黃成航， 沈宇平， 李向前， 王永剛， 潘殿坤， 伍章明

(1.寧波大學(xué) 沖擊與安全工程教育部重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，浙江 寧波 315211; 2.中國(guó)航發(fā)商用航空發(fā)動(dòng)機(jī)有限責(zé)任公司，上海 200241)

在過(guò)去的幾十年中，聚合物基復(fù)合材料由于其高比強(qiáng)度、比模量和優(yōu)異的物理力學(xué)性能在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的使用比例得到了不斷的增加。如今，在最新一代的商用飛機(jī)中，復(fù)合材料的用量占全機(jī)結(jié)構(gòu)重量比例達(dá)53%[1]。為了減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量，降低生產(chǎn)成本，各航空公司都將先進(jìn)的纖維增強(qiáng)樹(shù)脂復(fù)合材料應(yīng)用到航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的諸多部件中，如外涵機(jī)匣、風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片、包容機(jī)匣[2-3]。鑒于復(fù)合材料在航空航天領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用，有必要對(duì)目前飛機(jī)中常用復(fù)合材料層合板的吸能機(jī)理和損傷模式等采用多種手段進(jìn)行研究。

復(fù)合材料元件的細(xì)觀吸能機(jī)理包括：纖維斷裂、纖維屈曲、基體開(kāi)裂、基體壓碎和分層等。而復(fù)合材料構(gòu)件在宏觀上的破壞模式正是由以上這些細(xì)觀尺度的損傷、斷裂共同作用的結(jié)果[4-5]。當(dāng)制備工藝、材料以及結(jié)構(gòu)形式等發(fā)生變化時(shí)，復(fù)合材料元件的軸向壓潰破壞模式也有所不同。因此，至今還沒(méi)有形成統(tǒng)一的關(guān)于復(fù)合材料元件軸向壓潰宏觀破壞模式方法的描述。目前，學(xué)者們使用了許多不同的方式描述復(fù)合材料元件的不同宏觀破壞模式。Mamalis等[6]在其經(jīng)典文獻(xiàn)中將破壞模式分為了三種：漸進(jìn)壓潰模式(I型)、非穩(wěn)態(tài)脆性斷裂模式(II型)及漸進(jìn)屈曲模式(III型)。Hull等[7]通過(guò)對(duì)大量不同復(fù)合材料的研究，將漸進(jìn)壓潰模式再一次細(xì)分為張開(kāi)型模式(splaying mode)和碎裂型模式(fragmentation mode)，前一種模式的主要特征是出現(xiàn)層間裂紋、層內(nèi)裂紋以及纖維平行方向裂紋，層束在壓潰過(guò)程中基本不斷裂，碎裂型模式的特征為出現(xiàn)層間裂紋和縱向裂紋擴(kuò)展，材料出現(xiàn)碎裂。Farley等[8]通過(guò)大量的試驗(yàn)研究，將穩(wěn)態(tài)壓潰的破壞模式歸納為三類(lèi)：橫向剪切壓潰模式、層束彎曲壓潰模式及局部屈曲壓潰模式。其中橫向剪切模式和層束彎曲模式分別對(duì)應(yīng)于Hull的張開(kāi)型模式和碎裂型模式。張平等[9]將細(xì)觀破壞形式在宏觀上的表現(xiàn)總結(jié)為四種：分瓣破壞、局部屈曲、塊狀斷裂和突發(fā)破壞。這四種宏觀破壞模式的形式與前面學(xué)者提到的諸多破壞模式基本一致。事實(shí)上，大多數(shù)復(fù)合材料元件的端部壓潰過(guò)程由上述多種破壞模式組合而成。

