不同防护碳纤维复合材料层合板雷击后的轴向压缩试验

刘晓明，俞晓桑，王 玖，张世全，胡伯仁

（1.中航工业成都飞机工业（集团）有限责任公司技术中心，四川成都 610092；2.西北工业大学力学与土木建筑学院，先进材料测试中心，陕西西安 710129）

不同防护碳纤维复合材料层合板雷击后的轴向压缩试验

刘晓明1，俞晓桑2，王 玖1，张世全1，胡伯仁1

（1.中航工业成都飞机工业（集团）有限责任公司技术中心，四川成都 610092；2.西北工业大学力学与土木建筑学院，先进材料测试中心，陕西西安 710129）

针对不同防护措施下的典型碳纤维复合材料层合板，在其雷击损伤后开展轴向压缩试验研究。试验件分为没有防护措施、局部喷铝防护和全喷铝防护三类。分别对试验件进行轴向压缩试验直至其失去承载能力，记录其最大破坏载荷，并将试验结果进行对比分析。研究结果表明：防护层能起到很好的雷击防护效果，且全喷铝涂层的雷击防护效果最好。跟没有防护措施的试验件相比，全喷铝防护的试验件压缩强度提高了37.84％。

复合材料;雷击防护;轴向压缩试验

1 前 言

据资料记载，飞机平均每经过一定飞行小时就遭遇一次雷击，而雷电击中飞机的现象在多雷雨地区几乎每年都会发生［1］，由雷击引起的飞行事故也频繁发生。1978年12月，美国一架C-130运输机在执行任务时，进入雷暴区后不久燃油箱就遭到雷击，引起爆炸造成机毁人亡。2005年3月，日本一架航班接近机场时遭到雷击，左机翼前段被击穿了一个15厘米的大洞。2005年8月，法国航空公司一架A340在降落时被雷电击中冲出跑道，造成多人受伤。由此可见，飞机遭遇雷击尤其是飞机油箱遭遇雷击会对其造成致命的损伤。目前，复合材料已被广泛应用于飞机上，其中波音B787上复合材料的使用量占到飞机结构重量的50％［2］。复合材料的比强度、比刚度高，可设计性强，且具有良好的抗疲劳性能［3］。这些独特的力学优势能改善飞机的结构和性能，同时可以减轻机体结构重量［4］。复合材料在飞机结构中的大面积使用，使得其在飞机飞行过程中遭遇雷击的可能性大大增加，因此对复合材料雷击后性能的研究显得越为重要。近年来随着科学技术的发展，复合材料种类越来越繁多，碳纤维复合材料就是其中常用的一类新型复合材料。碳纤维是一种含碳量在90％以上的高性能无机纤维［5］，其比重不到钢的1/4，而强度却高出了4～6倍。虽然碳纤维具有一定的导电性，但是由碳纤维和环氧树脂组成的复合材料的整体导电性能往往比铝合金结构差得多［6］。复合材料层合板雷击损伤的形式比较复杂，其中最主要的形式是烧蚀损伤，并且伴随有冲击损伤和内爆。目前国内外关于对雷击损伤的复合材料力学性能方面的研究相对较少，Wang等［7］对碳纤维复合材料的雷击烧蚀损伤和雷击后的剩余强度等进行了理论分析和数值模拟。Hirano等［8］通过实验方法对复合材料层合板雷击损伤后的剩余强度与冲击损伤后的剩余强度进行对比。国内对复合材料层合板的损伤及损伤后性能的研究，也多集中于常温下的物理损伤，如崔海波［9］等对含低速冲击损伤的复合材料层合板进行了拉伸剩余强度的分析和数值模拟。孙浩等［10］采用数值模拟方法研究了含单脱层缝合复合材料层板在压缩载荷下的剩余强度。孙少周等［11］采用数值模拟和试验方法对含分层复合材料层板的压缩性能进行了研究。

为了研究不同防护措施对雷击后碳纤维复合材料层合板剩余强度的影响，分别对相应的试验件展开轴向压缩试验，并将试验结果进行对比分析，评估各类防护措施的雷击防护效果。

2 试 验

2.1 试验件

本试验的试验件采用碳纤维复合材料3234/T70 0，试验件尺寸为500mm×250mm×2mm，共16层，其单层厚度为0.125mm，试验件的铺层参数为［45/-45/02/45/ 90/-45/0］s。试验件分为不含防护层（基准件）、局部喷铝防护、全喷铝防护3种防护方案。喷涂的铝层为火焰喷铝，厚度为0.2mm。图1为局部喷铝防护试验件示意图，试验件的雷击峰值电流为10/350μs波形，电流峰值为93.7k A，图2给出其等效试验波形。

图1 局部喷铝防护试验件示意图Fig.1 Local spraying aluminum protection test section schematic diagram

图2 等效试验波形Fig.2 Equivalent test waveform

2.2 试验方案

本试验选用CSS-WAW 600液压试验机。试验件在试验过程中的应变采集选用DH-3815静态应变采集仪。

试验夹具及其装配方式如图3所示，其中试验件的上下两端粘贴约3mm厚的玻璃钢加强片来保护被夹持试件。试验件的上下两端采用固定约束，并从上端进行1mm/min位移加载，两边采用活动刀口施加简支约束，加载至试验件完全丧失承载能力为止。

图3 试验夹具及装配方式 （a）夹具模型;（b）夹具实物图Fig.3 Test fixture and assembly method （a）Fixture model;（b）Physical map fixture

