复合材料层板低速冲击后疲劳性能实验研究

梁小林，许希武，林智育

(南京航空航天大学 机械结构力学及控制国家重点实验室，南京 210016)



复合材料层板低速冲击后疲劳性能实验研究

梁小林，许希武，林智育

(南京航空航天大学 机械结构力学及控制国家重点实验室，南京 210016)

通过对T300/5405复合材料层板进行低速冲击后的压-压疲劳实验，研究含不同冲击损伤层板的压缩性能与其在多级应力水平下的疲劳寿命与损伤扩展，并讨论冲击能量、应力水平、损伤扩展对层板疲劳寿命的影响。结果表明：冲击损伤明显降低层板的剩余强度；在低应水平下，冲击能量越大，含冲击损伤层板的疲劳寿命越小；疲劳实验中损伤经历平稳扩展和快速扩展两个阶段，其中平稳扩展阶段约占总体寿命的80%，快速扩展阶段约占总体寿命的20%，损伤扩展速率随着应力水平降低而减小。

复合材料层板；压缩性能；损伤扩展；疲劳寿命

复合材料层板以其优越的比强度、比刚度和抗疲劳特性广泛应用于现代航空飞行器结构中。在飞行器工作时，复合材料层板结构受到低速冲击，内部会出现大面积的不可视损伤，在循环载荷作用下，层板的承载能力和疲劳性能都明显降低，甚至会突然破坏，造成安全隐患。因此，研究复合材料层板的疲劳寿命与疲劳载荷下的损伤机理具有重要的理论意义和工程应用价值。国内外许多学者对冲击后的复合材料层板进行了实验研究。Ramkumar[1]研究了冲击后层合板的疲劳行为，讨论了冲击后的层板在疲劳实验中初始损伤扩展规律和疲劳应变门槛值，研究表明，冲头直径越小，冲击后的疲劳寿命降低程度越大，在拉-拉、拉-压、压-压3种疲劳加载模式中，压-压疲劳的应变门槛值最低。Digby等[2]研究了目视可视损伤(Visual Impact Damage，VID)和目视几乎不可视损伤(Barely Visible Impact Damage，BVID)2种不同程度的初始冲击损伤在层板疲劳加载中的扩展过程，发现破坏时的裂纹垂直于边界并横穿整个试件，结构最终失效模式为压缩破坏。 Mitrovic等[3]研究了冲击后层板在疲劳载荷作用下的损伤扩展规律，实验表明层板的压-压疲劳寿命受冲击损伤的影响较大。Melin等[4,5]研究了含初始冲击损伤的复合材料层板在等幅疲劳载荷下的分层扩展规律和最终失效机理，研究发现压缩载荷导致层板屈曲，促使分层扩展，在疲劳载荷作用下分层损伤扩展寿命占疲劳寿命的主要部分。朱炜垚等[6]针对某典型铺层T300/QY8911复合材料层板开展了8种能量的低速冲击和冲击后疲劳实验研究，获得了层板初始冲击损伤面积与剩余强度、冲击能量与疲劳寿命之间的关系曲线。在目前许多公开的文献中[4-14]，学者对复合材料层板冲击后疲劳性能的实验研究主要集中在疲劳损伤扩展方面，但对不同能量低速冲击后的复合材料层板在多级应力水平下的疲劳寿命以及其与损伤扩展之间的关系研究还涉及较少。

本工作通过对T300/5405复合材料层板进行低速冲击后的压-压疲劳实验，研究2种不同能量冲击后的层板在多级应力水平下的疲劳寿命和损伤扩展。分析了冲击后层板压缩剩余强度与失效模式，讨论了在不同冲击能量、应力水平下层板的疲劳特性，尝试用损伤宽度的变化来描述在较低应力水平下层板剩余疲劳寿命与损伤扩展之间的关系。

