碳纤维增强复合材料层间断裂韧度

2018-08-07谢宗蕻蔡书杰

航空材料学报 2018年4期

谢宗蕻, 蔡书杰, 郭奇, 李想

（西北工业大学航天学院，西安 710072）

碳纤维增强复合材料由于其高的比强度和比模量、耐高温、耐疲劳等优点被广泛应用于航空航天领域。据统计，复合材料的各种损伤破坏形式中，分层失效约占60%[1]，分层会导致复合材料承载力显著下降，分层的扩展使得层合结构的刚度和强度迅速下降[2]。由于层间强度远低于纤维强度，故层间强度是层板强度的弱环，低的层间强度和高的层间应力容易导致分层损伤，层合板抗分层的能力是由基体的韧性决定，提高基体的韧性可以改善层合板抗分层的能力，国内外复合材料已将层间断裂韧度作为表征基体性能的重要指标，层间断裂韧度问题是工程中的研究热点。

目前针对Ⅰ型层间断裂韧度主要采用双悬臂梁实验与理论计算或有限元模拟相结合的方法[3]，双悬臂梁实验方法是由Whitney等[4]于1982年提出用于复合材料Ⅰ型断裂韧度的研究。陈海峰等[5]采用ABAQUS中子模型的方法模拟了复合材料层板Ⅰ型断裂韧度实验中裂纹的扩展，他们在裂纹尖端划出一个区域作为子模型，单元密度高于全局模型，在保证精度的同时减少了单元规模，节省了计算时间和资源。矫桂琼等[6]采用铰链式双悬臂梁试件研究了纤维桥连和试件厚度对复合材料层板断裂韧度的影响。ENF实验方法由Barrett和Foschi研究木质梁层间断裂首次提出，Russell等[7]将此方法用于先进复合材料Ⅱ型层间断裂韧度应变能释放率的研究[7]。于志成[8]对复合材料Ⅱ型层间断裂韧度实验方法进行了研究，发现试件尺寸和加载速率对计算结果没有影响。肖军等[9]研究了单向层和多向层对复合材料层合板Ⅱ型断裂韧度的影响。吴妙生等[10]对纤维增强复合材料断裂韧度细观机理进行了分析，研究了纤维材料和纤维走向、基体韧性对复合材料层板断裂韧度的影响。侯大寅[11]从纤维增强复合材料的断裂机理，分析了影响其断裂韧度的主要因素。

目前国内关于热压罐和热补仪固化方式对复合材料断裂韧度的影响的研究结果鲜见报道。本工作采用DCB和ENF方法对碳纤维增强复合材料Ⅰ型和Ⅱ型层间断裂韧度进行实验研究，分析Ⅰ型和Ⅱ断裂韧度裂纹扩展特性和载荷随裂纹扩展的变化。同时，对热压罐固化和热补仪固化的两种不同类型试件的断裂韧度进行对比分析。

1 实验材料及方法

1.1 试件设计及实验设备

根据 ASTM 5528（01）和 HB7403—1996 标准设计了Ⅰ型和Ⅱ层间断裂韧度实验试件，试件材料为 T300/CYCOM970，在 177 ℃ 环境下固化 2 h 制成。每种类型断裂韧度实验分别采用热压罐和热补仪固化方式制造尺寸相同的两组试件。Ⅰ型试件尺寸如图 1（a）所示，试件长 140 mm，宽 20 mm，预制裂纹65 mm。层合板铺层为[0]16，总厚度4 mm。Ⅱ型试件尺寸如图 1（b）所示，试件长 140 mm，宽 25 mm，预制裂纹 40 mm。层合板铺层为[0]12，总厚度 3 mm。

根据ASTM 5528（01）标准设计了Ⅰ型层间断裂韧度实验夹具，参见图2（a）。根据HB7403—1996设计了Ⅱ型层间断裂韧度实验夹具，参见图2（b）。

图1 试件尺寸（a）Ⅰ型断裂韧度实验试件尺寸;（b）Ⅱ型断裂韧度实验试件尺寸Fig.1 Specimen size （a）specimen size of mode I fracture toughness;（b）specimen size of mode Ⅱ fracture toughness

图2 实验夹具（a）Ⅰ型断裂韧度;（b）Ⅱ型层间断裂韧度Fig.2 Test fixture （a）mode I fracture toughness;（b）mode Ⅱ fracture toughness

1.2 实验方法

Ⅰ型层间断裂韧度实验首先在裂纹尖端位置做好标记，然后在试件前后两侧裂纹尖端附近及外延部分涂白色油漆，并在裂纹扩展方向向外量取5 mm，做好标记，在后面的 50 mm 内每隔 5 mm 划一条细竖线，如图3（a）所示。用细砂纸轻轻打磨试件表面，再用酒精清洁表面污渍，同样的方法清理粘块表面。然后在试件上下两侧涂液体胶水，粘贴夹具，并保证夹具的平行性和对中性。安装光学显微镜，如图3（b）所示。用位移控制方式施加载荷，加载速率为1～5 mm/min。连续记录载荷位移曲线，记录能较为明显地看见裂纹尖端时的载荷，并停止加载，卸载。二次加载，通过体式显微镜及CCD摄像机对裂纹尖端位置做连续记录，并观察裂纹尖端扩展是否稳定。裂纹向外扩展约45 mm左右时，停止实验，然后卸载。

