碳纤维增强树脂基复合材料层合板的损伤阻抗表征

通过落锤冲击试验与准静态压痕试验研究了碳纤维增强树脂基复合材料层合板的损伤阻抗,发现两种试验中,复合材料层合板都具有三个损伤阶段。两种试验都具有两个表征损伤阶段变化的拐点:第一个拐点为分层拐点,表征分层起始;第二个拐点为损伤拐点,表征分层扩展趋于饱和。本文建议利用一个三维坐标点(x,y,z,其中x为第二拐点对应的冲击能量,y为相应的凹坑深度,z为分层投影面积)表示的损伤拐点来衡量材料抵抗冲击的能力,此损伤拐点不仅仅代表了材料抵抗冲击的关键点,也揭示了此时的内部损伤状态。     

复合材料层压板抗冲击行为及表征方法的实验研究

对14种复合材料体系约800个试样进行了冲击阻抗和含损伤层压板压缩强度试验研究,研究发现对于同一种复合材料层压板的冲击能量-凹坑深度曲线和凹坑深度-压缩破坏应变曲线均存在拐点,在出现拐点后内部的分层损伤叠加面积基本不再增加,压缩剩余强度基本不再降低,表面冲击部位开始出现纤维断裂。研究表明,采用传统CAI来表征损伤容限性能的方法可能得到与实际结构损伤容限特性相反的结论。因此,提出了利用拐点附近特性来表征复合材料层压板的抗冲击行为（包括损伤阻抗和损伤容限）的建议,即分别采用QSI方法得到的准各向同性层压板的最大接触力F_max和压缩破坏强度（应变）的门槛值CAIT来表征复合材料层压板的损伤阻抗和损伤容限行为。      

复合材料头盔壳体用超薄层合板冲击后的压缩性能

使用[0°/0°/0°]T、[45°/0°/45°]T两种铺层角度将碳纤维经面缎纹织物、碳纤维平纹织物预浸料、不同面密度芳纶纬编双轴向织物(MBWK)三种增强材料混杂铺层,制备出厚度为1.30 mm的复合材料头盔壳体用超薄层合板。测试分析了层板冲击后的压缩性能,用C扫描超声波检测仪测试了层合板冲击损伤图像,使用Image Pro Plus图像分析软件计算出不同冲击条件下的超薄层合板冲击损伤面积,研究了增强体结构类型、铺层角度对超薄复合材料层合板冲击后压缩性能的影响。结果表明,使用铺层角度为[45°/0°/45°]T的增强体结构可抑制层板沿纤维方向的冲击损伤裂纹的扩展,但是冲击点损伤破坏严重;纬编双轴向织物的面密度越大,则层板冲击后的凹坑深度越小。与其他铺层结构相比,当铺层角度为[0°/0°/0°]T时底层为碳纤维预浸料、中间层纬编双轴向织物面密度为630 g/m2、面层为碳纤维经面缎纹织物的复合材料超薄层板的冲击损伤面积与凹坑深度均最小,分别为225.28 mm2、0.16 mm,其剩余冲击后压缩强度达到最大值97.43 MPa,压缩强度保持率75.72%。这种结构,具有优异的冲击后压缩性能。     

层间颗粒增韧HT3/QY8911的损伤阻抗和损伤容限

采用热塑性颗粒对双马基体复合材料层合板HT3/ Q Y8911 进行层间增韧, 制备未加入增韧颗粒的对比件和加入增韧颗粒的改性件。通过准静态压痕(QSI) 实验和冲击后压缩实验, 研究了层间增韧后HT3/ Q Y8911的损伤阻抗和损伤容限特性。结果和分析表明, 改性件在静压痕力下具有较高的分层起始载荷, 或在相同载荷水平下具有较小的损伤面积。提出从分层起始点载荷大小和载荷下降程度两方面来衡量试件对准静压痕力的响应。在相同的静压痕力或单位厚度冲击能量下, 层间增韧后的HT3/ Q Y8911 具有较深的凹坑, 表明塑性变形较大的层间区域以凹坑为代价换取了较小的损伤面积, 具有较高的损伤阻抗。在冲击后压缩面积相差不大的情况下, 层间增韧件的冲击后压缩强度和压缩破坏应变显著增加。      

