三維軸編C/C復(fù)合材料雙向拉伸實(shí)驗(yàn)研究①

陳 振，方國東，謝軍波，梁 軍

(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 特種環(huán)境復(fù)合材料技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001)

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三維軸編C/C復(fù)合材料雙向拉伸實(shí)驗(yàn)研究①

陳 振，方國東，謝軍波，梁 軍

(哈爾濱工業(yè)大學(xué) 特種環(huán)境復(fù)合材料技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，哈爾濱 150001)

設(shè)計(jì)了雙向拉伸十字型試樣，采用不同的加載比例和加載方向?qū)θS軸編C/C復(fù)合材料進(jìn)行雙向拉伸實(shí)驗(yàn)，面內(nèi)方向施加1∶1和1∶2的載荷，面外方向施加1∶1的載荷。實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，十字型試樣的初始破壞發(fā)生在中心打薄區(qū)域，材料為脆性斷裂。面內(nèi)雙向拉伸破壞主要為徑向纖維束的斷裂和基體的開裂，斷口大多沿60°方向；面外雙向拉伸破壞主要以纖維束的斷裂、炭棒的拔出和基體開裂為主，斷口形貌較為復(fù)雜。材料在不同載荷形式下有著不同的強(qiáng)度值，相對于單向拉伸強(qiáng)度，存在強(qiáng)度弱化現(xiàn)象。根據(jù)實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)確定了蔡-吳強(qiáng)度準(zhǔn)則的參數(shù)，為三維軸編C/C復(fù)合材料結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)及校核提供參考。

C/C復(fù)合材料；三維軸編；雙向拉伸；強(qiáng)度；破壞機(jī)制

0 引言

三維(3D)編織C/C復(fù)合材料是為了滿足航天部件和結(jié)構(gòu)抵抗高溫多向應(yīng)力的需求而提出一類先進(jìn)的纖維增強(qiáng)結(jié)構(gòu)材料[1-2]，主要應(yīng)用在航天飛機(jī)的鼻錐和機(jī)翼的前沿、火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉襯、導(dǎo)彈端頭帽和軍用飛機(jī)等部位[3]。由于3D軸編C/C復(fù)合材料在實(shí)際的部位常受到多向載荷作用，所以簡單應(yīng)力狀態(tài)下的力學(xué)行為研究[4-5]還遠(yuǎn)遠(yuǎn)不能滿足實(shí)際結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的需要。因此，表征3D軸編C/C復(fù)合材料的多軸應(yīng)力響應(yīng)具有重要的意義。

利用雙軸加載實(shí)驗(yàn)可直接獲取材料的多軸應(yīng)力行為。按不同加載方式，雙軸加載實(shí)驗(yàn)方法包括薄膜凸脹實(shí)驗(yàn)法[6]、壓力容器雙向拉伸實(shí)驗(yàn)方法[7]和十字型試件雙向拉伸實(shí)驗(yàn)法[8-9]等。十字型試樣制作簡單，可實(shí)現(xiàn)在4個(gè)象限的不同比例加載，能直接反映板殼的雙向受力狀態(tài)，是目前最受重視的一種方法。在雙軸拉伸實(shí)驗(yàn)試樣設(shè)計(jì)方面，Smits A[10]分別從中心區(qū)域是否打薄、有無倒角進(jìn)行了雙軸拉伸試樣設(shè)計(jì)，并通過有限元方法模擬了雙軸1∶1加載實(shí)驗(yàn)。Makris等[11]通過分析不同拉伸試件中心區(qū)域的形狀、減薄厚度和兩加載臂夾角對整體試件應(yīng)力分布的影響，選擇合理的雙軸拉伸試樣尺寸。顧震隆等[12]在1989年利用平板十字形試樣進(jìn)行了簡易的復(fù)雜載荷實(shí)驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)復(fù)雜載荷強(qiáng)度值與理論值較為吻合。周光明[13]對細(xì)編穿刺3D C/C復(fù)合材料進(jìn)行了雙向拉伸實(shí)驗(yàn)研究，受實(shí)驗(yàn)儀器的限制，只針對不同鋪層的C/C復(fù)合材料進(jìn)行了1∶1應(yīng)力狀態(tài)下的雙向拉伸實(shí)驗(yàn)。從以往的雙軸實(shí)驗(yàn)研究發(fā)現(xiàn)，針對不同細(xì)觀編織結(jié)構(gòu)和尺寸的C/C復(fù)合材料，需要對其雙軸實(shí)驗(yàn)試件的形式進(jìn)行設(shè)計(jì)，并且確定適當(dāng)幾何尺寸的試樣，使其能夠很好地表征材料整體的真實(shí)雙軸應(yīng)力狀態(tài)。

