电热载荷对修补碳纤维增强复合材料冲击后压缩性能的影响

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(1.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； 2.广州飞机维修工程有限公司，广州 510470)

电热载荷对修补碳纤维增强复合材料冲击后压缩性能的影响

李娜1，张俊1，路鹏程1，王涛2，颜金2

(1.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；2.广州飞机维修工程有限公司，广州510470)

为了研究碳纤维复合材料(CFRP)修补结构在电热载荷环境下的冲击性能，采用自制的电热损伤测试平台，测试了修补后CFRP层板在不同电流下试样的表面温度分布和电阻变化规律，对修补后CFRP层板进行了低速冲击和冲击后剩余压缩强度(CAI)测试，并对冲击损伤失效特征进行了对比分析。结果表明：低电流对修补后CFRP层板的抗冲击性能影响较小，CAI呈现略微增长的趋势；随着电流强度的增加，电热产生的高温对修补界面层产生破坏，导致材料抗冲击性能减弱，CAI明显降低。

复合材料修补； 电热损伤； 低速冲击； 剩余压缩强度

1 引 言

碳纤维复合材料(Carbon Fiber Reinforced polymer, CFRP)因其高比强度、比模量、高抗疲劳性和耐腐蚀性能良好等一系列的优点，在航空航天领域得到了广泛应用[1]。但是，复合材料层板受到冲击后易产生损伤，并且往往表面损伤很小，而内部却损伤严重。复合材料层板在低速低能冲击下的损伤破坏模式表现为基体开裂、基体挤压、纤维断裂、分层等。冲击损伤使复合材料的强度和寿命大幅度下降，严重影响材料的使用[2-4]。因此，复合材料耐冲击性能研究引起了国内外众多学者的广泛关注。

对于复合材料损伤，国际通常采用补片修补的方法恢复材料的使用性能。相对于完整的结构形式，修补后结构的力学性能恢复程度和耐环境性能均有降低。尤其CFRP复合材料修补搭接区域对疲劳、机械、高低温较为敏感，易造成修补区域结构二次损伤，导致修补构件强度恢复率下降。

电热损伤是航空用CFRP结构面临的一种新的环境损伤机制。飞机在服役过程中易遭受多种电流威胁，如：①CFRP结构件受到雷电扫掠时的雷击电流；②飞机内部的电子设备在CFRP结构件中产生的感应电流；③空气中粒子与飞机表面摩擦出现静电积累产生静电泄放电流。研究表明CFRP受到电热损伤后，抗压强度会明显降低[5-6]。同时，CFRP层板通电后将产生较大的温度梯度，该温度梯度将在层板平面内垂直于电流的方向上引起较大的压缩应力[7-9]。修补后的层板改变了碳纤维网络的电导通特性，其电-热损伤和失效过程具有更复杂的多尺度特征和相互关联性，极大地影响甚至决定了修补后CFRP复合材料的电热响应行为。因而，针对修补后层板的电热损伤机理的相关研究就显得尤为重要。本文采用QMW[10]小试样，对修补后的层板加载不同强度电流载荷，测量不同电流强度下试样的表面温度和电阻变化，并对层板进行冲击后剩余压缩强度测试，进而研究电热载荷对修补后层板的低速冲击和冲击后剩余压缩性能的影响。

2 实 验

2.1 实验与材料

实验采用T300/E51层合板，其纤维体积含量约60%，铺层次序为[0/90]4s，单层厚度为0.34mm。采用热压罐固化成型，试样尺寸为89 ×55mm×2.72mm，每组试样件数为5件。

将层板逐层打磨3层。打磨后清洁修补区域，按照层板原始铺层方向，将制备好的补片湿铺于缺陷区域。铺层完成后放入热压罐固化，固化温度为95℃，固化时间为4h。具体打磨修补结构如图1所示。

图1 层板修补结构及打磨示意图Fig.1 Schematic diagram of laminates sanding and repair structure

制备导电电极：在层板55mm长度两端面分别热喷涂铝涂层，增加试样端面的导电性，减少施加电热载荷过程中端面的接触电阻。喷涂工艺为：喷涂间距220mm，喷涂速度650mm/s。喷涂完成后将端面打磨平整，如图2所示。

图2 冲击试样端部喷涂处理(a) 喷涂前； (b) 喷涂后Fig.2 Spraying treatment of impact samples

2.2 电热损伤实验

采用自制电热损伤实验平台对修补后的试样分别加载5、10、15、20、25A直流电流，通电时间为2h。通过高精度红外热像仪对修补面中心区域进行非接触式温度测量，测距为15mm，通过测量获得的电极电压与电分流器电流的比值计算试样电阻，电热损伤实验设备如图3所示。

