高性能樹脂基復合材料典型空天環(huán)境下動態(tài)力學行為研究現(xiàn)狀

高 禹，王 釗，陸 春，包建文，宋恩鵬，董尚利

(1 沈陽航空航天大學 遼寧省通用航空重點實驗室，沈陽110136；2北京航空材料研究院 先進復合材料國防重點實驗室，北京 100095；3沈陽飛機設計研究所 綜合強度部，沈陽 110035；4哈爾濱工業(yè)大學 材料科學與工程學院，哈爾濱 150001)

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高性能樹脂基復合材料典型空天環(huán)境下動態(tài)力學行為研究現(xiàn)狀

高 禹1，王 釗1，陸 春1，包建文2，宋恩鵬3，董尚利4

(1 沈陽航空航天大學 遼寧省通用航空重點實驗室，沈陽110136；2北京航空材料研究院 先進復合材料國防重點實驗室，北京 100095；3沈陽飛機設計研究所 綜合強度部，沈陽 110035；4哈爾濱工業(yè)大學 材料科學與工程學院，哈爾濱 150001)

隨著飛行器結(jié)構(gòu)中碳纖維增強樹脂基復合材料用量的迅速增加，其應用范圍從非主承力構(gòu)件逐漸擴展到主承力構(gòu)件，復合材料結(jié)構(gòu)中的疲勞、低速沖擊和高速撞擊等動態(tài)力學問題已經(jīng)引起了國內(nèi)外研究者的廣泛關注。本文綜述了典型空天環(huán)境因素與碳纖維增強樹脂基復合材料的交互作用，重點探討了其在疲勞、低速沖擊和高速撞擊載荷作用下的行為，簡述了環(huán)境損傷與動態(tài)載荷耦合對碳纖維增強樹脂基復合材料動態(tài)力學性能的影響，以期為聚合物基復合材料在空天飛行器上的應用提供有益的參考。

樹脂基復合材料；環(huán)境損傷；動態(tài)力學行為；斷裂；老化

近年來隨著航空航天科技的迅速發(fā)展，臨近空間領域以其特殊的戰(zhàn)略價值受到世界各國的重視，成為各國研究的熱點。近空間(near space)，也稱臨近空間，指距地面20～100km的區(qū)域，屬于空天過渡區(qū)，一般處于20～70km之間的空域稱為中層近空間[1,2]。中層近空間處于飛行高度最高的飛機和軌道最低的衛(wèi)星之間，運行其間的空天飛行器要長壽命、高可靠、高精度、多用途，這對其所采用的材料性能提出了很高的要求[3,4]?？仗祜w行器從運輸、起飛、進入航線、返回地面，要經(jīng)受各種環(huán)境的考驗，特別是在中層近空間服役期間，要受到高真空、高低溫交變、臭氧、空間碎片和紫外輻照等多種極端環(huán)境因素作用[5,6]，在地面存放期間要經(jīng)歷濕熱、霉菌以及鹽霧等腐蝕性環(huán)境的作用[7]，同時應用于發(fā)動機構(gòu)件的材料還將耐受高溫(>350℃)環(huán)境的考驗[8]。在這些環(huán)境因素作用下，飛行器受到損傷是造成故障乃至事故的重要原因，嚴重地影響著飛行器服役的可靠性與壽命[9]。

高性能樹脂基復合材料可使飛行器結(jié)構(gòu)減重 25%～30%，在航空航天領域得到了大量應用，可用于制備機翼、前機身、尾翼、機用雷達天線罩、發(fā)動機外涵道機匣、管道等結(jié)構(gòu)件[10]。這些結(jié)構(gòu)件大多直接裸露于空天環(huán)境下，經(jīng)受各種空天環(huán)境因素的綜合作用?？仗旖蛔儨囟葓鲆话阍?140～140℃范圍內(nèi)變化[5]。由于增強纖維與基體樹脂之間的熱膨脹系數(shù)相差一個數(shù)量級以上，在這種交變溫度場的作用下,復合材料內(nèi)部會產(chǎn)生交變熱應力和熱應變，導致材料受到損傷?？仗祜w行器運行環(huán)境的氣體壓力一般小于10-3Pa。真空環(huán)境導致復合材料產(chǎn)生析氣效應，使其力學性能降低。高溫、低溫和濕熱環(huán)境同樣會對聚合物基復合材料的性能產(chǎn)生明顯影響。