本文針對3D軸編C/C復(fù)合材料，開展了不同加載比例和加載方向的雙軸拉伸實(shí)驗(yàn)。首先，通過對軸編C/C復(fù)合材料的細(xì)觀形貌和幾何特征進(jìn)行分析，利用有限元法設(shè)計(jì)了雙向拉伸十字型試樣；然后，分別在面內(nèi)和面外方向進(jìn)行不同加載比例的雙向拉伸實(shí)驗(yàn)，分析了軸編C/C復(fù)合材料在雙軸拉伸載荷條件下的主要破壞形貌及雙軸拉伸強(qiáng)度，為3D軸編C/C復(fù)合材料強(qiáng)度準(zhǔn)則的建立奠定實(shí)驗(yàn)基礎(chǔ)。

1 3D軸編C/C復(fù)合材料細(xì)觀形貌分析

通過對3D軸編 C/C復(fù)合材料面內(nèi)和面外橫截面進(jìn)行觀測，確定材料的細(xì)觀結(jié)構(gòu)和幾何特征。3D軸編C/C復(fù)合材料分別由沿Z向的剛性炭棒、炭纖維束和炭基體組成。Z向的炭棒為圓柱形，炭纖維束的橫截面形狀近似長方形。圖1為軸編C/C復(fù)合材料2個(gè)不同方向的細(xì)觀形貌圖。

根據(jù)細(xì)觀形貌分析建立幾何模型，如圖2所示。圖中1、2和3為長方形炭纖維束，定義0°方向?yàn)閄軸，90°為Y軸，炭棒方向?yàn)閆軸，可發(fā)現(xiàn)3種不同方向的炭纖維束依次呈30°、90°和150°交替逐層鋪疊。

2 雙向拉伸實(shí)驗(yàn)

雙軸拉伸試樣設(shè)計(jì)要考慮如下問題：(1)保證中心區(qū)域承受較大的雙軸應(yīng)力；(2)避免試件其他位置發(fā)生應(yīng)力集中；(3)中心破壞區(qū)域必須保證有完整的結(jié)構(gòu)單元。

試樣的中心區(qū)域進(jìn)行厚度打薄處理，與四周拉伸端之間采用錐形過渡。為保證面外拉伸時(shí)，中心破壞區(qū)域至少有1根完整的炭棒，中心區(qū)域的厚度設(shè)計(jì)為4 mm，試樣四肢厚度均為8 mm，試樣大小為100 mm×100 mm。為避免應(yīng)力集中，中心區(qū)域與四周拉伸端采用圓弧倒角處理，試樣的幾何尺寸如圖3所示。

為考察雙軸拉伸十字型試件尺寸的合理性，采用有限元法分析對試件在雙軸載荷作用下的應(yīng)力分布進(jìn)行分析。在有限元數(shù)值計(jì)算過程中，材料性能采用文獻(xiàn)[14]實(shí)驗(yàn)所得的軸編C/C復(fù)合材料性能參數(shù)，具體如表1所示。

(a) 面內(nèi)橫截面 (b) 面外橫截面

圖2 3D軸編C/C復(fù)合材料幾何模型Fig.2 Geometric model of 3D C/C composite

圖3 十字型試樣尺寸Fig.3 Size of cruciform specimen

表1 材料參數(shù)Table 1 Parameters of nozzle materials

圖4為面內(nèi)X-Y方向等比例加載的應(yīng)力云圖。由圖4可發(fā)現(xiàn),試樣在加載過程中，應(yīng)力主要集中于中心打薄區(qū)域及倒角區(qū)域，應(yīng)力對稱分布且應(yīng)力集中系數(shù)較小。由此可見,十字試樣設(shè)計(jì)符合實(shí)驗(yàn)要求。