低速冲击下复合材料层板压缩许用值

为评估航空结构中常用的T300级和T800级2种碳纤维/环氧树脂复合材料层压板的冲击后压缩许用值,对2种材料体系下具有不同厚度及铺层的层板进行了低速冲击和冲击后压缩试验;讨论了冲击能量、凹坑深度、损伤面积及冲击后剩余压缩强度等之间的关系,以及厚度、铺层、表面防护等因素对其造成的影响;重点关注了2种材料体系下各组层板的目视勉强可见冲击损伤(BVID)形成条件以及含BVID层板的剩余强度.结果表明:厚度及铺层对层板的凹坑深度-冲击能量关系影响较大,而对冲击后压缩强度-凹坑深度及冲击后压缩破坏应变-凹坑深度关系影响较小,且在相同铺层比例下,BVID对应的冲击能量随厚度近似呈线性增长.X850层板的损伤阻抗性能明显优于CCF300/5228层板的,但二者损伤容限性能相当.加铜网、涂漆等表面处理显著提高了层板的损伤阻抗,但对损伤容限性能影响不大;在损伤不超过BVID时,所有CCF300/5228试件的压缩破坏应变均大于4 000 με,而X850材料体系下压缩破坏应变均在3 000 με之上.     

缝合碳纤维/泡沫夹芯复合材料损伤阻抗及损伤容限性能

通过真空辅助树脂传递模塑成型工艺(VARTM)技术制备了缝合和未缝合碳纤维/泡沫夹芯复合材料,并进行了低速冲击和冲击后压缩实验,利用深度测量仪检测冲击后的表面凹坑深度.使用Origin软件拟合出了表征损伤阻抗性能的冲击能量-凹坑深度曲线及表征损伤容限性能的凹坑深度-剩余压缩强度曲线.以未缝合复合材料为对比,发现缝合能有...     

z-pin增韧复合材料层合板低速冲击损伤过程研究

从z-pin增韧复合材料层合板低速冲击实验出发,考虑了复合材料层合板在受低速冲击时的分层及基体开裂等四种损伤形式,引入适当的损伤判据,对T300/3234碳纤维树脂基复合材料层合板的低速冲击损伤过程进行有限元模拟。结果表明,采用碳纤维钉z-pin增韧使得冲击后层间分层区域面积减小50%左右,有限元结果与实验数据吻合。     

准静态压痕力作用下复合材料层合板的凹坑深度预测方法

建立了一种在准静态压痕力作用下复合材料层合板凹坑深度的预测方法。首先采用基于应变描述的Hashin 和 Yeh 失效准则并结合有限元法, 对复合材料层合板在准静态压痕力作用下的失效过程进行渐进损伤分析, 获取一系列的材料性能退化信息。其次采用Sun的方法对局部损伤区材料的弹性参数进行等效处理。最后结合Turner的接触理论预测了凹坑深度-接触力曲线。计算结果表明, 基体开裂与分层是导致层合板开始产生凹坑的主要原因, 纤维断裂是导致凹坑深度急剧增加的主要原因。分层起始载荷、 最大接触力及各自相应的凹坑深度的预测结果与试验值具有较好的一致性。      

T700/6421复合材料层板低速冲击后损伤特性

对未增韧及增韧后的T700/6421复合材料层板进行了低速冲击实验,讨论了表面凹坑深度(D)、表面凹坑直径(R)、冲击后压缩强度(CAI)及冲击能量(E)的关系,并通过记录冲击过程中的接触力与时间的变化分析了冲击时的损伤过程。实验结果表明,增韧后的复合材料其更容易出现深凹坑及更大的表面凹坑直径,更容易实现目视明显可见损伤(VID)的效果,并通过分析冲击历程响应发现:低速冲击过程中复合材料层板起始产生分层损伤时的时间与冲击能量并没有必然的联系。     

复合材料层合板机械连接结构累积损伤模型和挤压性能试验研究

建立了三维累积损伤有限元模型, 采用扩展拉格朗日乘子法对螺栓表面和复合材料层合板孔壁间的接触行为进行了模拟。对复合材料层合板中纤维断裂、基体开裂和纤维2基体剪切3 类基本损伤类型的产生、扩展以及它们之间的关联性进行了研究。计算得到了复合材料层合板单钉连接结构的载荷2位移曲线, 预测了它们的初始挤压破坏载荷。同时, 进行了T300 帘子布/ Q Y8911 双马来酰亚胺树脂层合板单钉单搭螺栓挤压强度试验,验证了不同铺层类型和结构尺寸对复合材料层合板机械连接挤压性能的影响。试验结果和计算结果吻合较好, 证明了该模型和算法的有效性。      

