碳纤维树脂基复合材料电热损伤温度场研究

韩志勇，王晓梅，左进奎，王志平

（中国民航大学天津市民用航空器适航与维修重点实验室，天津 300300）

碳纤维树脂基复合材料（CFRP）具有优异的力学性能，比强度、比刚度高，疲劳性能良好，在飞机结构中得到了日益广泛的应用与研究。

飞机在长期服役过程中其结构会受到各种各样的损伤。复合材料结构主要损伤形式有湿热损伤、紫外损伤、机械冲击损伤和电热损伤。前3种损伤一直受到国内外科技界和企业高度重视，而对电热损伤的研究与评价近年来才受到人们的关注[1-2]。电热损伤主要有3种形式：①短时间强电流（kA量级）的闪电损伤；②长时间低电流（A量级）的电热损伤；③静电损伤。国内外学者对闪电损伤进行了广泛的研究[3-5]。由于CFRP电阻系数为 6×103Ω·cm，大约是铝的2 000倍，当电流通过材料内部时，会导致局部升温，致使CFRP部件受到热损伤，力学性能可能大幅下降[6-8]。由于目前还没有相应的电热损伤无损检测技术，所以这种损伤具有极大的隐蔽性，给飞机安全飞行带来极大的隐患。随着CFRP在飞机结构中的应用规模越来越大，其电热损伤已成为科学研究的难点和热点问题[9-12]。

1 实验方法、方案和计算原理与模型

1.1 实验方法和方案

碳纤维树脂基复合材料的电热损伤的温度场分布实验研究是在自制的电热损伤设备上进行的，测试平台主要包括测试系统、采集系统和输出系统3个部分，结构示意如图1所示。测试复合材料的尺寸为200 mm×20 mm×2 mm，其中纤维编织方向沿轴向单向编织，纤维含量为60%。为了减少试件和铜电极的接触电阻，接触端涂覆高纯的导电胶。测试过程中，试件两端可以进行加载处理。

图1 电热损伤实验装置图Fig.1 Setting drawing of electric-thermal experiment device

实验过程中，选取恒定电流通电方式，使用测试电源通过Cu电极给复合材料分别通以强度为4 A、6 A和8 A的直流电。温度场测试采用非接触式测量方式，探测探头分别测试图1中A、B、C三点的材料表面温度随通电时间的变化，采集频率为1 s/点。通电时间为1 h。实验参数如表1所示。

表1 实验参数Tab.1 Experiment parameters

1.2 模拟计算模型

根据实验中复合材料的尺寸，建立三维有限元模型，均匀划分网格，如图2所示。

复合材料电热损伤需要计算电-热-力三者之间的关系，计算通电后材料的温度场分布是研究电热损伤的前提和必要条件。本文使用间接耦合的方法，使用电-热耦合模块计算通电过程CFRP的温度场分布，分析单元使用DC3D8E。当进行通电时，试件内部会形成一个基于焦耳热的体热源。实际的物理模型可简化成求解一定散热边界条件下的试件内部温度分布模型。具体边界条件可设定为:复合材料两边通过导电胶与铜电极接触散热，中间部分与空气换热。

为了保持和实验过程一致，计算过程中，周围环境温度取为16℃。由于实验研究的是复合材料表面温度的分布，不考虑材料的细观结构，对该模型做了如下假设:周围空气的温度始终保持恒定，材料与空气的散热系数不随温度的变化而改变。整个复合材料的等效导热系数和电阻率不随温度变化。

2 实验与模拟结果

2.1 温度场随电流的变化

通电电流分别为4 A、6 A、8 A，3个测试点A、B、C温度的变化曲线如图3所示。图3插图的3组曲线中，每组3条曲线自下向上分别代表A、C、B点温度。

2.2 温度场模拟

依据1.2计算模型，对计算结果作后处理，通电电流为4 A、6 A和8 A时温度场云图分布如图4所示。复合材料表面中心B点的有限元计算的升温曲线结果如图5所示。通电电流8 A下实验与模拟计算的结果比较如图6所示。

3 分析与比较

对比图3中4 A、6 A、8 A电流的作用，在同一时间条件下，温度随电流的增加迅速增大。升温2 min左右达到稳定状态，达到稳定平衡分布的时间基本不随通电电流的变化而变化。

在不同电流作用下，表面温度升温的变化规律基本一致。CFRP在恒定通电电流（8 A）作用下，表面温度随时间的增加而升高。升温过程中，通电时间内温度几乎随时间呈线性增长。达到稳定状态后，复合材料中心部分B点温度最高，达到198℃。两侧A、C点温度均为192℃。这主要是由于外表面与空气对流散热，两端通过电极导热散热，因铜电极导热系数较大，复合材料与铜电极接触的部分温度相对较低，形成一个由中心至两端的温度梯度。在4 A和6 A电流作用下B点的平衡温度分别为176±0.5℃和182±0.5℃。

