复合材料层板低速冲击后疲劳性能实验研究

通过对T300/5405复合材料层板进行低速冲击后的压-压疲劳实验,研究含不同冲击损伤层板的压缩性能与其在多级应力水平下的疲劳寿命与损伤扩展,并讨论冲击能量、应力水平、损伤扩展对层板疲劳寿命的影响。结果表明:冲击损伤明显降低层板的剩余强度;在低应水平下,冲击能量越大,含冲击损伤层板的疲劳寿命越小;疲劳实验中损伤经历平稳扩展和快速扩展两个阶段,其中平稳扩展阶段约占总体寿命的80%,快速扩展阶段约占总体寿命的20%,损伤扩展速率随着应力水平降低而减小。     

复合材料层合板低速冲击后压-压疲劳试验研究及寿命预报

进行了复合材料层合板低速冲击和冲击后压-压疲劳试验。在疲劳试验过程中详细测量了损伤扩展情况,获得了损伤扩展规律。将冲击损伤等效为一圆形开孔,应用含椭圆形夹杂的杂交应力单元分析含圆孔有限大板的应力分布,采用特征曲线和点应力判据相结合的方式并通过引入损伤扩展规律建立了含低速冲击损伤复合材料层板压-压疲劳寿命预测模型。通过与试验数据的对比,证明了该模型的有效性。同时,该模型还可预报在疲劳载荷下含冲击损伤层板的剩余压缩强度。     

压缩预应力对复合材料层板抗冲击损伤性能的影响

为确定压缩预应力对复合材料层板抗冲击损伤性能的影响,首先对不同压缩预应力下的碳纤维/双马树脂CCF300/5428层板进行了低速冲击和准静态压痕试验,然后通过热揭层和冲击后压缩试验分别得到了层板分层面积和剩余强度。结果表明:压缩预应力会大幅降低层板的接触刚度和弯曲刚度,从而导致相同冲击能量下层板凹坑深度和背部基体开裂长度增大;对于准静态压痕过程和相同冲击能量下的冲击过程,分层起始载荷和峰值载荷均随压缩预应力的增大而减小;在相同冲击能量下,随着压缩预应力的增大,层板内部分层总面积及冲击能量吸收比不断增大,剩余压缩强度不断降低。因此,压缩预应力会降低复合材料层板的冲击损伤阻抗,对损伤容限性能不利,在对承受压缩载荷结构的试验验证过程中应考虑压缩预应力对抗冲击损伤性能的影响。      

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.     

多损伤复合材料加筋壁板高周疲劳特性及剩余压缩强度

为研究常用于飞机垂尾的复合材料加筋壁板的冲击疲劳特性,设计了该型加筋壁板多点冲击试验、高周疲劳试验及剩余压缩强度试验。讨论了不同冲击能量对筋条边缘冲击损伤的影响,及施加低应力水平的疲劳载荷后各冲击损伤区域的扩展情况,对比分析了疲劳对冲击后剩余压缩强度的影响。结果表明:40J能量冲击后的损伤面积和凹坑深度较大,C扫描损伤形貌很不规则。100万次低应力疲劳后主损伤区附近衍生出新损伤,导致压缩破坏时产生向上、下夹具扩展的裂痕。该型加筋壁板疲劳后破坏载荷保持率为95.6%,有较好的抗冲击疲劳能力,为加筋壁板耐久性及后屈曲设计提供了思路。     

含冲击损伤缝合层板剩余压缩强度

通过对含冲击损伤缝合复合材料层板进行压缩实验,揭示了含损伤缝合层板在压缩载荷下的破坏模式和破坏机制.将冲击损伤等效为圆孔,利用杂交单元计算冲击后缝合层板的应力分布,采用基于特征曲线概念的点应力判据预测了含损伤缝合层板的剩余压缩强度.研究结果表明:冲击损伤近似为圆形;缝合和未缝合层板冲击后压缩的损伤模式不同;采用开口等效法可以有效分析缝合层板的剩余压缩强度;特征距离、损伤面积是影响计算结果的主要因素.     