目前，端部壓潰試驗(yàn)主要應(yīng)用于結(jié)構(gòu)耐撞性的研究，過(guò)去大多數(shù)研究對(duì)象為方管、圓管、波紋板等自支撐結(jié)構(gòu)。Palanivelu等[10]為了研究厚度/直徑比及不同構(gòu)型對(duì)復(fù)合材料管失效過(guò)程及吸能特性影響，對(duì) 9 種不同構(gòu)型的玻璃纖維/聚酯樹(shù)脂管進(jìn)行了準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰試驗(yàn)，研究結(jié)果表明不同的厚度/直徑比會(huì)導(dǎo)致不同的破壞模式。牟浩蕾等[11]、解江等[12-13]對(duì)復(fù)合材料方管和圓管進(jìn)行準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰試驗(yàn)，研究了不同鋪層順序以及纖維鋪層角度對(duì)復(fù)合材料管件軸向壓潰吸能特性的影響，結(jié)果表明不同鋪層方式的復(fù)合材料圓管和方管壓潰破壞模式差異較大，通過(guò)合理設(shè)計(jì)可以改變復(fù)合材料管件結(jié)構(gòu)的破壞模式同時(shí)隨著纖維鋪層角度的增大，比吸能先增大后減小。龔俊杰[14]、黃建城等[15]對(duì)復(fù)合材料波紋梁元件進(jìn)行了軸向壓潰試驗(yàn)研究，較詳細(xì)的總結(jié)和闡述了元件的宏觀和細(xì)觀破壞形式，并研究了多種不同薄弱環(huán)節(jié)對(duì)準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓潰過(guò)程中復(fù)合材料圓管及波紋梁吸能能力的影響，結(jié)果表明外倒角、內(nèi)倒角、花冠型以及端部開(kāi)縫等薄弱環(huán)節(jié)都能有效引發(fā)初始失效從而形成壓潰區(qū)，使得試件可以穩(wěn)定漸進(jìn)壓潰。復(fù)合材料圓管、方管和波紋梁是自支撐結(jié)構(gòu)，并且構(gòu)造簡(jiǎn)單，制造方便，一直以來(lái)都是復(fù)合材料耐撞性研究的主要對(duì)象。目前只有非常少數(shù)的文獻(xiàn)對(duì)非管狀元件進(jìn)行研究，一方面，是因?yàn)閷?duì)平板試件進(jìn)行研究，需配備復(fù)雜且昂貴的防失穩(wěn)試驗(yàn)夾具。另一方面，對(duì)平板試件的耐撞性研究具有重要的意義和科研價(jià)值，尤其在機(jī)匣包容性、汽車(chē)碰撞等被動(dòng)安全研究領(lǐng)域都需要對(duì)這種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的平板試件進(jìn)行相關(guān)的靜態(tài)端部壓潰行為研究。Dubey等[16]指出，在材料、鋪層設(shè)計(jì)和厚度都相同的情況下，平板試件的破壞模式與圓管試件相似，但是由于兩者的曲率半徑相差很大，難以建立某種定量關(guān)系表征它們的吸能特性。

本文采用準(zhǔn)靜態(tài)軸向壓縮的方式對(duì)復(fù)合材料層板的端部壓潰行為進(jìn)行試驗(yàn)研究。試驗(yàn)從幾何尺寸、鋪層設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)缺陷(觸發(fā)角)以及固化工藝等四個(gè)方面對(duì)T800復(fù)合材料層合板進(jìn)行多角度的端部壓潰試驗(yàn)研究，每個(gè)方面的不同變量均采用多個(gè)試件進(jìn)行試驗(yàn)保證試驗(yàn)的可靠性。在對(duì)復(fù)合材料層板力學(xué)性能研究的基礎(chǔ)上，分析復(fù)合材料層板的宏觀破壞模式及破壞吸能機(jī)理，以期本研究可以增加對(duì)目前航空發(fā)動(dòng)機(jī)常用復(fù)合材料的吸能和損傷模式的進(jìn)一步的理解和認(rèn)識(shí)。

1 試驗(yàn)準(zhǔn)備

1.1 樣件制備

本研究采用T800復(fù)合材料層合板作為試驗(yàn)樣件,通過(guò)手工鋪層和熱壓罐工藝制備，固化溫度為120 ℃。固化完成后利用金剛石砂輪片對(duì)上述試件按照測(cè)試需求進(jìn)行分切，隨后使用EA7000環(huán)氧樹(shù)脂膠膜進(jìn)行加強(qiáng)片粘接。復(fù)合材料力學(xué)性能試驗(yàn)樣件分為兩種不同長(zhǎng)度、三種不同厚度、兩種不同鋪層順序、兩種觸發(fā)方式以及五種不同膠結(jié)壓力，如表1所示。