空天飛行器面臨的服役環(huán)境比普通飛機更加苛刻，環(huán)境損傷與動態(tài)載荷進行耦合后，會加劇復合材料構(gòu)件變形、失效的進程，從而成為制約整機可靠性與壽命的瓶頸。為了提高空天飛行器的可靠性與壽命，世界各國都極為重視深入開展空天環(huán)境下材料行為及失效機理研究，這些研究結(jié)果大多數(shù)利用材料靜態(tài)力學性能參數(shù)來揭示環(huán)境損傷效應機理[11]。目前，隨著復合材料動態(tài)力學行為研究的迅速發(fā)展，同時伴隨航空航天領域?qū)秃喜牧峡蛊凇⒖箾_擊性能的迫切需求，環(huán)境因素耦合下的復合材料動態(tài)力學行為研究已得到越來越多的重視。因此，深入研究高性能樹脂基復合材料在典型空天環(huán)境因素作用下的動態(tài)力學行為與損傷機理，具有十分重要的工程應用背景及理論研究價值。

1 典型空天環(huán)境對碳纖維增強樹脂基復合材料的影響

樹脂基復合材料在高真空環(huán)境下會產(chǎn)生析氣[6]。析氣的產(chǎn)物主要包括水、吸附的氣體、低分子量溶劑和添加劑等。在高真空下析出的可凝揮發(fā)物會污染空天飛行器外表面及與其相鄰的部分，特別是對光學器件、熱控涂層、電路表面和滑動摩擦副等產(chǎn)生不利影響[12]。同時，復合材料的析氣還會使自身性能下降、外形尺寸發(fā)生變化，因此會對空天飛行器結(jié)構(gòu)的穩(wěn)定性造成威脅。樹脂基復合材料在真空條件下的析氣產(chǎn)物一般通過擴散向材料外表面析出。文獻[13]的研究結(jié)果表明，復合材料的真空效應與其他環(huán)境效應(熱循環(huán)效應、帶電粒子輻照效應)相結(jié)合后，會明顯增加綜合環(huán)境效應對材料的損傷程度。

在交變溫度場作用下，由于碳纖維與基體樹脂之間的熱膨脹系數(shù)相差一個數(shù)量級以上，復合材料內(nèi)部會產(chǎn)生與溫度場相關的交變熱應力和熱應變，導致材料受到損傷[14]。宏觀上交變的溫度場會使復合材料構(gòu)件產(chǎn)生熱變形，從而降低其力學性能。對這種交變的熱應力和熱應變，現(xiàn)在還沒有實驗方法能定量分析。應用有限元分析方法進行數(shù)值模擬是一個切合實際的定量分析方法[15]。Kwang等[16]在模擬低地球軌道熱循環(huán)和高真空的條件下，對石墨/環(huán)氧復合材料力學性能進行了研究。發(fā)現(xiàn)除了層剪強度基本保持不變以外，其他力學性能均下降。Zhang等[17]對碳/環(huán)氧復合材料進行了熱循環(huán)(-55～+120℃)實驗，經(jīng)歷50次熱循環(huán)后T700s/3502內(nèi)部出現(xiàn)大量微裂紋，其走向沿纖維束的排布方向，而T700s/PR520未發(fā)現(xiàn)微裂紋，如圖1所示。隨微裂紋密度的增加復合材料的強度和剛度減小，數(shù)值模擬結(jié)果表明微裂紋對復合材料高速撞擊行為具有明顯的影響。文獻[18,19]表明真空熱循環(huán)對碳/環(huán)氧復合材料的力學性能和熱膨脹行為均有十分明顯的影響。值得注意的問題是一般高性能樹脂的加工工藝性較差，因此高性能樹脂用于制備復合材料時更容易產(chǎn)生缺陷。Kobayashi等[20]發(fā)現(xiàn)碳/雙馬復合材料在制備時就容易在材料(特別是多向鋪層材料)內(nèi)部產(chǎn)生微裂紋，這樣在交變溫度場作用下制備時產(chǎn)生的微裂紋就會成為裂紋源，進而導致材料受到損傷。