1 实验

1.1 试件

试件均为T300/5405双马来酰亚胺复合材料层压板，单层板厚度为0.119mm，试件铺层为[45/-45/0/-45/45/0/90/-45/0/45/90/0]s，共24层，试件尺寸为200mm×140mm，其两端各有40mm的加强片。冲击实验结束后，将试件尺寸切割为200mm×80mm，用于静压缩和疲劳实验。

1.2 低速冲击实验

参照ASTM D7136标准，采用自由落体式低速冲击实验装置对复合材料层板进行低速冲击实验,冲击实验装置示意图如图1所示。采用钢制半球形冲头，冲头直径为16mm，质量为5.5kg。可通过调整落锤的高度来实现不同冲击能量之间的转换，采用人工阻拦的方式防止试件发生二次冲击。冲击能量分别为4.45，6.67J/mm。

图1 冲击实验装置示意图Fig.1 Schematic of impact test equipment

1.3 静力压缩实验

将切割好的试件置于实验夹具中，压缩实验夹具示意图如图2所示。夹具采用侧边条夹持可防止试件压缩失稳。将试件以及夹具放在WDW-E200D电子万能试验机上进行静力压缩实验，得到层板冲击后的剩余压缩强度(Compressive Strength After Impact，CAI)，加载方式为位移控制，加载速率为0.5mm/min，压缩实验参照ASTM-D7137标准进行。对于2种不同能量冲击后的层板以及无损层板，各取3个试件用于冲击后的静压缩实验，有效试件共计9件。

图2 压缩实验夹具示意图Fig.2 Diagram of the compression test fixture

1.4 压-压疲劳实验

将2种能量冲击后的层板随机分为5组，每组3～5件，并对试件进行编号，有效试件共计37件。疲劳实验在MTS810电液伺服疲劳试验机上进行，采用载荷控制的加载方式，载荷波形为等幅正弦波，应力比R=σmin/σmax=0.1，加载频率为3～4Hz，常温下完成。冲击能量为4.45J/mm的层板，疲劳实验应力水平为冲击后层板剩余压缩强度平均值的65%，68%，70%，75%，80%；冲击能量为6.67J/mm的层板，疲劳实验应力水平为冲击后层板剩余压缩强度平均值的60%，65%，70%，75%，80%。在各级应力水平下针对不同能量冲击后的层板，选取部分试件每隔一定循环加载次数后停机作损伤检测，记录试件在整个疲劳寿命中各阶段的损伤扩展情况。

2 冲击损伤和压缩剩余强度分析

2.1 冲击损伤分析

图3 T300/5405 层板冲击后损伤外观图(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

无损复合材料层板受到低速冲击后，试件表面冲击损伤如图3所示。试件冲击位置的正面出现了凹坑，背面沿45°方向出现了基体开裂、层间分层、纤维断裂等损伤模式。冲击能量较高时，层板发生了穿透，与较低能量冲击后的层板相比，基体开裂长度更长，层间分层面积更大。在冲击过程中，落锤的动能一部分使层板产生损伤形变，另一部分被层板吸收用于损伤耗散。冲击表面形成了凹坑，但是没有出现与背面损伤一致的现象，这可解释为在冲击载荷的作用下，层板发生了弯曲，与冲击位置表面相比较，层板背面较高的弯曲正应力引起基体开裂和纤维断裂，沿厚度方向的剪切应力引起层板分层。

用超声C扫描设备对冲击后的实验件进行损伤检测，得到试件损伤投影面积与垂直于疲劳加载方向上的损伤宽度平均值，检测结果如表1所示。

表1 T300/5405复合材料层板冲击后损伤检测结果

扫描结果表明，复合材料层板低速冲击后的层间分层面积与冲击能量有关，在一定范围内冲击能量越大，层间分层面积越大。不同能量冲击后的层板沿冲击方向上的损伤区域投影形状近似为圆形，如图4所示，垂直于加载方向的损伤宽度近似等于损伤面积圆形区域的直径。