表1 復(fù)合材料層合板試驗(yàn)樣件Tab.1 Composite laminated test samples

其中復(fù)合材料層合板的幾何尺寸如圖1(a)所示。在試驗(yàn)樣件的一端處粘貼77 mm長(zhǎng)、1 mm厚的纖維增強(qiáng)塑料板作為加強(qiáng)片。觸發(fā)角位于端部沿厚度方向呈45°倒角，如圖1(b)所示。

(a) 幾何尺寸

(b) 45°觸發(fā)角圖1 單向?qū)雍习鍓簼⒃囼?yàn)樣件及觸發(fā)角Fig.1 Schematic diagram of unidirectional laminate collapse test sample and trigger angle

2 試驗(yàn)方案

試驗(yàn)采用MTS液壓拉伸機(jī)，最大加載能力250 kN，靜態(tài)試驗(yàn)精度可采用力、位移兩種控制模式。由于矩形平板結(jié)構(gòu)試件在壓潰過(guò)程中可能會(huì)發(fā)生屈曲失穩(wěn)破壞，為防止這種現(xiàn)象，需對(duì)試件施加一定的邊界約束，因此本文采用了德國(guó)Zwick/Roell公司生產(chǎn)的壓縮測(cè)試工裝作為夾持工具，工裝由上下兩個(gè)壓盤(pán)，轉(zhuǎn)接件以及夾持試件的夾具三部分組成，壓盤(pán)與試驗(yàn)設(shè)備的連接由轉(zhuǎn)接件完成，試驗(yàn)中將夾具底部的小圓柱與下壓盤(pán)貼合即可對(duì)準(zhǔn)同軸度，并參照ASTM-D695《Standard Test Method for Compressive Properties of Rigid Plastics》對(duì)試件進(jìn)行壓潰試驗(yàn)，壓縮測(cè)試工裝實(shí)物如圖2所示。

(a)

(b)圖2 壓縮測(cè)試工裝Fig.2 Compression test kit

試驗(yàn)時(shí)將試件放置在壓縮夾具的夾片之間，將其長(zhǎng)軸的中心線與柱塞的中心線對(duì)齊，并確保其末端試樣與下壓盤(pán)表面平行。給試驗(yàn)機(jī)輸入一個(gè)約50 N的預(yù)緊力，運(yùn)行設(shè)備使壓盤(pán)移動(dòng)至與試件端部剛好接觸。試驗(yàn)中軸壓加載速率為1.6 mm/min，環(huán)境溫度為室溫。通過(guò)試驗(yàn)機(jī)系統(tǒng)可獲得載荷-位移曲線。試件壓潰位移默認(rèn)為8 mm，部分試驗(yàn)在載荷到達(dá)初始峰值后的下降段停止試驗(yàn)，收集相關(guān)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，并繪制每次試驗(yàn)的載荷-位移曲線，計(jì)算其壓縮強(qiáng)度，對(duì)比分析得出端部壓潰下復(fù)合材料層板的壓縮力學(xué)性能。