圖1 經(jīng)歷50次熱循環(huán)之后T700s/3502和T700s/PR520 層板內(nèi)部的微裂紋CT照片 (圖中的白色線條是微裂紋) [17]Fig.1 Microcracks in the interior plies for T700s/3502 and T700s/PR520 after 50 thermal cycles (the white lines in the images are the microcracks) [17]

高溫下復合材料結(jié)構(gòu)與性能的研究焦點主要集中在材料熱失重、氧化、降解、界面脫粘和老化機理方面[21,22]。Dinh等[23]分別在150℃大氣和純氧條件下對復合材料進行了長期老化實驗，發(fā)現(xiàn)樹脂基體出現(xiàn)收縮并且界面出現(xiàn)脫粘，熱氧老化降解取決于老化時間和界面脫粘程度。Jacques等[24]在150℃條件下對碳/環(huán)氧復合材料進行了3000h的暴露實驗，分析了質(zhì)損率的變化規(guī)律，通過剩余強度的變化證明了熱降解效應取決于試樣暴露面積的大小。低溫下復合材料力學性能的研究主要包括：試驗研究、細觀結(jié)構(gòu)力學研究、數(shù)值仿真研究。Ueki等[25]研究了使用不同固化劑改性環(huán)氧樹脂的交聯(lián)結(jié)構(gòu)與其低溫性能間的關系，指出具有三維交聯(lián)結(jié)構(gòu)的樹脂在低溫時會變脆。Kim等[26]認為復合材料層板間的橫向微裂紋和層板相互分離的發(fā)生與溫度有很大關系，層板內(nèi)的殘余應力、橫向強度和剪切強度同時隨著溫度的降低而升高。

相對于高真空、交變溫度場、高溫、低溫等苛刻環(huán)境實驗，濕熱環(huán)境比較容易實現(xiàn)，且樹脂基復合材料耐濕熱性能是其能否應用在飛行器構(gòu)件上的重要評判指標，因此國內(nèi)外相關報道較多。一般情況下，濕熱環(huán)境降低材料的Tg、強度和剛度，界面受到水分破壞產(chǎn)生大量空隙和裂紋，吸濕行為基本滿足Fick定律，老化機制主要是吸入水分后基體增塑和樹脂、纖維濕應變不一致導致的濕應力對復合材料性能的負面作用[7,27]。張立鵬等[28]建議在測試濕態(tài)性能中應采用70℃/ RH 85% 環(huán)境模擬條件，并指出采用水煮方法過于嚴酷，將會明顯低估復合材料的使用性能。