雙軸拉伸實(shí)驗(yàn)采用控制載荷加載方式，為選擇合理的載荷比，首先通過有限元法分析了載荷比與中心區(qū)域應(yīng)力比之間的關(guān)系。

(a)X方向 (b)Y方向

雙向拉伸試件中心區(qū)域的應(yīng)力場無法直接測出，需要結(jié)合有限元模擬來確定。定義中心區(qū)域某一方向的真實(shí)應(yīng)力為

(1)

其中

(2)

式中F為外載荷；A為加載端的橫截面積；K為受力方向的應(yīng)力修正系數(shù)；σ0為某一加載端的邊界應(yīng)力；σc為邊界應(yīng)力為σ0時(shí)，有限元模擬得到的試樣中心應(yīng)力值。

圖5為面內(nèi)雙向拉伸載荷比為1∶2時(shí)，中心區(qū)域應(yīng)力分布圖，對應(yīng)的中心區(qū)域應(yīng)力比值α(S11∶S22)=1∶3.5。此外，對面內(nèi)和面外進(jìn)行不同加載形式和加載方向下的有限元模擬計(jì)算，得出雙向拉伸試樣載荷比與中心應(yīng)力比的關(guān)系，如圖6所示。由圖6可發(fā)現(xiàn)，中心區(qū)域應(yīng)力比值α并不與載荷比值η保持一致?；谝陨戏治?，本論文采取的面內(nèi)雙向拉伸加載比例η(η=FX∶FY)分別為1∶1和1∶2；面外雙向拉伸加載比例η=1∶1。

雙軸拉伸實(shí)驗(yàn)在ZWICK Z050材料雙軸力學(xué)性能實(shí)驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，可進(jìn)行雙軸不同加載路徑、不同載荷比例的靜態(tài)加載實(shí)驗(yàn)，如圖7所示。為避免測試過程中夾具與試件之間發(fā)生滑動(dòng)，在試件的4個(gè)拉伸端粘貼鋁質(zhì)加強(qiáng)片，加強(qiáng)片在夾具夾緊試件時(shí)產(chǎn)生變形以避免滑動(dòng)，還可保護(hù)試樣免受預(yù)緊力的破壞。

圖5 面內(nèi)雙向拉伸1∶2中心區(qū)域應(yīng)力分布Fig.5 Stress distribution of under 2∶1 biaxial tension in the in-plane central zone

圖6 載荷比與中心區(qū)域應(yīng)力比的關(guān)系Fig.6 Relationship between loading ratio and stress ratio

圖7 C/C復(fù)合材料雙向拉伸實(shí)驗(yàn)Fig.7 Biaxial tensile testing of C/C composite material

3 結(jié)果與討論

3.1 載荷位移關(guān)系曲線

在雙軸實(shí)驗(yàn)中，通過實(shí)驗(yàn)機(jī)可直接得到實(shí)驗(yàn)過程中的載荷位移曲線。圖8為軸編C/C復(fù)合材料雙向拉伸載荷-位移曲線。在加載初始階段載荷-位移曲線呈線性變化，隨著載荷的增加，后期表現(xiàn)出一定的非線性變化。破壞發(fā)生時(shí)，位移非常小，且曲線垂直下降，說明C/C復(fù)合材料呈現(xiàn)出脆性破壞。

3.2 應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系曲線

圖9為軸編C/C復(fù)合材料雙向拉伸應(yīng)力-應(yīng)變曲線。在實(shí)驗(yàn)過程中通過光學(xué)測量系統(tǒng)實(shí)時(shí)記錄得到試樣中心區(qū)域的應(yīng)變，通過式(1)、式(2)計(jì)算得到中心區(qū)域的應(yīng)力。