图3 电热损伤实验设备Fig.3 Electric-thermal damage test device

2.3 冲击实验

采用Instron9350落锤冲击实验机对试样未修补面进行低速冲击试验，冲击头为半球形，直径为14mm，实验时根据冲击能量确定落锤高度，冲击能量为8J。冲击实验完成后，使用水浸超声C扫描检测试件的冲击损伤分布。

2.4 冲击后压缩实验

图4 CAI实验夹具Fig.4 CAI test fixture

冲击后压缩实验在Instron5982电子万能试验机上完成，实验夹具见图4所示，实验结束后采用Olympus激光共聚焦显微镜对试样断面形貌进行分析，判断损伤模式。

3 结果与讨论

3.1 修补后CFRP层板电热特性分析

3.1.1通电温度分析 由于碳纤维为导电体，树脂基体为绝缘体，使得CFRP属于电的不良导体，电流通过CFRP的导电通道(碳纤维)时，会产生大量的焦耳热。电流加载过程中，层板修补中心区域表面温度随时间的变化规律如图5所示。由图可知，随着电流强度的增加，表面温度不断升高，均在10min左右达到稳态。

图5 层板在不同电流强度下的温度-时间关系曲线Fig.5 Relationship among temperature- time of the laminates subjected to different current intensity

图6 修补后层合板电阻-温度-电流关系曲线Fig.6 Relationship among resistance-temperature- current of the laminates after repair

3.1.2电阻测试分析 修补后层板电阻随加载电流的不同，其电阻变化规律如图6所示。层板电阻随着电流强度增加逐渐减小，呈现负温度系数效应。这是因为，经高温碳化及石墨化处理的碳纤维导电具有明显的方向性，在高温下其石墨片层中部分电子激发成为载流子，石墨层间电子迁移速率变大，导电性增强，电阻降低[11]。其次，由于环氧树脂的包覆，在纤维束之间及层板层间部分纤维接触不完全，高温环境下自由电子在吸收能量后，能超越环氧树脂在纤维束之间形成的电子传输壁垒，在纤维束之间及层间进行跃迁，增强了自由电子在层板中的流动性能，使得CFRP层板电阻进一步减小。

3.2 低速冲击试验结果

3.2.1外观检测 对不同强度电热载荷处理后的CFRP试样进行低速冲击损伤实验，并对损伤情况进行目测，典型的冲击后试样外观损伤情况如图7。

从图7中可以看出，当电流小于10A时，试样正面凹坑不明显，试样背面有不同程度的开裂。电流大于10A，试样正面能够观察到明显的凹坑，试样背面观察到大面积的基体开裂现象，并呈现严重的外突状。从图7(a)、图7(b)可以看出，修补后试样较未修补试样冲击后损伤现象略明显，说明修补后试样较未修补试样抗冲击性能略有下降。从图7(c)～(f)可以看出，随着电流强度的增加，试样正面凹坑深度呈增大趋势，同时背面出现了大面积纤维断裂和基体开裂，说明电热载荷对修补试样的抗冲击性能造成影响。初步测量每组试样内外表面的冲击损伤数据见表1。

表1 不同电流载荷处理后层板冲击损伤数据

3.2.2超声C扫描无损检测 为了研究不同电流载荷对修补后层板内部损伤的影响，采用水浸超声C扫描检测设备分别对冲击后试样进行无损检测，无损检测结果如图8所示。

图8 层板冲击后超声C扫描照片(a) 未修补-0A； (b) 修补-0A；(c) 修补-5A； (d) 修补-10A； (e) 修补-20A； (f) 修补-25AFig.8 Ultrasonic C-scanningFigure of laminates after impact(a) Unrepair-0A, (b) repair-0A, (c) repair-5A, (d) repair-10A, (e) repair-20A, (f) repair-25A

从图中可以看出，修补后试样较未修补试样冲击损伤面积稍大一些，这与外观目测结果基本相符。当加载的电流强度较小时，电热载荷对修补后层板抗冲击性能影响较小。随着电流强度的增加，电热效应产生的高温严重破坏了层板内部结构，冲击后产生了不可见的内部分层，使得修补后层板损伤区域远大于冲击区域。这表明存在一个电流门槛值，对低于该门槛值处理的修补层板进行冲击破坏时，电热载荷产生的热量不足以对修补后层板内部结构产生破坏，层板的损伤程度受电热载荷影响较小；高于该电流门槛值时，电热载荷产生的较高热量使修补后层板内部发生了高温烧蚀作用，导致分层等形式的结构损伤。电流越大，温度越高，对层板的抗冲击性能影响越大。其内部产生的具体损伤面积见表2。

