预载荷对纤维复合材料低速冲击性能影响研究

张温馨 张迪 齐江伟 白春玉 王计真 周晋

摘要：针对施加预载荷的碳纤维增强复合材料层合板低速冲击行为建立了一种可施加预载荷的复合材料层合板低速冲击模型，并进行了有限元分析。首先，通过对比无预应力低速冲击仿真结果与试验结果，验证模型的合理性；其次，利用模型模拟了6组不同预载荷情况下相同冲击能量的低速冲击过程。对比结果显示，预载荷加重了层合板的损伤程度，而相同大小的拉伸、压缩预载荷状态下的层合板低速冲击力学行为无明显差别，但是拉伸预载荷造成的层合板损伤比压缩预载荷较为严重。通过数值模拟的方法研究预载荷对复合材料低速冲击的影响，为飞机结构复合材料实际工况下的抗冲击性能提供基础数据参考，对飞机结构设计优化具有重要的工程应用价值。

关键词：预载荷；碳纤维增强复合材料；有限元分析；低速冲击

中图分类号：V216文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.12.010

基金项目：中国博士后科学基金（2021M692572）；陕西省自然科学基础研究计划（2021JQ-004）

碳纤维增强复合材料（CFRP）因其比刚度高、比强度高以及耐疲劳等优点，被广泛运用于航空航天领域[1-3]。然而，CFRP层合板在服役过程中存在局部低速冲击损伤的风险，包括跑道碎石飞溅、工具掉落、人员踩踏等情形，这也成为其结构安全性能的主要威胁[4-6]。

近年来，国内外学者分别从试验、数值模拟等方面对复合材料层合板低速冲击进行了较全面的研究[7-9]。但目前主要集中于无预载荷状态下的低速冲击行为，而实际中飞机在起降、飞行过程中，机体结构本身就承受较大的预载荷。因此，在进行复合材料结构低速冲击行为研究时，还应进一步考虑预载荷的影响[10]。目前，已有学者就此开展了相关研究工作。Ali等[11]针对双轴预加载对e-玻璃纤维/环氧复合材料层合板低速冲击性能的影响进行了试验和数值研究。结果显示，预加载复合板的刚度、挠度、吸收能量增大。王计真等[12-14]研究了预拉伸与预压缩状态下复合材料层合板的高速冲击行为，指出预拉伸载荷可减少分层损伤面积，而预压缩载荷会增大分层损伤面积。Hu等[15]分析了预压缩载荷对二维混杂编织复合材料层合板低速冲击性能的影响机理，并采用CT和扫描电镜等对层合板内部损伤及失效机制做出了解释分析。Felipe等[16]研究了预压载荷对复合材料层合板低速冲击的影响，并建立了基于连续介质损伤力学的分析模型。

因此，本文针对碳纤维/环氧树脂复合材料层合板，建立了施加预载荷的低速冲击数值模型，预测复合材料CCF300/BA9916II在不同预载荷作用下的低速冲击行为，分析其对复合材料低速冲击的影响，以丰富碳纤维复合材料层合板预载荷低速冲击行为响应的研究。

1有限元模型

1.1几何模型

图1为本文建立的低速冲击有限元模型。低速冲击采用头部为半球形的钢性落锤，直径D=16mm，质量m= 7.05kg，冲击点位于层合板中心，冲击能量为35J，选用解析刚体建模。复合材料层合板是CCF300/BA9916II碳纤维/环氧树脂，尺寸为150mm×100mm×5mm，铺层方式为[45/-45/90/0/0/45/0/0/-45/0]s，采用Composite layup设置铺层方向，通过连续壳单元（SC8R）进行显示分析，单元数量63850个。底座采用刚体建模，尺寸与层合板一致，采用四节点三维双线性刚性四边形（R3D4）单元，单元数量为920个。落锤、复合材料层合板和底座装配如图1所示。

仿真模型的邊界条件设置为：底座的端部固定，即6个方向位移为0；落锤质点的约束条件设置为仅Z方向可移动（如图2所示），并施加3.14m/s的初速度。

1.2损伤分析模型

复合材料在冲击载荷作用时，主要发生的损伤类型有：纤维损伤、基体损伤和分层。这些损伤类型可能在冲击过程中同时存在。本文选用常用于分析复合材料渐进损伤的二维Hashin失效模型以及分层损伤模型。

1.2.1二维Hashin失效模型

Hashin[17-18]准则定义了：纤维拉伸、纤维压缩、基体拉伸、基体压缩等4种失效模式，其表达式分别为以下几个。

如图3所示，材料在三角形顶点开始损伤，刚度发生线性退化直至失效[19]。

针对本文的20层单层复合材料，需设置19层黏结层，但计算量较大，因此为平衡计算效率和预测精度。本文在 2/3，5/6，8/9，12/13，15/16，18/19层间共设置6层黏结层，如图4所示。Cohesive单元材料属性见表2。

1.3预应力加载

在仿真模型中，施加预载荷的方式较多，本文采用施加预应变的方式来实现预加载。本文基于ABAQUS有限元分析软件，在复合材料层合板一侧施加位移载荷，另一侧约束，进行准静态分析后，获得带有预载荷的层合板。之后在冲击模型的Load步骤中，通过initial state模块，将其导入施加预载荷的层合板，实现后续的仿真计算。