3 試驗(yàn)現(xiàn)象與試驗(yàn)結(jié)果分析

3.1 失效模式與失效機(jī)理分析

在端部壓潰的試驗(yàn)研究中，觸發(fā)角的引入對(duì)試驗(yàn)結(jié)果以及試驗(yàn)過(guò)程中試件的破壞模式有很大的影響。復(fù)合材料平板與含45°觸發(fā)角復(fù)合材料層合板兩種試件不同的失效形貌與破壞模式效果圖，如圖3與圖4所示。復(fù)合材料平板的準(zhǔn)靜態(tài)壓潰過(guò)程圖(見(jiàn)圖3(a))，其破壞過(guò)程為非穩(wěn)態(tài)壓潰過(guò)程，即試件在壓潰過(guò)程中發(fā)生了整體屈曲失穩(wěn)或脆性斷裂等突發(fā)性破壞。試件壓潰后的主視圖與俯視圖見(jiàn)圖3(c)。其宏觀破壞模式為Mamalis等提出的非穩(wěn)態(tài)脆性斷裂模式(II型)，見(jiàn)圖3(b)。在端部加載的作用下，試件初始發(fā)生微量彈性變形后，通常伴隨一聲巨響平板沿厚度方向中心附近形成一條中心主裂紋，主裂紋兩側(cè)的層束分別向內(nèi)或向外彎曲，內(nèi)外方向的拓展取決于中心主裂紋的位置。由于層間和層內(nèi)裂紋的形成，彎曲的層束會(huì)發(fā)生層內(nèi)基體開(kāi)裂和層間開(kāi)裂，并出現(xiàn)明顯的分層現(xiàn)象。隨著壓盤(pán)向下移動(dòng)，層束與壓盤(pán)會(huì)產(chǎn)生一定的摩擦，同時(shí)開(kāi)裂的層束以及層束與層束之間也會(huì)產(chǎn)生摩擦，這些摩擦將提高壓潰過(guò)程中復(fù)合材料層板的能量吸收能力。層束根部發(fā)生彈性彎曲以及斷裂，卸載后層束會(huì)有一定程度的回彈，回彈現(xiàn)象主要是彈性區(qū)未斷裂纖維的彈性形變。其主要破壞機(jī)理為基體斷裂和分層，并伴隨少部分的纖維斷裂及彈性彎曲。

圖3 復(fù)合材料平板破壞模式Fig.3 Failure mode of composite laminates

45°觸發(fā)角的復(fù)合材料層板的準(zhǔn)靜態(tài)壓潰過(guò)程圖(見(jiàn)圖4(a))，為穩(wěn)定的漸進(jìn)壓潰過(guò)程。試件壓潰后的主視圖與俯視圖(見(jiàn)圖4(c))。其宏觀破壞模式為層束彎曲失效模式(見(jiàn)圖4(b))。在端部加載的作用下，在壓潰過(guò)程的早期階段，端部表面在壓板的表面會(huì)形成由碎纖維和樹(shù)脂組成的碎片楔，隨后沿著平板厚度方向中心附近形成一條較短的主裂紋。同時(shí)軸向纖維在平板的外部和內(nèi)部展開(kāi)成一系列的平面，內(nèi)部沿試件內(nèi)側(cè)彎曲斷裂，外部沿試件軸線向下彎曲，由于軸向纖維向外延伸，纖維受到張力最終斷裂減緩了中間層的軸向撕裂和分層擴(kuò)展，從而提高了復(fù)合材料平板的能量吸收能力，卸載后層束也會(huì)有一定程度的回彈。其破壞機(jī)理為纖維斷裂、分層、基體斷裂、纖維層束向內(nèi)外彎曲以及彈性彎曲。

圖4 復(fù)合材料層板(含觸發(fā)角)破壞模式Fig.4 Failure mode of composite laminates (with trigger angle)

3.2 幾何尺寸及鋪層順序?qū)?fù)合材料層板力學(xué)性能的影響

87 mm長(zhǎng)度試樣在3.0 mm([45°/0°/-45°/0°]2s)，4.5 mm([45°/0°/-45°/0°]3s)，6.0 mm([45°/0°/-45°/0°]4s)三種不同厚度試件下的載荷-位移曲線(每組3個(gè)試件)，如圖5所示。從圖5可知，基本上所有的靜態(tài)端部壓潰試驗(yàn)都顯示出非常好的重復(fù)性，載荷首先在初始接觸后線性地快速增加到峰值，然后顯著下降至0，這是由于試件載荷達(dá)到峰值后會(huì)伴隨一聲巨響發(fā)生突發(fā)性破壞，在這一瞬間移動(dòng)壓盤(pán)與試件發(fā)生短暫的分離使得載荷迅速下降，同時(shí)復(fù)合材料平板結(jié)構(gòu)相較于大部分文獻(xiàn)中的圓管、方管和波紋梁等自支撐結(jié)構(gòu)，其本身結(jié)構(gòu)并不具備大量吸能的能力，因此在初始?jí)簼⒑筝d荷基本為零，在初始峰值和載荷回升以后負(fù)載維持在一個(gè)穩(wěn)定水平。試件壓潰的平均初始峰值載荷及平均壓縮強(qiáng)度，如表2所示。從表2可知，試件平均壓縮強(qiáng)度隨著厚度的增加逐漸增加，這是由于厚度的增加提高了試樣的剛度，改善了試樣受壓時(shí)的抗屈曲能力。同時(shí)，隨著厚度的增加使得壓縮過(guò)程中試件與壓盤(pán)的接觸面積逐漸增大，導(dǎo)致吸收能量較多[17]。