2 碳纖維增強樹脂基復合材料在疲勞載荷作用下的行為研究

和金屬材料相比，樹脂基復合材料在疲勞載荷作用下的疲勞破壞機制及破壞特征有顯著的不同，這主要源于復合材料的各向異性、脆性、非均勻性,以及層間性能遠低于層內(nèi)性能等因素。疲勞性能對飛行器的可靠性和安全性起著決定性影響，因此從20世紀70年代末開始，國內(nèi)外研究人員開展了一系列關于復合材料疲勞方面的研究，取得了大量的研究成果。復合材料疲勞性能主要包括循環(huán)應力-應變曲線、S-N曲線、剩余強度和剩余剛度等。復合材料的應力-應變曲線幾乎為直線，一般不考慮其循環(huán)硬化/軟化，但蠕變/松弛現(xiàn)象明顯[29]。復合材料的S-N曲線與金屬材料相似，所以描述S-N曲線的表達式大多沿用金屬材料的表達式。吳富強等[30]給出了一個描述復合材料在靜強度破壞區(qū)、疲勞極限區(qū)和疲勞擴展區(qū)的S-N曲線表達式。Broutman等[31]對玻璃纖維復合材料剩余強度進行了分析，發(fā)現(xiàn)隨加載次數(shù)增加剩余強度線性衰減。但其他復合材料的剩余強度疲勞試驗結(jié)果表明，隨加載次數(shù)增加，材料的剩余強度并不隨其線性遞減。因此諸多非線性模型[32-34]被提出，它們均試圖對該規(guī)律做出更為合適的描述。Yao等[35]認為復合材料在受拉伸疲勞載荷和受壓縮疲勞載荷作用時，其剩余強度按不同非線性規(guī)律衰減。Yang等[36]認為復合材料剩余強度的衰減速率跟加載次數(shù)、應力水平相關，并結(jié)合材料的壽命曲線模型提出一個模型對它們間的相互關系進行了描述。研究發(fā)現(xiàn)，在疲勞載荷作用下，復合材料的應力應變曲線發(fā)生變化，隨疲勞循環(huán)次數(shù)的增加剛度特性出現(xiàn)非常有規(guī)律的3階段連續(xù)下降，這就為研究復合材料的疲勞損傷并預測壽命提供了一個分析的基礎[37]。復合材料的剩余剛度受應力水平、鋪層方式、材料性能、損傷狀態(tài)等諸多因素影響，它是復合材料內(nèi)在疲勞損傷的宏觀表現(xiàn)。很多研究者從試驗結(jié)果出發(fā)，提出諸多宏觀唯象模型對復合材料剩余剛度衰減規(guī)律進行描述。為了得到疲勞試驗過程中試件剛度變化規(guī)律，試驗中設定疲勞試驗機在預定循環(huán)數(shù)時自動對施加載荷值及夾頭位移值進行采樣并紀錄。載荷差值和位移差值之比可以反映材料剛度變化。徐建新等[38]對多種復合材料進行了剛度退化試驗研究，隨載荷循環(huán)次數(shù)增加復合材料剩余剛度呈明顯下降趨勢，準各向同性板的剛度衰減規(guī)律最為明顯。較高的應力水平作用下，剛度退化不明顯，并且臨界剛度較大，疲勞破壞呈脆性破壞特征。

鑒于復合材料疲勞問題的復雜性，環(huán)境效應作用下復合材料疲勞方面的研究較少。孫崇強等[39]對T300/QY8911含中心孔層壓板在紫外輻射、潮濕等環(huán)境因素作用下的拉伸疲勞壽命進行了正交試驗研究。紫外輻射后復合材料表面發(fā)生了明顯的顏色變化。C 掃描發(fā)現(xiàn)復合材料內(nèi)部損傷隨著拉-拉疲勞循環(huán)次數(shù)的增加而擴展。紫外與潮濕的交互作用對復合材料孔板的疲勞壽命影響顯著。Patel等[40]對經(jīng)歷吸濕、高溫環(huán)境前后碳/環(huán)氧復合材料的疲勞性能和剩余強度進行了研究，通過表面損傷、水分擴散和材料性能的改變揭示了材料老化行為，高溫比吸濕對材料動態(tài)剛度和剩余強度的衰減更為顯著。張阿盈等[41]研究了經(jīng)歷吸濕(室溫)/干燥前后T300/914復合材料的彎曲疲勞性能。隨吸濕量的增加，試樣的厚度增加，彎曲疲勞壽命逐漸降低，經(jīng)干燥處理后剩余彎曲強度增加。在疲勞循環(huán)載荷作用下吸濕老化試樣受到的損傷比原始態(tài)和干燥后的更加嚴重。

