平紋機(jī)織與2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板彈道沖擊特性對比

馮振宇，遲琪琳，崔懷天，解江,*，牟浩蕾

1. 中國民航大學(xué) 安全科學(xué)與工程學(xué)院，天津 300300

2. 中國民航大學(xué) 民航航空器適航審定技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300300

隨著材料科學(xué)的進(jìn)一步發(fā)展，復(fù)合材料風(fēng)扇機(jī)匣的應(yīng)用已成為商用大涵道比發(fā)動機(jī)冷端部件的發(fā)展趨勢。2.5D機(jī)織/樹脂傳遞模塑(Resin Transfer Moulding，RTM)成型、預(yù)浸料鋪層/熱壓罐成型等工藝已先后應(yīng)用到全復(fù)合材料機(jī)匣的制造中。GE、普惠和賽峰等公司均在新一代發(fā)動機(jī)上采用全復(fù)合材料機(jī)匣結(jié)構(gòu)。其中GEnx發(fā)動機(jī)采用二維三軸編織復(fù)合材料機(jī)匣，LEAP-X發(fā)動機(jī)采用2.5D機(jī)織/RTM成型全復(fù)合材料機(jī)匣，PW1100G發(fā)動機(jī)采用預(yù)浸料鋪層/熱壓罐成型全復(fù)合材料機(jī)匣。國產(chǎn)商用發(fā)動機(jī)正在緊密跟蹤國外的復(fù)合材料機(jī)匣技術(shù)，爭取早日實(shí)現(xiàn)自主可控。

航空發(fā)動機(jī)在取得民航管理部門的適航證前，必須通過考核其包容能力的試驗(yàn)。機(jī)匣包容過程是非常復(fù)雜的瞬態(tài)動力學(xué)問題，涉及結(jié)構(gòu)在沖擊下的大變形、材料失效及復(fù)雜接觸等問題。在發(fā)動機(jī)研制過程中，為降低最終真實(shí)機(jī)匣包容驗(yàn)證試驗(yàn)失敗的風(fēng)險，通常先進(jìn)行彈道沖擊試驗(yàn)，從材料動態(tài)響應(yīng)和高速沖擊損傷等方面研究材料的抗沖擊特性，初步了解機(jī)匣材料包容性能，為機(jī)匣的設(shè)計(jì)和材料選取提供參考依據(jù)。

近年來，研究人員對各種類型的復(fù)合材料進(jìn)行了大量的沖擊試驗(yàn)，旨在探究不同材料的彈道沖擊特性，對彈道極限等指標(biāo)進(jìn)行評估，唯象分析材料的損傷形貌和失效機(jī)制，判斷復(fù)合材料的適用性。Roberts等使用鈦合金彈體對層合工藝成型的玻璃纖維層合復(fù)合材料半圓環(huán)開展了沖擊試驗(yàn)，識別出分層損傷可增加材料的彈道極限速度，但大面積的分層損傷導(dǎo)致材料的結(jié)構(gòu)完整性很差。Arizona州立大學(xué)Mobasher團(tuán)隊(duì)和Binienda團(tuán)隊(duì)分別對芳綸纖維層合復(fù)合材料和碳纖維層合復(fù)合材料機(jī)匣結(jié)構(gòu)進(jìn)行了彈道沖擊試驗(yàn)與仿真分析，結(jié)果表明復(fù)合材料機(jī)匣的比吸能高于金屬材料機(jī)匣，證明復(fù)合材料的彈道吸能效率高于金屬材料，并且認(rèn)為可采用平板彈道沖擊試驗(yàn)評估機(jī)匣用復(fù)合材料的包容潛力。Sun和Hallett使用仿真與試驗(yàn)相結(jié)合的方法研究了鋁層厚度對GLARE層板彈道沖擊性能的影響，結(jié)果表明鋁板層厚度對GLARE層板的彈道沖擊性能有明顯影響，相比于純鋁板，GLARE層板的重量比吸能更好，將鋁層厚度從0.5 mm減至0.3 mm 時GLARE層板的重量比吸能得到提高。Ferrante等研究了碳纖維玄武巖纖維混雜夾層材料和純碳纖維層合材料的彈道沖擊性能，結(jié)果表明玄武巖碳纖維混雜鋪層可提高復(fù)合材料的彈道極限。陳戰(zhàn)輝等對芳綸纖維和碳纖維混雜鋪層層合板進(jìn)行彈道沖擊試驗(yàn)，得出混雜界面分層范圍明顯大于非混雜界面，在碳纖維層板表面鋪芳綸層可有效減少碳纖維層的損傷面積。鄭錫濤等研究了碳纖維和芳綸纖維三維正交機(jī)織復(fù)合材料板的彈道沖擊性能，試驗(yàn)結(jié)果表明芳綸纖維板彈道性能優(yōu)于碳纖維板。Wagner等研究了玻璃纖維層合材料、碳纖維層合材料和碳纖維三維編織材料的彈道沖擊性能，發(fā)現(xiàn)玻璃纖維材料彈道沖擊性能優(yōu)于碳纖維材料，三維編織材料的損傷容限大于層合材料。胡年明等研究了碳纖維復(fù)合材料層合板在高速沖擊下的損傷特性，得到不同彈體形狀、不同材料板的破壞模式和最大吸能。王緒財?shù)乳_展了彈道沖擊條件下芳綸織物層合復(fù)合材料靶板動態(tài)響應(yīng)的實(shí)驗(yàn)研究，分析了撞擊速度及靶板厚度對靶板破壞模式和吸能的影響，認(rèn)為靶板拉伸破壞失效比例越大，靶板的吸能總量越大。鄧君用空氣炮對3238A/EW250F玻璃纖維復(fù)合材料層合板進(jìn)行打靶試驗(yàn)，發(fā)現(xiàn)靶板正面主要發(fā)生剪切失效，背面主要發(fā)生纖維拉伸斷裂失效且失效面積遠(yuǎn)大于正面。浙江大學(xué)高速旋轉(zhuