米塞斯屈服準(zhǔn)則[37，39–40]定義其彈塑性行為。利用剪切準(zhǔn)則和韌性準(zhǔn)則[41]模擬三維編織復(fù)合材料橫向沖擊損傷破壞過程。損傷起始后，材料剛度按照指定的損傷演化規(guī)律[40]逐漸降低。

模擬復(fù)合材料在橫向沖擊載荷作用下的損傷過程還需考慮纖維束與基體間的界面損傷。界面脫黏是復(fù)合材料沖擊損傷過程中不可忽視的組成部分。采用基于表面接觸模型的黏結(jié)區(qū)域模型 （Cohesive zone model，CZM）表征纖維束與基體之間的界面。入射桿和復(fù)合材料間的接觸采用“少摩擦”和“硬接觸”。

當(dāng)應(yīng)力分析依賴于溫度分布，溫度分布依賴于應(yīng)力狀態(tài)時(shí)，需要做完全耦合的熱應(yīng)力分析。絕熱熱應(yīng)力分析通常用于模擬包含大量非彈性應(yīng)變的高速加載過程，由于材料的溫度特性，由復(fù)合材料變形引起的材料升溫是一個(gè)重要的影響因素。在沖擊過程中，由于材料的非彈性變形產(chǎn)生塑性功被熱耗散，導(dǎo)致顯著溫升，進(jìn)而改變材料的性能。當(dāng)流動(dòng)應(yīng)力被溫升降低時(shí)，溫升會(huì)引起熱膨脹和局部變形。在這種情況下，必須同時(shí)獲得熱解和應(yīng)力解。因此，每個(gè)增量步結(jié)束時(shí)的溫度為[36，42]

式中，η是非彈性熱分?jǐn)?shù)；n是流動(dòng)方向；εpl是塑性應(yīng)變標(biāo)量度量；ρ是材料密度；C是比熱；σ是應(yīng)力分量。

由于纖維束與基體的熱膨脹系數(shù)不同，使得復(fù)合材料在溫度場(chǎng)作用下不能自由膨脹。由此產(chǎn)生熱應(yīng)變和熱應(yīng)力，表示為

式中，θ、θ0和θI分別代表當(dāng)前溫度、參考溫度和初始溫度；fη和fηI是場(chǎng)變量的當(dāng)前值和初始值；C（T）是材料在溫度T時(shí)的剛度矩陣。

3 結(jié)果與討論

3.1 試驗(yàn)分析

圖5（a）顯示編織角為20°的三維四向編織復(fù)合材料在0.6 MPa沖擊氣壓下和環(huán)境溫度為室溫25 ℃和210 ℃下的載荷–位移歷史?？梢姡海?）隨著沖擊循環(huán)次數(shù)的增加，載荷峰值逐漸減小。這是因?yàn)楫?dāng)應(yīng)力波到達(dá)入射桿與試件的界面時(shí)，一部分應(yīng)力波穿過試件，另一部分反射回入射桿，沖擊能量一部分被復(fù)合材料吸收，另一部分轉(zhuǎn)化為熱能，能量在沖擊循環(huán)過程中被逐漸耗散，從而使載荷峰值逐漸降低； （2）發(fā)現(xiàn)載荷峰值隨環(huán)境溫度的升高而降低，同時(shí)位移略有增加。這與編織復(fù)合材料在高溫下性能減弱有關(guān)。隨著溫度的升高，環(huán)氧樹脂物理性質(zhì)減弱，變得柔軟，復(fù)合材料韌性增強(qiáng)。環(huán)氧樹脂的儲(chǔ)能模量從室溫時(shí)的2400 MPa逐漸下降到210 ℃時(shí)的20 MPa，而編織復(fù)合材料中的碳纖維束儲(chǔ)能模量則從161.72 GPa逐漸下降到161.01 GPa。此外，環(huán)氧樹脂和碳纖維熱膨脹系數(shù)之間的明顯差異也是導(dǎo)致載荷峰值降低的重要因素。

圖5（b）的位移歷史曲線反映出三維編織復(fù)合材料的橫向變形過程。兩條曲線表現(xiàn)出相同的趨勢(shì)，即開始時(shí)位移隨時(shí)間變化線性上升，在彈性應(yīng)力波反射回入射桿的過程中時(shí)，位移保持不變。隨著溫度升高，位移略有增加。