圖5 87 mm長(zhǎng)度不同厚度試件的位移-載荷曲線Fig.5 Displacement-load curves of specimens with different thicknesses at 87 mm length

表2 不同類(lèi)型試件的平均載荷峰值和壓縮強(qiáng)度Tab.2 Average peak load and compression strength of different types of specimens

在保持4.5 mm與6 mm厚度不變的基礎(chǔ)上，87 mm和97 mm兩種不同長(zhǎng)度試件在端部壓潰試驗(yàn)下的載荷位移曲線，如圖6和圖7所示。在4.5 mm厚度下，87 mm長(zhǎng)度試件的平均壓縮強(qiáng)度為522.46 MPa，97 mm長(zhǎng)度試件的平均壓縮強(qiáng)度為454.97 MPa，減小了約14%。在6 mm厚度下，87 mm長(zhǎng)度試件的平均壓縮強(qiáng)度為521.22 MPa，97 mm長(zhǎng)度試件的平均壓縮強(qiáng)度為484.04 MPa，減小了約13%。因此，隨著長(zhǎng)度的增長(zhǎng)，試件的壓縮強(qiáng)度穩(wěn)定下降，下降幅度約為13%～14%。

圖6 4.5 mm厚度不同長(zhǎng)度試件的載荷-位移曲線Fig.6 Load-displacement curves of specimens of different lengths with a thickness of 4.5 mm

圖7 6 mm厚度不同長(zhǎng)度試件的載荷-位移曲線Fig.7 Load-displacement curves of specimens of different lengths with a thickness of 6 mm

同時(shí)，試驗(yàn)研究了在4.5 mm厚度下,[45°/0°/-45°/0°]3s與[45°/90°/-45°/0°]3s兩種不同鋪層順序試件端部壓潰后的載荷位移曲線，如圖8所示。從圖8可知，[45°/90°/-45°/0°]3s的載荷峰值低于[45°/0°/-45°/0°]3s，這種現(xiàn)象符合鋪層順序?qū)?fù)合材料層板失效吸能特性影響的一般規(guī)律，即0°鋪層主要承載軸線方向的壓力，為結(jié)構(gòu)提供主要的軸向剛度，而90°鋪層在軸向方向主要由基體承載，軸向剛度弱。因此，在材料中適當(dāng)加入0°鋪層可以提高材料的軸向壓縮強(qiáng)度。

圖8 不同鋪層順序試件的載荷-位移曲線Fig.8 The load-displacement curves of specimens with different lay-up sequences