图4 T300/5405层板冲击后的C扫描结果(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 压缩剩余强度与失效分析

表2为层板剩余压缩强度实验结果。可以看出，低速冲击损伤会明显降低层板的压缩强度，压缩实验中载荷-位移曲线呈线性，层板冲击后的剩余压缩强度σr可通过其破坏载荷除以层板截面面积获得。在4.45J/mm的冲击能量下，层板剩余压缩强度下降到无损层板强度的69%；在6.67J/mm冲击能量下，层板剩余压缩强度下降到无损层板强度的61%，冲击能量越大，材料强度性能下降越多。

表2 T300/5405复合材料层板冲击后压缩实验结果

含冲击损伤复合材料层板在面内压缩载荷作用下，试件破坏均起始于冲击位置，该处会形成椭圆形凹坑，随着载荷增大，椭圆形凹坑长轴会沿着垂直于加载方向变长，短轴几乎不变。当凹坑缺陷扩展到一定程度时，层板内会产生纤维断裂以及分层直至试件破坏，图5为含低速冲击损伤试件压缩破坏后的外观图。压缩实验前，在试件表面垂直于载荷方向标记初始损伤的位置，便于观测缺陷扩展情况，对比试件背面、正面以及侧面照片，通过目视观测，靠近冲击背面部分层板在压缩过程中弯曲挠度较大并形成鼓起曲面，此时试件背面出现子层屈曲现象，伴随着载荷的增加，凸起曲面的范围不断向两边边界延伸，部分层板脱层导致内部分层损伤迅速扩展，试件的最终失效模式为压缩破坏，与文献[15]中含孔复合材料层压板的压缩失效模式相似，失效主要有三种形式并出现在开孔位置：第一种为层板断裂失效，第二种为层板之间出现挤压变形导致失效，第三种为层板分层失效。

图5 T300/5405层板压缩破坏外观图(a)正面;(b)背面;(c)侧面Fig.5 View of T300/5405 laminates after compression-failed(a)front face;(b)back face;(c)lateral face

3 复合材料层板冲击后的压-压疲劳性能研究

3.1 疲劳寿命

表3 T300/5405层板冲击后压-压疲劳寿命结果

图6 T300/5405层板压-压疲劳损伤扩展图(a)0次循环;(b)400000次循环Fig.6 Images of compression-compression fatigue damage propagation of T300/5405 laminates(a)0 cycle;(b)400000 cycles

图7为复合材料层板分别受4.45，6.67J/mm能量冲击后的压-压疲劳寿命S-N曲线，应力与对数寿命近似呈线性关系，含冲击损伤层板的疲劳寿命曲线与含孔复合材料层板的疲劳寿命S-N曲线[16]相似。对比两者的寿命曲线，冲击能量越大，应力水平的改变对层板疲劳寿命的影响越大，此时层板的整体寿命较小。

图7 T300/5405层板低速冲击后压-压疲劳S-N曲线(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 疲劳损伤扩展规律

含冲击损伤复合材料层板在受到面内压-压疲劳载荷作用时，正面可视损伤与内部损伤扩展如图8所示。在疲劳实验过程中，试件表面从冲击位置开始，正面出现一个近似圆形凹坑，背面出现由凸起而形成的曲面。由于冲击凹坑边缘存在着应力集中，损伤起始于边缘的纵向分层。随着疲劳寿命的增加，冲击区域的层板出现微屈曲，圆形凹坑逐渐向椭圆形转变且长轴方向垂直于疲劳载荷方向(90°)，背面凸起曲面曲率也随之增加。层板内部损伤扩展规律与含孔复合材料层板疲劳损伤扩展规律[16]相似，内部分层损伤沿着垂直于载荷方向扩展，平行于载荷方向几乎不扩展，内部损伤面积要大于外部可见损伤面积。不同能量冲击后的层板在各应力水平下的疲劳损伤扩展规律相似。