圖5（c）給出三維四向編織復(fù)合材料在不同溫度下的變形損傷過程，并對(duì)比高速攝影照片和有限元模擬圖。試驗(yàn)結(jié)果和有限元分析結(jié)果在載荷和位移方面吻合較好，表明溫度場(chǎng)下的細(xì)觀結(jié)構(gòu)有限元模型能夠較好地預(yù)測(cè)編織復(fù)合材料的橫向沖擊變形結(jié)果。室溫下，在第2個(gè)沖擊循環(huán)中環(huán)氧樹脂發(fā)生沿編織角方向的脆性開裂；在第3個(gè)沖擊循環(huán)中復(fù)合材料脆性損傷明顯，沖擊面樹脂粉碎飛濺，沖擊面部分纖維束斷裂；在第4個(gè)沖擊循環(huán)時(shí)紗線斷裂，試件完全失效。但環(huán)境溫度升高至210 ℃后，樹脂產(chǎn)生韌性損傷且最終碎裂成粉末狀，試件發(fā)生明顯的韌性變形，由于20°編織角結(jié)構(gòu)過于松散（大編織角試件參見過去的研究[36，42–43]），紗線的致密程度不足以承受高溫下0.6 MPa氣壓的橫向沖擊，因此試件在210 ℃高溫下同樣失效。但不同于試件在常溫下的脆性斷裂，樹脂在高溫下性能減弱會(huì)影響復(fù)合材料的破壞模式，尤其是在遠(yuǎn)高于玻璃化轉(zhuǎn)變溫度[36]的210 ℃高溫下，環(huán)氧樹脂幾乎不能承受載荷，完全依靠增強(qiáng)體來抵抗變形，紗線無斷裂，纖維與樹脂在高溫下的界面發(fā)生弱化脫黏，環(huán)氧樹脂物理性質(zhì)嚴(yán)重減弱，試件最終發(fā)生韌性失效。

圖5 前4個(gè)沖擊波不同溫度下試件的橫向沖擊變形過程Fig.5 Transverse impact deformation process of specimen under different temperatures of the first four shock waves

能量吸收是評(píng)價(jià)復(fù)合材料承受沖擊能力的一個(gè)重要指標(biāo)[44]。如圖6所示，隨著環(huán)境溫度的升高，復(fù)合材料的能量吸收逐漸減小。能量吸收可通過式 （3）計(jì)算得到，溫度的升高影響復(fù)合材料的力學(xué)性能，進(jìn)而影響其能量吸收。很明顯，不同環(huán)境溫度下第1個(gè)沖擊循環(huán)的能量吸收均最大，隨著沖擊循環(huán)次數(shù)的增加，能量吸收逐漸降低。這是由于部分能量被材料吸收轉(zhuǎn)化為變形能和熱能，而另一部分能量被入射桿吸收并逐漸耗散。

圖6 能量吸收Fig.6 Energy absorption

3.2 常溫與高溫下單次與多次沖擊的應(yīng)力分布

圖7（a）為室溫25 ℃下三維編織復(fù)合材料受單次和多次應(yīng)力波沖擊的橫截面和增強(qiáng)體應(yīng)力分布圖。當(dāng)應(yīng)力波傳遞到復(fù)合材料表面時(shí)，最大應(yīng)力集中從沖擊點(diǎn)處開始沿沖擊方向擴(kuò)展，形成“X”形應(yīng)力分布，在第1個(gè)沖擊循環(huán)結(jié)束時(shí)，入射桿對(duì)復(fù)合材料沖擊面作用產(chǎn)生的壓縮應(yīng)力導(dǎo)致樹脂碎裂，受沖頭形狀影響形成半圓形的碎裂面，表面紗線暴露與入射桿直接接觸，同時(shí)可以觀察到背部的表面紗線此時(shí)已承受較大的應(yīng)力載荷；在第2個(gè)沖擊循環(huán)結(jié)束時(shí)，隨著試件的位移逐漸增加，背面的拉伸變形逐漸增大，形成應(yīng)力集中點(diǎn)，由此產(chǎn)生拉伸應(yīng)力導(dǎo)致樹脂開裂以及部分纖維斷裂；在第3個(gè)沖擊循環(huán)時(shí)，紗線斷裂且試件已完全失效。試驗(yàn)表明，在單次應(yīng)力波加載下沖擊面的壓縮應(yīng)力大于背部的拉伸應(yīng)力，而在多次應(yīng)力波加載下，隨著試件變形背部的拉伸應(yīng)力逐漸增大，大于沖擊面的壓縮應(yīng)力。