3.3 觸發(fā)角對(duì)復(fù)合材料層板力學(xué)性能的影響

觸發(fā)角的引入使得試件在壓潰過(guò)程中的破壞模式發(fā)生了改變，極大降低了試件壓潰時(shí)的載荷峰值以及壓縮強(qiáng)度。87 mm和97 mm兩種不同長(zhǎng)度下不同厚度含觸發(fā)角試件的載荷位移曲線(每組2個(gè)試件)，如圖9和圖10所示。從圖9可知，當(dāng)壓盤(pán)將觸發(fā)角壓平的過(guò)程中，試件在距離壓平約1.0～0.5 mm距離時(shí)出現(xiàn)了初始峰值，即在倒角部分就達(dá)到了試件的載荷峰值，從宏觀破壞模式來(lái)看，在該位置發(fā)生了明顯的分層折斷，隨后的間斷分層和局部開(kāi)裂的破壞模式使得試件的承載能力進(jìn)一步降低，同時(shí)研究發(fā)現(xiàn)在87mm長(zhǎng)度下隨著厚度的增加，試件的承載能力近似成倍增加，而這樣的現(xiàn)象在長(zhǎng)度97 mm下并沒(méi)有發(fā)生。在97 mm長(zhǎng)度下，兩種不同厚度試件的承載能力近似相同，在載荷達(dá)到峰值以后6 mm厚度的試件下降幅度明顯比4.5 mm厚度的快，從試驗(yàn)觀測(cè)到的現(xiàn)象可以發(fā)現(xiàn)，6 mm×19 mm×97 mm尺寸的試件在壓潰過(guò)程中產(chǎn)生的分層數(shù)大量增多，雖然分層在能量吸收中的作用非常重要，但分層在對(duì)捕獲能量吸收中的作用很小，較多的分層現(xiàn)象雖然不會(huì)直接導(dǎo)致試件在壓潰過(guò)程中發(fā)生災(zāi)難的突發(fā)性破壞，但也通過(guò)降低對(duì)失效屈曲模式的阻力導(dǎo)致了結(jié)構(gòu)完整性的損失(見(jiàn)圖10)。因此，隨著分層數(shù)目的增多使得試件從層束彎曲的破壞模式逐漸演變局部屈曲破壞模式，這種破壞模式是三種穩(wěn)態(tài)漸進(jìn)壓潰模式中能量吸收最少的，這解釋了在載荷達(dá)到峰值以后6 mm厚度的試件載荷顯著下降的原因。

圖9 87 mm長(zhǎng)度不同厚度含觸發(fā)角試件的載荷-位移曲線Fig.9 Load-displacement curves of specimens of different thicknesses with trigger angles at 87 mm lengths

圖10 97 mm長(zhǎng)度不同厚度含觸發(fā)角試件的載荷-位移曲線Fig.10 Load-displacement curves of specimens of different thicknesses with trigger angles at 97 mm length

3.3.4 膠結(jié)壓力對(duì)復(fù)合材料層板力學(xué)性能的影響

固化是復(fù)合材料生產(chǎn)的必經(jīng)步驟，熱固性樹(shù)脂在一定的固化工藝條件下進(jìn)行反應(yīng)，最后形成三維網(wǎng)狀的結(jié)構(gòu)。對(duì)于熱固性復(fù)合材料，這一步是不可逆的，一旦固化，由固化過(guò)程本身引起的缺陷會(huì)不可改變的固定下來(lái)。因此，固化過(guò)程中不同的膠結(jié)壓力會(huì)影響復(fù)合材料的力學(xué)性能。對(duì)4.5 mm×19 mm×87 mm尺寸的0.1 MPa、0.3 MPa、0.5 MPa、0.7 MPa、0.9 MPa五個(gè)不同膠結(jié)壓力下固化的復(fù)合材料元件(每組5個(gè)試件)進(jìn)行了端部壓潰試驗(yàn)得到了不同膠結(jié)壓力下的平均壓縮強(qiáng)度，如圖11所示。從圖11可知，在0.1～0.7 MPa之間試件的壓縮強(qiáng)度隨著膠結(jié)壓力的升高逐漸提升，當(dāng)膠結(jié)壓力到達(dá)0.7 MPa時(shí)壓縮強(qiáng)度達(dá)到最高值，隨后繼續(xù)增強(qiáng)膠結(jié)壓力，試件的壓縮強(qiáng)度降低。這說(shuō)明，固化時(shí)膠結(jié)壓力的大小直接影響了復(fù)合材料元件的層間性能。在一定范圍內(nèi)，隨著膠結(jié)壓力下降，孔隙率增加；層間剪切強(qiáng)度和壓縮強(qiáng)度減少，而超過(guò)這一范圍后，壓力的增加同樣會(huì)使得壓縮強(qiáng)度降低，出現(xiàn)這種現(xiàn)象的原因，是在固化成型過(guò)程中復(fù)合材料預(yù)成型體經(jīng)歷了纖維增強(qiáng)體的壓實(shí)以及樹(shù)脂流動(dòng)的過(guò)程，隨著膠結(jié)壓力的增加提高了樹(shù)脂的流動(dòng)性使得樹(shù)脂內(nèi)部氣泡能夠排出，同時(shí)未被排除的微量夾雜氣泡在樹(shù)脂固化收縮的過(guò)程中被壓縮成對(duì)復(fù)合材料性能影響很小的微孔，減小了孔隙率，從而提高了試件的壓縮強(qiáng)度，當(dāng)達(dá)到有效膠結(jié)壓力以后進(jìn)一步提高膠結(jié)壓力，對(duì)孔隙率的影響并不大，但會(huì)減少制件的單層厚度，進(jìn)而減小其軸向承載能力[18-19]。試驗(yàn)表明，在相同條件下T800復(fù)合材料層合板在膠結(jié)壓力為0.7 MPa時(shí)可以獲得最好的端部壓縮力學(xué)性能。