从样品模拟计算的稳定温度分布（如图4所示）可以看出，通电后材料内温度场分布在横向和纵向都存在一温度梯度。8 A电流作用下稳定温度达到198℃，此温度低于CFRP材料的耐热温度，不会造成树脂基体的变化以及目视检测出现的裂纹以及断裂现象。计算结果表明，8 A以下单次电流作用形成的温度不会引起样品结构的变化，但是反复作用可能引起材料性能的劣化。

图5的模拟计算结果显示，在4A、6A、8A电流作用下，中心B处的温度随时间也基本呈线性增加，在160 s左右达到稳定状态，稳定温度分别为162℃、177℃和195℃并且不随通电时间而变化。

比较图6的模拟计算和实验结果，8 A电流作用下电热温度场的有限元计算值与实验值在初始升温阶段和趋于稳定这两个阶段符合的比较好，只是有限元计算的平衡温度略低于实验结果，而在升温阶段实验值升温较快，存在着一定的差异，造成这种现象的主要原因有以下几个方面：

1）有限元计算采用的是简化模型，忽略了材料热物性随温度变化对试件升温的影响。

2）有限元计算过程中，设定边界条件为室温16℃，而实验中，由于条件限制，导电胶与Cu电极之间存在着一定的接触电阻，焦耳热的存在导致实验过程中试件两端温度大于室温，在纵向导致温度梯度小于模拟计算的温度梯度。

虽然有限元分析结果和实验数据在某些时刻不能完全吻合，但变化规律基本一致，整个升温曲线还是比较准确地反映了CFRP的升温规律。

4 结语

1）自行研制的电热损伤测试平台通过降低接触电阻，能够进行复合材料CFRP通电后的温度场分布研究，可以准确测试CFRP通电后的升温曲线及温度场分布。

2）复合材料在通电阶段，材料表面温度基本随时间线性增加，在2 min左右达到稳定平衡，在随后的通电过程中表面温度不随时间而变化，随着电流的增大显著升高。

3）温度场模拟计算与电热损伤实验结果基本吻合，变化规律基本一致。表明自行研制的电热损伤测试系统具有可靠性和稳定性，模拟计算模型可用于CFRP复合材料温度场预测。

[1]KAWAKAMI H，FERABOLI P.Lightning strike damage resistance and tolerance of scarf-repaired mesh-protected carbon fiber composites[J].Composites:Part A 42，2011，42：1247-1262.

[2]GIGLIOTTI M，LAFARIE-FRENOT M C，GRANDIDIER J C.Development of experimental and modeling tools for the characterisation of the thermo-electro-mechanical behaviour of composite materials for aircraft applications[J].Mecanique&Industries，2011，12：87-101.

[3]OGASAWARA T，HIRANO Y，YOSHIMURA A.Coupled thermalelectrical analysis for carbon fiber/epoxy composites exposed to simulated lightning current[J].Composites:Part A，2010，41（1）：973-981.

[4]FERABOLI P，MILLER M.Damage resistance and tolerance of carbon/epoxy composite coupons subject ed to simulated lightning strike[J].Composites:Part A，2009，40：954-967.

[5]YOSHIYASU H，SHINGO K，YUTAKA I.Artificial lightning testing on graphite/epoxy composite laminate[J].Composites:Part A，2010，41(2)：1461-1470.

[6] EDIERLING P E.Electrical and Thermal Behavior of Im7/977-3 Carbon Fiber Polymer Matrix Composites Subjected to Time-Varying and Steady Electric Currents[D].USA：University of Iowa，2010.

[7] KEIJI O，HIROKI I，YOSHIHIRO T.An electromechanical model for the temperature dependence of resistance and piezoresistance behavior in a CFRP unidirectional laminate[J].Composites Science and Technology，2008，68（3）：433-443.

[8]THANYAWALAI S，ZHEN H X.Coupled thermal-mechanical modeling of carbon fibers reinforced polymer composites for damage detection[J].Composites:Part B，2012，43：1631-1636.

[9] YU B，KELLER T.Delamination and kink-band failure of pultruded GFRP laminates under elevated temperatures and compression[J].Composite Structures，2011，93：843-849.

[10]WANG K，YOUNG B，SMITH S T.Mechanical properties of pultruded carbon fibre-reinforced polymer(CFRP)plates at elevated temperatures[J].Engineering Structures，2011，33：2154-2161.

[11]WASSELYNCK G，TRICHET D，RAMDANE B.Interaction between electromagnetic field and CFRP materials：a new multiscale homogenization approach[J].IEEE Transactions on Magnetics，2010，46(8)：3277-3280.

[12]RAMANUJAM N，VADDADI P，NAKAMURA T.Interlaminar fatigue crack growth of cross-ply composites under thermal cycles[J].Composite Structures，2008，85：175-187.