3 碳纖維增強樹脂基復合材料在沖擊載荷作用下的行為研究

沖擊作用對復合材料的影響不容輕視，當受到一定能量的沖擊后在其內(nèi)部通常會產(chǎn)生損傷。高能量的沖擊/撞擊會使材料表面產(chǎn)生凹坑、破損甚至穿透，低能量沖擊后材料表面的損傷不明顯，有時目視觀察難以發(fā)現(xiàn)，但在復合材料內(nèi)部和沖擊背面卻可能會發(fā)生如基體開裂和擠壓破壞、分層及纖維斷裂等損傷[42]。沖擊/撞擊造成的內(nèi)部損傷將會降低復合材料的力學性能，使其強度、剛度等指標明顯下降，從而明顯降低復合材料的承載能力和抗沖擊能力，形成嚴重的安全隱患。許多國內(nèi)外學者針對層合板材質(zhì)與鋪層、沖擊能量、沖擊錘頭尺寸及形狀、接觸力等因素對復合材料沖擊損傷的影響做了大量試驗研究，同時對復合材料受沖擊后所造成的內(nèi)部損傷以及剩余強度、模量等進行了較為深入的試驗研究和理論分析[43]。沈真等[44,45]通過大量復合材料沖擊試驗研究，對低能量沖擊和高能量沖擊進行了定義說明，歸納出四種沖擊損傷狀態(tài)，并發(fā)現(xiàn)了拐點現(xiàn)象。徐穎等[46]利用X光無損檢測發(fā)現(xiàn)試樣的沖擊損傷一般呈橢圓形，針對鋪層和尺寸不同的試樣歸納了沖擊能量對沖擊損傷面積和凹坑深度的影響。Baucom等[47]發(fā)現(xiàn)復合材料內(nèi)部產(chǎn)生的損傷以橫向裂紋擴展和界面分層為主，并且二者相互促進。分層損傷會從層合板的受沖擊面沿縱向朝沖擊的背面進行擴展，損傷形狀一般呈花生殼狀。材料高速撞擊方面的研究大多集中在金屬材料領域，隨著防護結(jié)構(gòu)的發(fā)展，樹脂基復合材料得到應用[48]。王洋[49]利用二級輕氣炮對M55J/AG-80復合材料的高速撞擊性能進行了初步研究，復合材料依靠其自身的結(jié)構(gòu)破壞吸收彈丸部分動能，纖維破壞和脫粘是吸收能量的主要方式。

目前，研究沖擊損傷特征的方法主要包括目視觀察、X 射線、C 掃描、聲發(fā)射、紅外熱分析、SEM、光學顯微鏡、熱揭層和光纖光柵等。傳統(tǒng)的復合材料抗沖擊性能評定方法主要是CAI(沖擊后壓縮強度)，國內(nèi)外測試CAI的試驗方法很多，其中使用最多的方法包括SACMA/Boeing標準、NASA標準和GB/T21239-2007標準，但是至今尚沒有一個像ASTM標準一類的試驗方法為大家普遍接受[50]。CAI試樣尺寸大，成本高，并且近年來眾多學者的研究結(jié)果表明CAI只適用于對損傷阻抗的評價，而不能對損傷容限進行合理評價，目前準靜態(tài)壓痕試驗方法得到了很好的發(fā)展[51-54]。Qi等[55]對濕熱前后碳/環(huán)氧復合材料沖擊損傷效應進行了分析，利用半經(jīng)驗模型模擬了沖擊損傷裂紋寬度及裂紋前端應力分布，濕熱環(huán)境會導致沖擊損傷進一步加劇。Aoki等[56]研究了濕熱對碳/環(huán)氧復合材料CAI的影響，試樣經(jīng)71℃水中浸泡10000h后分別于-54，22，82，121，149℃和177℃條件下測試了其CAI數(shù)值。吸濕試樣的分層區(qū)域和橫向裂紋數(shù)量比干態(tài)試樣要少，22，82，121℃條件下吸濕試樣的CAI數(shù)值比干態(tài)試樣高，但在149℃和177℃條件下由于Tg下降導致吸濕試樣的CAI數(shù)值比干態(tài)試樣略有減少。Zhang等[57]研究了孔隙率、濕熱和沖擊能量對碳/環(huán)氧復合材料沖擊阻抗和損傷容限的影響。損傷面積靠目測和C掃描來確定，利用熱揭層方法評價了損傷行為。吸濕量隨吸濕時間增加，吸濕曲線在初期符合Fick定律，但在后期不符合Fick定律。沖擊阻抗和損傷容限在9J沖擊能量時出現(xiàn)拐點，熱揭層試驗的結(jié)果也表明沖擊損傷機制于9J時出現(xiàn)轉(zhuǎn)變。Mokhtar等[58]利用C掃描對70℃/RH85%條件下老化2100h的碳/環(huán)氧復合材料沖擊損傷進行了研究。不同鋪層材料的吸濕規(guī)律相同，濕熱老化對沖擊損傷的影響不是很明顯，但對復合材料內(nèi)部沖擊損傷形貌的影響卻很大。由以上研究結(jié)果可以看出，濕熱環(huán)境對復合材料沖擊性能的影響還處于初步探索階段，部分研究結(jié)果相互矛盾，因此關于環(huán)境效應作用下復合材料沖擊性能的研究有待進一步深入。