面內(nèi)1∶1加載時(shí)，X和Y方向的應(yīng)力-應(yīng)變曲線較為一致，如圖9(a)所示，這是因?yàn)橹行膽?yīng)力比也接近1∶1，并且材料在X-Y面內(nèi)近似表現(xiàn)為各向同性；而在面內(nèi)1∶2雙向拉伸下，受力較小方向的應(yīng)變要明顯小于較大載荷方向的應(yīng)變，如圖9(b)所示，因?yàn)橹行膽?yīng)力比為1∶3.5；面外1∶1雙向拉伸過程中，X方向和Z方向的應(yīng)力-應(yīng)變曲線存在較大差異，Z向彈性模量遠(yuǎn)大于X向彈性模量，如圖9(c)圖所示，這與單向拉伸彈性模量EZ大于EX的結(jié)果[14]相一致。此外，X方向和Z方向在雙向載荷下的彈性模量均高于單軸拉伸彈性模量。

3.3 破壞形貌分析

在不同的加載形式和加載比例的雙向拉伸實(shí)驗(yàn)過程中，十字形試樣的初始破壞總是發(fā)生在中心區(qū)域或其附近，這與有限元模擬結(jié)果較為吻合。通過觀察破壞形貌可發(fā)現(xiàn)，不同的加載方向?qū)?yīng)著不同的破壞形式。圖10為面內(nèi)雙向拉伸試樣破壞形貌,拉伸過程中，中心區(qū)域的基體首先產(chǎn)生裂紋,隨著載荷增加，裂紋擴(kuò)展到面內(nèi)炭纖維束時(shí),其中與X軸呈0°和120°的炭纖維束相繼發(fā)生斷裂,隨后裂紋沿著與X軸呈60°的纖維束方向擴(kuò)展,直到完全破壞。整體斷口形貌呈60°整齊斷裂,Z向炭棒未發(fā)生明顯破壞。

(a)FX∶FY=1∶1 (b)FX∶FY=1∶2 (c)FX∶FZ=1∶1

(a)FX∶FY=1∶1 (b)FX∶FY=1∶2 (c)FX∶FZ=1∶1

圖10 面內(nèi)雙向拉伸試樣破壞形貌Fig.10 Damage morphology of biaxial tensile specimen in X-Y plane

面外雙向拉伸破壞呈2種破壞方式：一種是與炭棒和X軸炭纖維束呈45°整齊斷裂，如圖11(a)所示，炭棒未表現(xiàn)出明顯的拔出現(xiàn)象，破壞主要以基體、炭纖維束和炭棒的斷裂為主;第二種破壞方式如圖11(b)所示，首先在十字型試樣的倒角連接處產(chǎn)生裂紋，裂紋隨后沿垂直于炭棒的方向擴(kuò)展，當(dāng)載荷持續(xù)增加，裂紋方向由垂直于炭棒方向傳遞轉(zhuǎn)變?yōu)檠靥堪舴较騻鬟f，炭棒有明顯拔出現(xiàn)象。破壞形式為以炭棒拔出為主，伴隨著基體開裂和X向炭纖維束的斷裂。通過大量實(shí)驗(yàn)結(jié)果可發(fā)現(xiàn)，面外雙向拉伸的破壞模式多為第二種形式，破壞形貌較為復(fù)雜，由此得到的面外雙向拉伸強(qiáng)度值更多的反映了炭棒與炭基體的界面結(jié)合強(qiáng)度，這對今后軸編C/C復(fù)合材料的強(qiáng)度分析具有一定的指導(dǎo)意義。

3.4 雙向拉伸強(qiáng)度計(jì)算及強(qiáng)度準(zhǔn)則

通過雙軸實(shí)驗(yàn)，結(jié)合式(1)、式(2)和有限元模擬計(jì)算分析，得到雙向拉伸試件在2個(gè)加載方向上的強(qiáng)度值，如表2所示。

(a)沿45°斷裂 (b)炭棒拔出

表2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果Table 2 Experimental results

對比高波等[14]針對同種3D軸編C/C材料測試的單向拉伸強(qiáng)度值(X方向58～74 MPa；Z方向60～85 MPa)可發(fā)現(xiàn)，面內(nèi)和面外雙向拉伸強(qiáng)度均小于單向拉伸強(qiáng)度，雙向拉伸狀態(tài)下存在強(qiáng)度弱化現(xiàn)象。其原因可能為：3D軸編C/C復(fù)合材料內(nèi)部存在不同方向排布的微裂紋和孔洞缺陷，在復(fù)雜應(yīng)力下，不同方向的微裂紋更容易產(chǎn)生擴(kuò)展，從而造成雙向拉伸強(qiáng)度降低。此外，隨著載荷比的增加，材料在兩個(gè)方向的破壞強(qiáng)度值的比也逐漸增加，載荷比越大，其中較大的破壞強(qiáng)度值也越接近于其對應(yīng)的單軸強(qiáng)度值。