在试验件给定位置粘贴单向电阻应变片BE120-4AA，试验件贴片方案如图4所示，应变片分别粘贴在试验件的正反两面。图可知，各曲线的变化趋势一致，且有防护措施的试验件最大破坏荷载明显大于基准件，故防护层起到了很好的防雷击作用。由表可知，全喷铝对雷击的防护效果最好，局部喷铝的防护效果次之。

图4 应变片贴片方案Fig.4 Strain gauge placement scheme

4 结 论

本文通过对含雷击损伤试验件的压缩试验分析，

3 试验结果及分析

3.1 试验件破坏模式

轴向压缩试验完成后试验件破坏模式如图5，各类试验件的破坏模式类似，分层破坏是其主要破坏模式，并且伴有表层纤维撕裂和整体断裂，其中撕裂都是从四个角沿45°方向产生。

图5 试验件破坏模式图Fig.5 Test section failure mode map

3.2 试验件试验数据分析

图6为相同峰值雷击下不同防护方案试验件的载荷位移曲线，表1为不同防护方案实验数据总结。由研究了不同雷击防护措施对试验件的最终压缩破坏载荷的影响。由于试验件数量和试验条件的限制，试验结果难免有一定的偏差，但是该试验对于碳纤维复合材料层合板雷击后剩余强度的研究仍然有一定的工程价值。通过对试验结果的对比分析，得出的结论如下：

图6 不同防护方案试验件载荷位移曲线对比Fig.6 Different protection scheme of test load displacement curves

表1 不同防护方案实验数据总结Table 1 Test data of different protection scheme

1.从试验件的破坏模式图可以看出，雷击后复合材料板的压缩破坏模式主要有表层纤维撕裂、分层破坏和整体断裂，其中分层破坏是主要破坏模式。

2.无防护涂层的试验件与有防护涂层的试验件的试验结果对比表明，有防护措施的试验件最大破坏荷载明显大于无防护的，说明防护措施起到了很好的雷击防护作用，且全喷铝涂层的防护效果较好，全喷铝防护的压缩强度提高了37.84％。

［1］Uman M A，Rakov V A.The interaction of lightning with airborne vehicles［J］.Progress in Aerospace Sciences，2003，39（1）：61～81.

［2］Feraboli P，Miller M.Damage resistance and tolerance of carbon/epoxy composite coupons subjected to simulated lightning strike［J］.Composites Part A：Applied Science and Manufacturing，2009，40（6）：954～967.

［3］徐颖，温卫东，崔海坡.复合材料层合板低速冲击逐渐累积损伤预测方法［J］.材料科学与工程学报，2006，24（1）：77～81.

［4］蓝元沛，关志东，孟庆春.复合材料飞机结构技术成熟度评价方法［J］.复合材料学报，2010，27（3）：150～154.

［5］Chand S.Review carbon fibers for composites［J］.Journal of Materials Science，2000，35（6）：1303～1313.

［6］屈霞，孙文刚.全碳纤维复合材料飞机雷电防护设计［J］.科技传播，2013，21：085.

［7］Wang，F.S.，Ding，N.，Liu，Z.Q.，et al.Ablation damage characteristic and residual strength prediction of carbon fiber/ epoxy composite suffered from lightning strike［J］.Composite Structures，2014，117：222～233.

［8］Hirano Y，Katsumata S，Iwahori Y，et al.fracture behavior of CFRP specimen after lightning test［C］.Edinburgh：ICCM17，2009.

［9］崔海坡，温卫东，崔海涛.复合材料层合板冲击损伤及剩余强度研究进展［J］.材料科学与工程学报，2005，23（3）：466～472.

［10］孙浩，许希武，郭树祥.含分层损伤缝合复合材料层板的剩余压缩强度［J］.材料科学与工程学报，2012，30（4）：615～620.

［11］孙少周，周光明，王新峰.含分层复合材料层板的压缩性能［J］.材料科学与工程学报，2011，4（29）：601～604.

Axial Compression of Carbon Fiber Composite Laminates with Different protection after Lightning Strike

LIU Xiao-ming1，YU Xiao-shang2，WANG Jiu1，ZHANG Shi-quan1，HU Bo-ren1
（1.AVIC Chengdu Aircraft Industrial（Group）Corporation Ltd Technology Centre，Chengdu 610092，China;2.Advanced Materials Test Center，Department of Engineering Mechanics，Northwestern polytechnical University，Xi’an 710129，China）

For typical carbon fiber composite laminates with different protective measures，an axial compression test was carried out after lightning strike.Laminate samples were divided into three groups according to the protection types，namely with no protective measures，with partial-sprayed aluminum coating protective measures and with full-sprayed aluminum coating protective measures.Corresponding maximum failure loads of the three protective types under the same lighting strike were recorded and comparatively analyzed.Research results show that the protective coatings can play a good role of protection，and the protection effect of the full-sprayed aluminum coating is the best.As compared with the no protective type，the failure load of the full-sprayed aluminum coating increases 37.84％.

composite;lightning strike protection;axial compression test

TB332

A

10.14136/j.cnki.issn 1673-2812.2016.03.008

1673-2812（2016）03-0375-04

2015-05-05;

2015-06-29

中航工业集团战术型无人机系统创新基金资助项目（08-8130-027）;西北工业大学基础研究基金资助项目（JC20110260）

刘晓明（1962-），男，研究员级高级工程师，长期从事航空飞行器结构设计与分析方面的研究工作。

王 玖，E-mail：nonine_coco@163.com。