图9与图10分别为T300/5405含冲击损伤层板在压-压疲劳载荷作用下的损伤宽度和损伤面积变化规律。受不同能量冲击后，层板的损伤宽度与疲劳寿命之间存在一定的关系，在较低应力水平下，当损伤宽度超过试件宽度的50%时，试件的剩余疲劳寿命不及总体寿命的1/10。基于实验现象和实验结果，可以说明冲击损伤复合材料层板在压-压疲劳载荷下，无论是试件表面可视损伤还是内部不可视损伤，其扩展都经历了稳定扩展(Region A)和快速扩展(Region B)两个阶段。扩展速率随着应力水平的减小而减小，冲击能量越大，疲劳损伤扩展越快。分析变化规律曲线发现，损伤稳定扩展阶段，层板强度性能下降较小，疲劳寿命约占整体寿命的80%；损伤快速扩展阶段，层板抗压缩强度突然下降导致试件破坏，疲劳寿命约占整体寿命的20%。损伤面积的扩展速率相对于损伤宽度较平缓一些，整个过程扩展速率较稳定，并没有出现快速扩展阶段。可以看出，损伤面积扩展速率与初始损伤面积以及应力水平关系不是很大。对于初始损伤的复层材料层板而言，损伤宽度比损伤面积更适合用来描述其损伤扩展状况。

3.3 压-压疲劳破坏

压-压疲劳实验中，试件在疲劳循环载荷作用下，冲击位置损伤扩展不会一开始就发生，此时试件表面凹坑只在初始损伤区域内反复发生变形，并不会向垂直于载荷方向上扩展，当损伤累积到一定程度时才会发生扩展。疲劳寿命前期分层损伤占主导地位，分层导致层间效应的影响减小；临近试件失效前，试件背面部分层板屈曲现象明显，层内出现纤维失效与基体失效。当损伤累积、层板刚度下降、疲劳载荷三者达到平衡时，层板破坏。疲劳破坏形式(图11)与静压缩实验相似，层板的最终失效模式为压缩破坏而非失稳破坏，且与初始损伤程度和应力水平无关。

图9 T300/5405层板在压-压疲劳载荷作用下损伤宽度变化规律(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

图10 T300/5405层板在压-压疲劳载荷作用下损伤面积变化规律Fig.10 Damage area variation of compression-compression fatigue of T300/5405 laminates

图11 T300/5405层板疲劳破坏图(a)正面;(b)背面Fig.11 Fatigue failure images of T300/5405 laminates(a)front face;(b)black face

4 结论

(1)低速冲击会使得复合层板内部出现基体开裂、纤维断裂、层间分层等损伤，其损伤区域近似为圆形。冲击能量越大，损伤程度越严重。

(2)含初始冲击损伤的复合材料层板的疲劳S-N曲线中应力与对数寿命近似呈线性关系。应力水平较低时，层板疲劳寿命受初始损伤影响较大。在较低应力水平下，当初始冲击损伤宽度在疲劳实验中扩展超过50%板宽时，层板的剩余疲劳寿命不足总寿命的10%，此时层板失去承载能力。

(4)相对于损伤面积，损伤宽度更适合用来描述含低速冲击损伤复合材料层板在压-压疲劳载荷下的损伤扩展情况。

(5)含低速冲击损伤层板的压-压疲劳破坏模式与静压缩破坏模式类似，其破坏的失效模式是损伤周围的纤维屈曲使层板刚度下降导致压缩破坏。

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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

国家自然科学基金资助项目(11102082，11272146)

2014-08-30;

2016-08-22

许希武(1963-)，男，教授，博士生导师，从事飞行器结构完整性评定技术和计算力学等领域的研究工作，联系地址：江苏省南京市御道街29号南京航空航天大学297信箱(210016)，E-mail:xwxu@nuaa.edu.cn