石英纤维热损伤机制

通过TG/DSC和高温XRD对石英纤维的高温相转变行为进行了研究,通过高分辨SEM对经不同温度处理过的石英纤维的表面形貌进行了研究,并用抗拉强度实验机测量了这些石英纤维的抗拉强度。研究结果表明,低于1000℃ 处理的石英纤维热损伤可分为两个阶段: (1) 在低于600℃的热处理温度范围内,由于石英纤维表面处理剂的挥发 , 石英纤维直径逐渐减小,原来表面的裂纹、条状和圆形凸起等缺陷逐渐显露出来,导致石英纤维抗拉强度缓慢降低;(2) 在600～1000℃ 的热处理温度范围内 , 石英纤维表面处理剂挥发完毕,在热处理的升降温过程中,由于热应力的作用,表面的条状和圆形凸起开始剥落,造成一定数量的新的表面裂口和裂纹缺陷。温度越高,石英纤维表面的条状和圆形凸起剥落现象越明显,这是造成这一温度条件下石英纤维强度显著降低的主要因素之一。此外,结合TG/DSC和XRD的研究结果,石英纤维低于1000℃热处理后,虽然没有明显的相变化,但是晶体结构有序化程度提高,表面开始析出α-方石英并导致纤维表面形成一定数量的凸起缺陷,这也是导致高温处理后石英纤维热损伤的原因之一。      

碳纤维/环氧树脂复合材料高速冲击性能

采用树脂传递模塑(RTM)工艺制备碳纤维/环氧树脂复合材料,通过空气炮冲击实验研究树脂韧性和碳纤维类型对复合材料抗高速冲击性能的影响,并对高速冲击后的试样进行压缩性能测试,研究高速冲击损伤对复合材料剩余压缩性能的影响。结果表明:树脂的韧性可以降低复合材料遭受高速冲击时的内部损伤程度,大幅提高复合材料的抗高速冲击性能和冲击后剩余压缩性能;T700S碳纤维增强复合材料抗高速冲击性能优于T800H碳纤维增强复合材料;复合材料的破坏模式与冲击速率有关,冲击速率较低时,复合材料弹击面出现圆形凹坑,背弹面出现鼓包;冲击速率较高时,复合材料弹击面出现圆形通孔,背弹面出现沿纤维方向撕裂断口。     

应变率对T300/Al(L2)复合丝拉伸性能的影响

利用MTS810试验机和自行研制的冲击拉伸试验装置对T300／Al复合丝实施了不同应变率下的拉伸试验,获得了材料从0．001s^-1到1300s^-1应变率范围内完整的应力应变曲线。结果表明：T300／Al是一种应变率敏感复合材料,随着应变率的提高,材料的拉伸强度、失稳应变均相应提高,具有明显的应变率强化效应和动态韧性现象,这主要是由铝基体的应变率强化效应和应变率历史效应引起的。根据材料在不同应变率下的试验结果以及对其不同变形阶段机理的分析,提出了弹塑性复合丝束模型,并由此建立了相应的应变率相关的一维统计损伤本构方程,模型拟合结果与试验结果一致。     

圆孔对GLARE层合板抗冲击性能的影响

为获得圆孔对玻璃纤维增强铝合金（GLARE）层合板抗冲击性能的影响规律,采用40 J的冲击能量对无孔和含圆孔GLARE层合板进行了落锤低速冲击试验,获得了冲击载荷、挠度和能量-时间曲线。应用ABAQUS/Explicit有限元分析软件对试验进行模拟,并预测了圆孔直径对GLARE层合板抗冲击性能的影响。结果显示:在低速冲击下,GLARE层合板纤维层的失效模式以分层损伤和纤维断裂为主;随着圆孔边缘至冲击中心距离的增加,层合板的冲击载荷峰值提高,而挠度峰值减小;数值模拟结果与试验结果的比较验证了模型的合理性;随着圆孔直径的增大,GLARE层合板的抗冲击性能逐步劣化。      