但是在210 ℃高溫下，環(huán)氧樹脂的物理性質(zhì)發(fā)生明顯改變，使得試件韌性增強(qiáng)，樹脂可以承受更大變形而不開裂破壞 （圖7（b）），因此復(fù)合材料沖擊面并沒有因入射桿撞擊而直接碎裂，而是產(chǎn)生韌性變形向沖擊方向凹陷。隨著沖擊循環(huán)增加，試件變形逐漸增大，背部的拉伸應(yīng)力導(dǎo)致樹脂韌性開裂，但增強(qiáng)體依然承受載荷，發(fā)生進(jìn)一步拉伸變形，紗線并未斷裂失效。說明高溫下試件背面的拉伸應(yīng)力大于沖擊面的壓縮應(yīng)力，使得高溫下試件損傷從背面起始，而室溫下是在沖擊面起始。

圖7 不同溫度下三維編織復(fù)合材料橫截面和增強(qiáng)體的應(yīng)力分布Fig.7 Cross section of 3D braided composite material and stress distribution of reinforcement at different temperatures

3.3 常溫與高溫下單次與多次沖擊的絕熱溫升分布

三維編織復(fù)合材料在沖擊加載下由局部絕熱剪切產(chǎn)生熱力耦合效應(yīng)，圖8為試件在不同環(huán)境溫度下受單次和多次應(yīng)力波沖擊的絕熱溫升分布圖。室溫下絕熱溫升集中在試件斷裂處，在單次沖擊波作用下絕熱溫升集中在環(huán)氧樹脂因壓縮應(yīng)力導(dǎo)致的沖擊面碎裂處，而在多次沖擊波作用下，最大絕熱溫升集中在拉伸應(yīng)力導(dǎo)致的樹脂開裂處；而高溫下復(fù)合材料韌性增強(qiáng)，基體與增強(qiáng)體熱膨脹系數(shù)的差異導(dǎo)致環(huán)氧樹脂和紗線相互擠壓，絕熱溫升分布受編織結(jié)構(gòu)的影響，表面呈散點(diǎn)狀分布，在單次沖擊波作用下絕熱溫升集中從沖擊面逐漸向試件內(nèi)部擴(kuò)散。而在多次沖擊波作用下，最大絕熱溫升沿沖擊方向貫穿試件內(nèi)部，但溫度升高跨度遠(yuǎn)小于室溫下的溫升跨度。高溫區(qū)域樹脂的應(yīng)力和模量降低，界面黏結(jié)強(qiáng)度降低，使得塑性功減小，進(jìn)而導(dǎo)致溫升下降。材料的熱應(yīng)力受環(huán)境溫度影響，絕熱溫升又受材料應(yīng)力影響，形成封閉的熱力耦合循環(huán)。此外，試件背面開裂路徑并非平行于沖擊方向，而是受增強(qiáng)體編織結(jié)構(gòu)影響，沿阻力最小的路徑擴(kuò)展。

圖8 不同溫度下三維編織復(fù)合材料基體及其縱截面的絕熱溫升分布Fig.8 Adiabatic temperature rise distribution of 3D braided composite matrix and its longitudinal section at different temperatures

4 結(jié)論

利用試驗(yàn)和有限元方法研究三維編織復(fù)合材料在單次和多次沖擊波加載下?lián)p傷的溫度效應(yīng)，得出以下結(jié)論。

（1）在單次應(yīng)力波加載下復(fù)合材料沖擊面的壓縮應(yīng)力大于背部的拉伸應(yīng)力，而在多次應(yīng)力波加載時(shí)背部的拉伸應(yīng)力大于沖擊面的壓縮應(yīng)力。

（2）室溫25 ℃時(shí)，復(fù)合材料的絕熱溫升集中在壓縮應(yīng)力導(dǎo)致的沖擊碎裂面和拉伸應(yīng)力導(dǎo)致的斷裂面，而在高溫210 ℃時(shí)，由于熱膨脹系數(shù)的差異導(dǎo)致絕熱溫升集中在基體和增強(qiáng)體相互擠壓處，最大絕熱溫升呈散點(diǎn)狀分布。

（3）復(fù)合材料在沖擊加載下局部絕熱剪切導(dǎo)致局部溫升，溫升將影響基體力學(xué)性質(zhì)和復(fù)合材料整體抗沖擊性質(zhì)，這種熱力耦合效應(yīng)是影響復(fù)合材料沖擊破壞的重要因素。

根據(jù)以上研究結(jié)果，優(yōu)化編織復(fù)合材料在室溫和高溫下的抗沖擊性能，為設(shè)計(jì)航空航天、高速車輛和其他抗沖擊領(lǐng)域的編織復(fù)合材料工程結(jié)構(gòu)奠定了基礎(chǔ)。