含冲击损伤缝合层板剩余压缩强度

通过对含冲击损伤缝合复合材料层板进行压缩实验, 揭示了含损伤缝合层板在压缩载荷下的破坏模式和破坏机制。将冲击损伤等效为圆孔, 利用杂交单元计算冲击后缝合层板的应力分布, 采用基于特征曲线概念的点应力判据预测了含损伤缝合层板的剩余压缩强度。研究结果表明: 冲击损伤近似为圆形; 缝合和未缝合层板冲击后压缩的损伤模式不同; 采用开口等效法可以有效分析缝合层板的剩余压缩强度; 特征距离、 损伤面积是影响计算结果的主要因素。     

复合材料层板低速冲击后剩余压缩强度

对两种材料体系和铺层的复合材料层合板进行低速冲击后压缩强度试验 , 以研究低速冲击后层合板的压缩破坏机理。讨论了表面凹坑深度、 背面基体裂纹长度、 损伤面积以及剩余压缩强度与冲击能量的关系。在试验研究的基础上 , 建立了复合材料低速冲击后剩余强度估算的一种椭圆形弹性核模型。该模型将冲击损伤等效为一刚度折减的椭圆形弹性核 , 采用含任意椭圆核各向异性板杂交应力有限元分析含损伤层合板的应力应变状态 ,并应用点应力判据预测层板的压缩(或压、 剪)剩余强度。理论分析与试验结果对比表明 , 该模型简单有效。      

含分层损伤缝合复合材料层板的剩余压缩强度

基于渐进损伤方法,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。通过商用软件ABAQUS建立了含单脱层缝合复合材料层板剩余压缩强度计算模型,考虑了子层屈曲和分层扩展对剩余强度的影响。通过UMAT子程序实现了层板失效、层间失效和缝线失效的模拟。通过嵌入式杆单元结构模拟了缝线桥联作用及失效。采用Hashin准则及刚度折减法对纤维拉压、基体拉压失效进行了模拟。通过渐进损伤分析,揭示了缝合情况下含单脱层复合材料层板的失效机理,讨论了缝合参数对剩余压缩强度的影响。所预测的破坏模式和剩余强度结果与实验能较好地吻合。分析表明缝合可以明显提高含分层损伤复合材料层板的子层屈曲载荷,抑制分层扩展,并提高层板的剩余压缩强度。     

层板复合材料疲劳性能的实验研究

对层板复合材料在拉伸 -拉伸疲劳载荷作用下的初始静刚度、初始静强度、剩余刚度、剩余强度、疲劳寿命进行了实验研究 ,取得了大量的有意义的实验数据 ,分析了层板复合材料的初始静刚度、初始静强度和疲劳寿命的概率分布 ,讨论了层板复合材料在不同应力水平下剩余刚度随疲劳循环周次的衰减变化及损伤破坏的形式 ,得到了一些有意义的结论     

基于非接触位移测量的层压板低速冲击性能分析

为通过冲击点位移获得复合材料层压板的低速冲击性能,首先,在层压板落重冲击试验中,使用高速激光位移传感器测得冲击点背部的位移和速度;然后,基于弹簧-质量冲击模型,以冲击点位移计算了冲击接触力,并通过无损冲击试验标定了弹簧-质量模型参数;接着,模拟了有损伤冲击过程的接触力,利用实测冲击点速度响应判定了分层产生的时刻,并根据模拟结果得出了分层阈值力;最后,根据无损检测结果进行了层压板抗弯刚度的折减,使用弹簧-质量模型计算了产生冲击损伤后的接触力及能量吸收曲线,使用冲头和冲击点背部位移计算凹坑的实时深度。结果显示:结构受冲击发生分层时,由于层压板刚度的突降,冲击点速度出现剧烈震荡,该现象可以作为结构出现分层损伤的识别特征;产生冲击损伤后的接触力及能量吸收曲线的计算结果与试验测试结果吻合。计算所得凹坑的实时深度随冲击能量的变化趋势与冲击后测试的凹坑深度变化趋势一致。这些结果表明提出的基于非接触测量技术的方法可用于无法直接测量接触力情况下的层压板冲击性能分析。      

低速冲击后复合材料层合板的压缩破坏行为

对缝纫层合板和无缝纫层合板进行低速冲击后压缩破坏实验,以研究低速冲击后层合板的压缩破坏机理。采用C扫描、X射线、热揭层等技术对层合板内的损伤进行测量和对比。结果表明,界面不是很强的碳纤维增强复合材料层合板低速冲击后受压时,层合板非冲击面的子层屈曲及其扩展是导致层合板冲击后压缩强度下降的重要因素,而且子层屈曲主要是沿垂直载荷的方向(90°)扩展;对于准各向同性板,屈曲子层中与母层相邻的铺层的方向一般为90°。层合板的剩余压缩强度与板的冲击损伤面积无直接关系。      