Ⅱ型层间断裂韧度实验同样在裂纹尖端位置做好标记，然后在试件前后两侧裂纹尖端附近及外延部分涂白色油漆，并在裂纹扩展方向向外量取5 mm，并做好标记，如图4（a）所示。调整支座跨距2L为70 mm，使加载头位于支座中间并与支座平行。如图4（b）所示装夹试件，试件的长度方向与支座和加载头垂直。用位移控制方式施加载荷，加载速率为 1～2 mm/min，当裂纹扩展 5 mm 左右时，停止加载。调整支座跨距2L为100 mm，按有效裂纹长度 a = 25 mm 装夹试件，并保证试件的长度方向与支座和加载头垂直。施加载荷，记录试件受载点处的载荷-挠度曲线。当载荷下降时，停止实验。

图3 Ⅰ型断裂韧度实验（a）试件标记;（b）显微镜安装Fig.3 Mode I fracture toughness test （a）specimen mark;（b）microscope installation

图4 Ⅱ型断裂韧度实验（a）试件标记;（b）试件安装Fig.4 Mode Ⅱ fracture toughness test （a）specimen mark;（b）specimen installation

图5 Ⅰ型断裂韧度实验载荷位移曲线Fig.5 Load displacement curve of mode I fracture toughness test

2 结果与分析

2.1 Ⅰ型层间断裂韧度

2.1.1 Ⅰ型层间断裂韧度实验中裂纹扩展特点

从实验结果看由载荷-位移曲线可知，裂纹扩展过程并不是非常稳定，载荷随着位移以及裂纹长度的增加出现上下波动。这从实验观察中也得到印证，裂纹扩展并不完全是缓慢稳定进行的，时而会出现突然向前跳跃的现象，并且随着裂纹扩展的增加更趋于不稳定。因此，依据ASTM D5528-01（07）标准，为促使DCB试件产生自然的Ⅰ型裂纹，在第一次裂纹扩展后，对试件卸载，然后进行二次加载是有必要的。从图5中可以发现，采用热压罐固化的试件比采用热补仪固化的试件承载能力要强，这是由于热补仪采用加热毯作为热源，可能会导致温度不均，温度不均会影响复合材料固化过程及固化程度，并且固化过程只能提供真空压力，不能保证复合材料层间有效压实，容易产生空隙等缺陷，这些缺陷会导致试件的承载能力降低。

2.1.2 Ⅰ型层间断裂韧度应变能释放率计算

层间断裂韧度的计算目前有修正梁理论法、柔度标定法和修正柔度标定法，本工作采用柔度标定法计算Ⅰ型层间断裂韧度。基于测量数据，得到 lg（δi/Pi）～log（ai）的对应关系。采用最小二乘法对数据进行拟合，由拟合获得的直线的斜率计算指数n，如图6所示。则Ⅰ型层间断裂韧度可计算如下：

图6 拟合曲线Fig. 6 Fitting curve

式中：GIC为Ⅰ型层间断裂韧度，N/mm；P为施加载荷，N；δ为对应P的试件受载点挠度，mm；a为有效裂纹长度，mm；b为试件的宽度，mm。

对每一组实验数据，计算其平均值、标准差和离散系数（以百分比表示）如下：

从表1的数据可以看到采用热压罐固化的试件比采用热补仪固化的试件Ⅰ型断裂韧度要高43%，且采用热压罐固化的试件Ⅰ型断裂韧度的离散系数较小，数据一致性较好。这是因为采用热压罐固化后，胶层与预浸料结合良好，孔隙率低。修补仪固化后，胶层与本体材料间存在少量孔隙等缺陷，孔隙率高，故断裂韧度相比于热压罐固化的断裂韧度要低。

表1 Ⅰ型层间断裂韧性Table1 Fracture toughness of mode I

2.2 Ⅱ型层间断裂韧度

2.2.1 Ⅱ型层间断裂韧度实验中裂纹扩展特点

测试时将试件安装在三点弯夹具上，用位移控制方式施加载荷，记录载荷位移曲线并观察裂纹扩展情况。从实验中可以观察到，载荷起初线性增长，裂纹不扩展。当载荷接近临界载荷时，裂纹前端有少许扩展，载荷位移曲线呈现非线性。当到达临界载荷时，裂纹沿层间迅速扩展，载荷下降。从图7可以看到，采用热压罐固化方式的试件比采用热补仪固化方式的试件承载能力要高。

2.2.2 Ⅱ型层间断裂韧度应变能释放率计算

通过试验机记录裂纹扩展时的临界载荷P，通过百分表记录裂纹扩展时的压头位移δ。Ⅱ型层间断裂韧度可按下式计算