碳纤维/环氧复合材料湿热环境疲劳剩余强度试验

刘鑫娴，曾建江，陈智

(南京航空航天大学结构强度与振动实验室，南京 210016)

引言

先进复合材料以其优异的力学性能，在航空航天领域中得到了广泛的应用。复合材料结构在实际使用过程中，通常受到以下环境因素的影响：温度、湿度、载荷、化学腐蚀和紫外辐射等[1,2]。在环境因素的影响下，复合材料的性能会发生变化。其中，湿热环境是影响复合材料性能的最重要环境因素之一[3,4]。

为研究环境因素对碳纤维/环氧复合材料单向带疲劳性能的影响，开展了含中心孔层板拉-压疲劳试验及疲劳后剩余强度试验。分别在标准环境条件、湿热环境条件下进行层压板开孔拉-压疲劳试验，再进行疲劳后剩余强度试验。对试验结果进行分析对比，研究湿热环境对碳纤维/环氧复合材料层压板疲劳后剩余强度的影响。

1 试验

1.1 试验件

试验件选用碳纤维/环氧复合材料，试验件为带中心孔层压板，尺寸为：300mm×36mm×2.79mm，中心孔尺寸为 6f，铺层为[+45/-45/0/+45/-45/0/+45/-45/90]s。按照试验目的将试件分为标准环境、湿热环境、完好试件三组。

1.2 静力预试验

疲劳试验采用载荷控制，为确定实际加载到试件的载荷所产生的应变是否达到要求，对试件进行静力拉伸、压缩预试验。在试件孔两侧左右及前后对称位置用砂纸打磨后用酒精清洗，粘贴电阻应变片，并分别标记为1～4号，如图1所示。

1.3 试验件预浸

对将进行湿热环境疲劳试验的试验件置于环境箱内，在温度70±2℃、相对湿度(85±5)%RH的湿热环境中进行浸泡，每天对试件进行称重，直至达到吸湿平衡。

1.4 湿热环境拉-压疲劳试验

试验件在环境箱里进行试验，箱内温度70±2℃、相对湿度(85±5)%RH，采用正弦波加载，应力比R=-1，试验频率为5Hz，加载至106次循环[5]。

1.5 标准环境拉-压疲劳试验

标准环境温度23±2℃，相对湿度(50±5)%RH，采用正弦波加载，应力比R=-1，试验频率为5Hz，加载至106次循环。

1.6 压缩强度试验

全部试件在经过处理后一起进行压缩强度试验。试验机加载速度为2mm/min，加载至试验件完全丧失承载能力，记录试验件最终的破坏载荷。

图1 贴片图

2 试验结果及分析

2.1 静力预实验

进行了试验件的静力拉伸试验和静力压缩试，试验结果见表1、表2。

由试验可得，载荷施加至5kN时，应变能达到1350 。

2.2 试验件预浸

ASTM D5229 《高聚物基体合成材料水分吸收性能和平衡条件的标准试验方法》定义吸湿平衡为：在参考时间间隔内，当材料平均吸湿量的变化小于0.01%时，认为材料达到了有效的吸湿平衡，只需要保证两次最终称重的平均吸湿量小于0.01%[6]：

经过14天的浸泡和称重，试件已经达到吸湿平衡。

表1 静力拉伸预实验

表2 静力压缩预实验

2.3 压缩强度试验

进行1.4中湿热环境疲劳试验的试件在完成加载循环后，处理成室温干态状态，与完成1.5中标准环境疲劳试验的试件及完好试件一起进行压缩强度试验[7]。试验中的试件如图2所示，试件的破坏模式如图3所示。

图2 压缩强度试验中的试件

图3 试件的破坏模式

3 仿真分析和试验对比

使用ABAQUS有限元软件对试件进行仿真模拟，模型计算条件与压缩强度试验条件相同。

3.1 试验数据处理与分析

试件的压缩强度试验破坏载荷数据记录如表3所示。

试件的载荷-位移曲线如图4所示。

表3 试件的破坏载荷数据

图4 载荷-位移曲线

为了考核湿热环境对试件疲劳性能的影响，以标准环境疲劳试件的压缩剩余强度值为基准值，计算结果显示：湿热环境试件的疲劳后剩余强度与标准环境试件的疲劳后剩余强度相比，下降了2.28%。从这一结果来看，可以认为湿热环境对于当前载荷谱下试件的疲劳后剩余强度基本没有影响。

3.2 仿真模拟

图5 试件的理论破坏模式

图6 仿真与试验载荷-位移曲线对比

试件在压缩中孔周围发生明显变形，仿真得出试件的破坏载荷为31.301kN，试验值为31.331kN。图5给出了试件压缩过程中达到峰值载荷时的纤维和基体失效模式。

仿真和得出的载荷-位移曲线与试验所得的载荷-位移曲线的对比图如图6所示。

4 结论

本文通过试验分析，研究了湿热环境对碳纤维/环氧复合材料单向带疲劳后压缩性能的影响。结果表明，温度70±2℃、相对湿度(85±5)%RH的环境条件对于碳纤维/环氧复合材料单向带疲劳后剩余强度影响不显著，湿热环境试件与标准环境试件相比，强度下降了2.28%。

本文建立的仿真模型，使用ABAQUS有限元软件进行了仿真分析，分析结果与试验结果对比吻合较好。仿真模型较好的模拟了试验件在压缩过程中的变形过程，计算所得的载荷-位移曲线与试验所得的载荷-位移曲线一致性较好。

[1] Baker, Alan A./Dutton, Stuart(EDT)/Kelly, Donald(EDT)/Baker,Alan A.(EDT), Composite Materials for Aircraft Structures[M].Amer Inst of Aeronautics&, September, 2004.

[2] 沈真，张晓晶，复合材料飞机结构强度设计与验证概论[M]，上海：上海交通大学出版社，2011.

[3] 吕小军，张琦，项民，等. 环境因素对复合材料力学性能的影响[J]，中国腐蚀与防护学报，2007，27(2): 97-100.

[4] 柴亚南，沈真，李顺和. 复合材料层压板疲劳特性的试验研究，航空学报，1991, 12(12): 643-646.

[5] ASTM D6484/D6484M-09, Standard Test Method for Open-Hole Compressive Strength of Polymer Matrix Composite Laminates[S].

[6] ASTM D5229/D5229M, Test Method for Moisture Absorption Properties and Equilibrium Conditioning of Polymer Matrix Composite Materials[S].

[7] ASTM D7137/D7137M-05, Standard Test Method for Compressive Residual Strength Properties of Damaged Polymer Matrix Composite Plates[S].