表2 层板冲击内部损伤面积数据

3.3 冲击后压缩实验结果

图9为试样压缩破坏后的侧向表观形貌照片，由图可见，未修补试样(图9(a))破坏断口较为规整，未出现明显分层损伤，屈曲面积较小。对于修补后电加载试样，压缩失效首先出现在补片与母板搭接区域，失效端面出现了明显分层，屈曲面积增加。因为冲击造成了补片与母板连接界面分层，在试样压缩过程中这种内部分层向边缘横向扩展，导致试样整体压缩失效。低电流强度处理后的试样在压缩过程中，截面分层现象不明显，电热对搭接界面损伤较小，压缩曲屈面积较小；高电流强度处理后的修补试样，截面分层现象较为严重，压缩屈曲面积明显增加。

图9 冲击后压缩测试层板侧向形貌(a) 未修补-0A； (b) 修补-0A；(c) 修补-5A； (d) 修补-10A； (e) 修补-15A；(f) 修补-20A； (g) 修补-25AFig.9 Fracture morphology of laminates after CAI test(a) Unrepair-0A, (b) repair-0A, (c) repair-5A, (d) repair-10A, (e) repair-15A, (f) repair-20A, (g) repair-25A

图10 修补后层板电流-温度-冲击后剩余压缩强度之间的关系Fig.10 Relationship among current-temperature-CAI of the laminates after repair

图10为层板电流-表面温度-冲击后剩余压缩强度关系图。由图可见，试样冲击后剩余压缩强度随电流载荷的增加呈现先增加后减少的趋势。当电流载荷在10A以上时，电热产生的表面温度超过树脂固化温度(95℃)时，其剩余压缩强度下降。结合上述C扫损伤面积及压缩破坏机制，可认为修补后层板电热产生的温度对补片与母板界面的粘接性能影响是双向的。低电流强度产生的电热效应，对补片和母板的粘接性能影响较小，由于树脂的后固化[12-13]，适当提高了粘接强度，冲击未造成严重的分层损伤。由于修补层板的补片与母板结合强度较未修补层板层间结合强度弱，高温促使其粘接性能进一步弱化，必然导致通电损伤在修补区域影响最大，补片与母板之间分层更容易横向扩展，从而引起压缩性能下降。

4 结 论

1.采用电热损伤实验平台对修补后CFRP层板施加不同电流。随电流强度的增加，层板表面升温速率加快，层板表面稳态温度升高。

2.随着层板表面温度升高，层板电阻值下降，呈现明显的负温度系数效应。

3.电热载荷对修补后层板抗冲击性能的影响存在一个电流门槛值。低于该门槛值时，层板的冲击后损伤面积受电热载荷影响较小；高于该电流门槛值时，电流越大，层板内部温度越高，层板损伤面积越大。

4.修补后层板CAI值随电流强度的增加呈现先增大后减小的趋势。其中，电热载荷为5A时，修补后层板的CAI值最高。

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EffectsofElectric-thermalLoadonResidualCompressiveStrengthRepairedCFRPafterImpact

LINa1,ZHANGJun1,LUPengcheng1,WANGTao2,YANJin2

(1.TianjinKeyLaboratoryforCivilAircraftAirworthinessandMaintenance,CivilAviationUniversityofChina,Tianjin300300,China;2.GuangzhouAircraftMaintenanceEngineeringCo.Ltd,Guangzhou510470,China)

In order to investigate the impact performance of repaired Carbon Fiber Reinforced Polymer(CFRP) at electric-thermal load conditions, the electric-thermal load were performed on the repaired CFRP by the self-devised damage test device. The surface temperature field of the electrified specimens and the resistance variation with different current intensity were measured. The velocity impact and residual compressive strength after impact (CAI) of the electrified specimens were measured. The impact damage failure behavior was analyzed. The research results revealed that the effect on the impact properties is not so dominant when specimens electrified with low current that the CAI just increases slightly. With the increase of current intensity, the repaired interface layer property is destroyed by the high temperature of electric-thermal. The impact performance and CAI of electrified specimens are decreased obviously.

composite repair; electric-thermal damage; low velocity impact; residual compressive strength

2016-05-26；

2016-09-13

中央高校基本科研业务费资助项目(3122013Z009)

李 娜(1979-)，高级实验师，博士，主要从事复合材料结构修补研究。 E-mail: n-li@cauc.edu.cn。

1673-2812(2017)06-0887-05

TQ327.3

A

10.14136/j.cnki.issn1673-2812.2017.06.006