通過對軸編C/C復(fù)合材料進(jìn)行雙軸拉伸實(shí)驗(yàn)得到的強(qiáng)度值，采用蔡-吳準(zhǔn)則(FXY=-80.1GPa-2，F(xiàn)XZ=-53.7 GPa-2)繪制強(qiáng)度破壞包絡(luò)線，如圖12所示。定義拉伸應(yīng)力為“+”，壓縮應(yīng)力為“-”，圖中第一象限部分代表雙向拉伸強(qiáng)度。

分析面內(nèi)和面外破壞強(qiáng)度包絡(luò)圖可發(fā)現(xiàn)，蔡-吳包絡(luò)線與實(shí)驗(yàn)值非常吻合。由此可見，3D軸編C/C復(fù)合材料的強(qiáng)度包絡(luò)線可采用蔡-吳準(zhǔn)則來表示。強(qiáng)度破壞包絡(luò)線的建立為今后C/C復(fù)合材料的強(qiáng)度預(yù)報(bào)提供了重要的理論依據(jù)。

(a) X-Y

(b) X-Z

4 結(jié)論

(1)根據(jù)加載形式的不同雙軸拉伸試樣的破壞形式為：面內(nèi)拉伸主要表現(xiàn)為基體、纖維束的斷裂，裂紋方向呈斜60°擴(kuò)展；面外拉伸主要表現(xiàn)為軸向炭棒的拔出，基體、炭纖維束的斷裂，破壞形貌較為復(fù)雜。

(2)相對于單向拉伸強(qiáng)度，雙向拉伸存在明顯的強(qiáng)度弱化現(xiàn)象，材料內(nèi)部不同方向的微裂紋在復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)下更容易擴(kuò)展造成材料破壞；雙向拉伸彈性模量明顯高于單軸拉伸彈性模量。

(3)蔡-吳強(qiáng)度準(zhǔn)則可作為三維軸編C/C復(fù)合材料在復(fù)雜應(yīng)力條件下的強(qiáng)度準(zhǔn)則。

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(編輯：呂耀輝)

Experiment investigation on biaxial tensile strength of 3D in-plane braided C/C composites

CHEN Zhen,FANG Guo-dong,XIE Jun-bo,LIANG Jun

(Science and Technology on Advanced Composites in Special Environments Key Laboratory, Harbin Institute of Technology, Harbin 150000,China)

Biaxial tensile experiments of 3D in-plane braided C/C composites were carried out by cruciform specimen under different loading ratios and loading directions.The loading ratios were 1∶1 and 1∶2 inX-Yplane and 1∶1 inX-Zplane. The results show that all of the specimens fail in the gage section and represent brittle fracture.The failure modes of specimen inX-Yplane are matrix cracking and fiber bundle breakage.The direction of fracture plane is 60° with respect to one loading direction. The failure modes of specimen inX-Zplane are dominated by the fiber rod pulling breakage.The C/C composites strengths under biaxial loading become lower than that under uniaxial results.The parameters of Tsai-WU criterion are determined by experimental data,which may be helpful to the strength design and evaluation of the 3D in-plane braided C/C composites structures.

C/C composites;3D in-plane braided;biaxial tensile;strength;failure mechanism

2014-02-21；

：2014-04-27。

國家自然科學(xué)基金(11325210；11102051)。

陳振(1984—)，男，博士，研究方向?yàn)镃/C復(fù)合材料強(qiáng)度及損傷分析。E-mail:chenzhen19840828@163.com

梁軍(1969—)，男，教授，研究方向?yàn)橄冗M(jìn)復(fù)合材料力學(xué)性能表征及評價(jià)。E-mail:liangj@hit.edu.cn

V258

A

1006-2793(2015)02-0267-06

10.7673/j.issn.1006-2793.2015.02.021