圖11 不同膠結(jié)壓力下復(fù)合材料試件的平均壓縮強(qiáng)度Fig.11 Average compression strength of composite specimens under different cementation pressures

4 結(jié) 論

本文對(duì)T800復(fù)合材料進(jìn)行了端部壓潰試驗(yàn)，評(píng)估了在試件制備，尺寸和材料都保持相同的情況下，端部為平頭和45°觸發(fā)角兩類(lèi)元件的不同破壞模式，對(duì)三種不同厚度、兩種不同長(zhǎng)度和鋪層順序、五種不同膠結(jié)壓力的層合板進(jìn)行了試驗(yàn)，主要的研究發(fā)現(xiàn)如下：

(1) 端部壓潰試驗(yàn)中，復(fù)合材料平板的破壞模式為非穩(wěn)態(tài)脆性斷裂，這樣的破壞模式在一般的耐撞性及吸能特性研究中定義為一種基本不吸收能量的破壞方式，其在破壞時(shí)會(huì)產(chǎn)生較高的峰值載荷。觸發(fā)角的加入會(huì)將復(fù)合材料平板原本的破壞模式改變?yōu)閷邮鴱澢茐哪Ｊ剑摲N破壞模式與Hull的碎裂型破壞模式相類(lèi)似，可以穩(wěn)定的吸收能量，同時(shí)觸發(fā)角的引入使得試件峰值載荷以及承載能力大幅度降低。

(2) 在87 mm和97 mm兩種不同長(zhǎng)度下：①?gòu)?fù)合材料平板的壓縮強(qiáng)度隨著厚度的增加逐漸增加，這是因?yàn)楹穸鹊脑黾犹岣吡嗽嚰目箯澢芰Γ瑫r(shí)也使得接觸面積增大吸收了較多能量；②在保持厚度不變的情況下，比較兩種長(zhǎng)度下試件的力學(xué)性能，可以發(fā)現(xiàn)T800復(fù)合材料隨著長(zhǎng)度的增加，壓縮強(qiáng)度持續(xù)下降，下降幅度約為13%至14%；③相同厚度下比較了[45°/0°/-45°/0°]3s與[45°/90°/-45°/0°]3s兩種不同鋪層順序下試件的力學(xué)性能，結(jié)果表明0°鋪層比90°鋪層在軸向方向擁有更好的承載能力。

(3) 觸發(fā)角的引入在改變了復(fù)合材料平板破壞模式的同時(shí)也極大的改變了試件的力學(xué)性能，是影響復(fù)合材料結(jié)構(gòu)吸能能力的關(guān)鍵因素。在87 mm長(zhǎng)度下，隨著厚度的增加試件的載荷峰值近似成倍增加，而在97 mm下試件的載荷峰值并沒(méi)有隨著厚度的增加而增加，伴隨的試驗(yàn)現(xiàn)象是隨著厚度的增加分層現(xiàn)象增多了，較多的分層現(xiàn)象會(huì)導(dǎo)致試件的承載能力降低。同時(shí)會(huì)使得層束彎曲的破壞模式演變?yōu)榫植壳茐哪Ｊ健?/p>

(4) 在一定范圍內(nèi)，隨著膠結(jié)壓力下降，試件的孔隙率增加、層間剪切強(qiáng)度和壓縮強(qiáng)度減少，而超過(guò)這一范圍后，壓力的增加同樣會(huì)使得壓縮強(qiáng)度降低，從試驗(yàn)結(jié)果分析，T800型號(hào)的復(fù)合材料在膠結(jié)壓力為0.7 MPa時(shí)可以獲得最好的端部壓縮力學(xué)性能。