The impact properties and damage tolerance and of bi-directionally reinforced fiber metal laminates

Fiber metal laminates are an advanced hybrid materials system being evaluated as a damage tolerance and light weight solution for future aircraft primary structures. This paper investigates the impact properties and damage tolerance of glass fiber reinforced aluminum laminates with cross-ply glass prepreg layers. A systematic low velocity impact testing program based on instrumented drop weight was conducted, and the characteristic impact energies, the damage area, and the permanent deflection of laminates are used to evaluate the impact performance and damage resistance. The post-impact residual tensile strength under various damage states ranging from the plastic dent, barely visible impact damage (BVID), clearly visible impact damage (CVID) up to the complete perforation was also measured and compared. Additionally, the post-impact fatigue behavior with different damage states was also explored. The results showed that both GLARE 4 and GLARE 5 laminates have better impact properties than those of 2024-T3 monolithic aluminum alloy. GLARE laminates had a longer service life than aluminum under fatigue loading after impact, and they did not show a sudden and catastrophic failure after the fatigue crack was initiated. The damage initiation, damage progression and failure modes under impact and fatigue loading were characterized and identified with microscopy, X-ray radiography, and by deply technique.     

平面编织复合材料层合板低速冲击后的拉伸性能

对两种不同铺层形式的平面编织复合材料层合板低速冲击后拉伸性能进行了实验研究,在此基础上建立了有限元损伤扩展仿真模拟。在所建立的有限元模型中,将低速冲击损伤等效为形状规则的软化夹杂,并针对两种铺层形式采用不同的损伤判据和模量衰减准则。研究结果表明:该有限元模拟结果与实验结果符合,说明该模型能够准确地预测低速冲击后平面编织复合材料层合板的损伤扩展规律和剩余拉伸强度;不同铺层形式的平面编织复合材料层合板在低速冲击后拉伸的损伤扩展规律不同;它们的冲击后拉伸强度降均>50%,在复合材料结构设计中应该受到重视。      

复合材料层合板冲击后压-压疲劳寿命预测方法

针对冲击后复合材料层合板, 发展了含冲击初始损伤层合板的压-压疲劳寿命预测方法。该方法基于无损单向板的力学性能和疲劳特性, 对不同铺层参数、 不同几何尺寸以及不同冲击条件下层合板的疲劳寿命进行预测。为消除人为假设冲击损伤造成的误差, 对层合板在冲击载荷及冲击后疲劳载荷作用下的破坏进行全程分析, 即把冲击后层合板的实际损伤状态直接作为疲劳分析的初始状态。同时基于逐渐损伤思想, 推导了含冲击初始损伤层合板的应力分析过程, 建立了相应的三维逐渐累积损伤模型, 开发了参数化的复合材料层合结构冲击及冲击后疲劳破坏模拟程序, 为复合材料层合结构的抗冲击设计及其疲劳损伤扩展行为研究提供了较好的技术平台。      

Influences of thermal cycling and low-energy impact on the fatigue behavior of carbon/PEEK laminates

Effects of low-energy impact and cyclic thermal loading on fatigue behavior of carbon fiber reinforced polyetheretherketone (carbon/PEEK) laminates have been examined. The fatigue behavior of the virginal composites, low-energy impacted composites, and low-energy-impacted and thermally exposed composites were investigated. Cyclic thermal loading was performed in the temperature range between 60 and −60°C. Residual tensile strength was measured to aid in understanding the influence of low-energy impact on the retention of tensile strength. Fatigue testing involved a stress ratio of 0.1, with a frequency of 3 Hz. The Weibull distribution function was used to evaluate the ultimate tensile strength and fatigue life. S–N curves were plotted and the influence of thermal cycling and the low-energy impact on the fatigue sensitivity of the carbon/PEEK laminates was investigated. Stiffness variation during fatigue testing was monitored and differences in stiffness reduction for three test conditions were compared. C-scan was used to investigate the damage zone under different low-energy impacts and to understand damage propagation during fatigue testing. Moreover, scanning electron microscopy (SEM) was used to examine the fracture morphologies of carbon/PEEK composites in both tensile failure and fatigue failure conditions.