T300/QY8911十字叠层复合材料冲击损伤与破坏的实验研究

对T300碳纤维增强QY8911双马来酰亚胺树脂十字叠层复合材料的冲击损伤与破坏特性进行了实验研究。采用落锤(自由落体)冲击试验方法,测定了三类铺层结构板材的冲击破坏强度和冲击损伤能量门槛值;将冲击强度与破坏模式和静态三点弯曲情况做了对比。用宏、细观方法检测了冲击损伤特性。对低于门槛值的冲击动力学行为给出了分析模型。     

碳纤维表面状态对其复合材料界面性能的影响

为了研究上浆剂和湿热处理对复合材料微观界面性能的影响,通过单丝断裂实验测试去浆处理及湿热处理前后T300、T700SC、T800S碳纤维单丝/环氧树脂体系的界面剪切强度(IFSS),结合扫描电镜测试手段分析了纤维表面物理特性对IFSS的影响.结果表明:去浆及湿热处理均会引起三种单丝复合材料体系IFSS降低,断点形貌由X状向鞘状发生变化,但不同的单丝复合体系IFSS降幅以及断点形貌变化程度不同;去浆后,T700SC/环氧树脂体系IFSS降幅达70.67%,T300/环氧树脂体系仅下降6.05%;湿热处理72 h后,T300/环氧树脂体系IFSS下降幅度最小;湿热作用下,去浆后的单丝/环氧树脂体系IFSS的下降更为显著.     

基于声发射信号模式识别的 UHMWPE/ LDPE复合材料损伤机制分析

测定了 U HMWPE/ LDPE复合材料在准静态拉伸作用下的声发射 (AE) 信号 , 用无监督模式识别方法对预处理后的 AE信号进行分类 , 据此分析了几种试样 (0° 、90° 和 [ + 45° / - 45° ]) 的损伤机制。研究表明 ,模式识别 (PR) 方法能识别出试样中基体开裂、 纤维2基体界面脱粘、 纤维抽拔和纤维断裂等损伤模式 , 识别结果与利用扫描电子显微镜 (SEM) 对破坏断面观察得到的结果一致。U HMWPE/ LDPE复合材料的 AE信号特征只受损伤模式的影响而与试样类型无关 , PR方法能有效地区分不同损伤模式的 AE信号 , 每种损伤模式的 AE信号累计数对应变的关系曲线能清楚地反映复合材料的损伤进程。AE信号的 PR分析为复合材料的损伤机制分析提供了准确依据。      

Z 向增强泡沫夹芯复合材料冲击损伤及冲击后压缩性能

基于热压罐成型工艺, 选择了树脂柱Z向增强泡沫芯材、碳纤维Z向增强泡沫芯材、Kevlar纤维缝纫增强泡沫芯材3种Z向增强复合材料结构, 对夹芯结构进行了低速冲击损伤和冲击后压缩(CAI)性能研究, 考察了不同Z向增强方式对冲击损伤面积和破坏模式的影响。结果表明, Z向增强对泡沫芯材产生了初始损伤, 其冲击后损伤面积大于未增强泡沫夹芯结构; 但Z向增强改变了夹芯结构的压缩破坏机制。通过选用合适的Z向增强材料和Z向增强参数, 能够提高夹芯结构的压缩强度和CAI强度。其中当增强材料为碳纤维, 增强参数为10 mm×10 mm时, 压缩强度提高了13%, CAI强度提高超过40%。     

碳纤维复合材料破坏的超声波检测

本文对碳纤维增强复合材料O°、±45°和0°/90°铺层的无缺口、有直边缺口、有中心圆孔和有中心缺口层板,作了静态拉伸试验研究。采用超声波扫描成象检测方法,检测了碳/环氧复合材料在不同加载区域内的损伤分布及损伤程度,得到了载荷—损伤程度曲线和材料内部缺陷分布的分层图象。结果表明:带有垂直于载荷方向直边缺口的试件在受静态拉伸时,裂缝不是沿缺口长度方向作自相似扩展,而是沿纤维方向的界面扩展,缺口基本上不影响试件无缺口部分的承载能力;对于带中心缺口的试件,首先出现缺口尖端的界面分离;带中心圆孔的试件,损伤从孔周开始,逐渐沿纤维方向扩展。本文还分析了试件的损伤和破坏机理。