本文对不同拉伸和压缩预载荷均进行模拟，共6组，见表3。

2结果及分析

2.1无预应力模拟结果

图5为试验和仿真复合材料层合板低速冲击过程中的冲击力—时间关系对比曲线图。冲击过程中由于摩擦力等因素影响，会出现小幅震荡现象[19]，但从图中可以看出仿真结果与试验数据相比，整体趋势和数值吻合良好。试验测得冲击力为9.29kN，仿真结果最大冲击力为8.44kN，误差为9.14%。

图6所示对比了冲击试样背面纤维损伤的试验结果[20]与仿真结果。可以看出，仿真与试验结果吻合良好。

通过以上试验和仿真对比结果验证了所建模型的合理性，现根据此模型进行预载荷低速冲击仿真分析。

2.2预载荷模拟结果

图7、图8为不同拉伸和压缩预载荷下的冲击力—时间曲线，从图中可以看出随着拉伸和压缩载荷的增大，最大冲击力没有明显变化，但出现最大冲击力的时间后移，冲击时间随拉伸载荷的增大而变长。上述现象可能的原因是预载荷使得层合板的刚度减小，并且在一定范围内层合板刚度随着载荷增大而减小，使得冲击过程中冲击力变小，吸收能量的过程变长，最大位移变大，冲击时间变长。其中，预压缩C3000时，材料发生穿透性破坏。

图9为拉伸预载荷与压缩预载荷同样为2000με（T2000、C2000）时的冲击力—时间曲线。从图中可以看到拉伸与压缩预载荷在大小相同时冲击力学响应几乎一致，最大冲击力无明显变化，冲击时间则都大于无预载荷情况下的冲击时间，出现最大冲击力的时间点后移。可见从冲击力学响应上来看，拉伸与压缩预载荷都使得复合材料层合板的刚度减小，对层合板低速冲击力学响应有着相似的影响。图10和图11对比了复合材料层合板在无预载荷作用下和预载荷情况下的纤维拉伸、纤维压缩、基体拉伸、基体压缩损伤。可以看出，在无预载荷和有预载荷情况下，基体拉伸损伤明显都比基体压缩损伤严重。

结合具体损伤单元数量可得到更加量化的对比结果。如T1000预载荷作用下，纤维拉伸损伤单元数量为296，而纤维压缩损伤单元数量为250，纤维拉伸损伤更加严重。基体拉伸损伤单元数量为5820，基体压缩损伤单元数量仅为466，可見基体拉伸损伤远比基体压缩损伤严重。这是由于在低速冲击过程中，层合板内部的纤维和基体分别会受到拉伸和压缩应力，而拉伸应力主导了整个层合板的损伤、失效。因此，在纤维和基体的损伤中，都是拉伸损伤更严重。

在无载荷作用时，纤维拉伸损伤单元数量为303，纤维压缩损伤单元数量为247，基体拉伸损伤单元数量为5166，基体压缩损伤单元数量为377，与T1000情况下相比，损伤有所增加，继续对比T2000得出，损伤再次增加。

图12、图13为各预载荷下的复合材料低速冲击纤维和基体损伤单元数量对比的柱状图，可以更清晰地看出预载荷不同程度加重了复合材料层合板的损伤，并且随着载荷的加大，损伤变得更加严重，这可能是预载荷导致层合板刚度下降引起的。同时，在载荷大小相同的情况下，拉伸预载荷会比压缩预载荷下损伤情况略微严重。

3结论

本文利用ABAQUS模拟预测了预载荷对碳纤维/环氧树脂复合材料层合板抗低速冲击性能的影响。结果表明，预载荷对复合材料层合板的低速冲击性能有较大影响。

（1）通过建立的低速冲击仿真模型，计算得出无预应力状态下的仿真结果和试验结果对比吻合良好，验证了模型的可行性。

（2）与无应力状态相比，预压预拉载荷状态下时，复合材料层合板的最大冲击力时间点后移，且冲击时间增大。预压预拉载荷状态下的层合板低速冲击行为无明显差别。

（3）对比预载荷下的层合板低速冲击损伤单元数量，结果表明，预载荷加重了层合板的损伤程度，并且在一定范围内随着载荷增加，损伤程度增大。同时，载荷大小相同的情况下，拉伸预载荷造成的层合板损伤比压缩预载荷较为严重。

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Effect of Preloading on the Low Speed Impact Resistance for Carbon Fiber/Epoxy Resin Composite Laminates

Zhang Wenxin1，Zhou Jin1，Zhang Di1，Wang Jizhen2，Bai Chunyu1，2，Qi Jiangwei1

1. Xian Jiaotong University，Xian 710049，China

2. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structures Impact Dynamics，Aircraft Strength Research Institute of China，Xian 710065，China

Abstract： Aiming at the low-velocity impact behavior of the preloaded carbon fiber reinforced composite laminates， a low-velocity impact model of the preloaded composite laminates was established， and finite element analysis is carried out. First， by comparing the simulation results of non-prestressed low-velocity impact with the test results， the rationality of the model was verified； secondly， the model was used to simulate the low-velocity impact process with the same impact energy under 6 groups of different preload conditions. The comparison results show that the preload aggravated the damage degree of the laminate， while the low-velocity impact mechanical behavior of the laminate under the same size of tension and compression preload state has no significant difference， but the damage of the laminate caused by the tension preload is more than that of the compression preload. The numerical simulation method is used to study the influence of preload on low-velocity impact of composite materials， which provides basic data reference for the impact resistance of aircraft structure composite materials under actual working conditions， and has important engineering application value for aircraft structure design optimization.

Key Words： preload； carbon fiber reinforced composites； finite element analysis； low speed impact