4 結(jié)束語

典型空天環(huán)境對高性能樹脂基復合材料的力學性能、質(zhì)損率和熱膨脹系數(shù)均會產(chǎn)生明顯的影響，但目前針對復合材料動態(tài)力學行為所開展的相關研究工作有限。為滿足研制新型空天飛行器的需要，必須對其主要的環(huán)境因素-真空、高低溫交變、濕熱與樹脂基復合材料的交互作用進行深入研究，探尋復合材料動態(tài)力學性能演化規(guī)律及損傷機理，為設計選材提供依據(jù)及指導，同時為建立我國的空天材料性能數(shù)據(jù)庫提供支撐。

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State of Arts of the Dynamic Mechanical Behaviors ofHigh Performance Polymer Composites in Typical Aerospace Environments

GAO Yu1，WANG Zhao1，LU Chun1, BAO Jian-wen2,SONG En-peng3,DONG Shang-li4

(1 Liaoning Key Laboratory of General Aviation, Shenyang Aerospace University, Shenyang 110136, China；2 Science and Technology on Advanced Composites Laboratory, Beijing Institute of Aeronautical Materials,Beijing 100095, China；3 Shenyang Aircraft Design & Research Institute,Shenyang 110035, China； 4 School of Materials Science and Engineering,Harbin Institute of Technology, Harbin 150001, China)

With the rapid increase of carbon fiber reinforced resin matrix composites used in aircraft structure, their application gradually extends from non-load-bearing components to load-bearing components. The dynamic mechanical problems of the composite structures that are subjected to fatigue, low velocity impact and high velocity impact have attracted broad attention from both domestic and foreign researchers. The interactions between typical aerospace environmental factors with carbon fiber reinforced resin matrix composites are summarized. The behaviors of the composites under fatigue loading, low velocity impact and high velocity impact was mainly discussed. The effect of coupling between environment damage and dynamic load on dynamic mechanical properties of carbon fiber reinforced resin matrix composites are described. The aim of this work is to provide beneficial reference for the application of polymer matrix composites in aerospace vehicles.

polymer-matrix composites;environmental damage;dynamic mechanical behavior;fracture;ageing

10.11868/j.issn.1001-4381.2015.03.018

V45

A

1001-4381(2015)03-0106-07

國家自然科學基金項目(51373102，51073094)；航空科學基金項目(2011ZF54019)；遼寧省高等學校杰出青年學者成長計劃項目(LJQ2011013)；遼寧省“百千萬人才工程”項目(2012921043)；沈陽市人才專項基金(2012081203019)

2013-04-15；

2014-07-16

高禹(1971-)，男，教授/博士，主要從事先進碳纖維/樹脂基復合材料在空間環(huán)境因素作用下?lián)p傷效應及機理的研究，聯(lián)系地址：遼寧省沈陽市沈北新區(qū)道義南大街37號沈陽航空航天大學航空航天工程學部(110136)，E-mail:gaoyu@sau.edu.cn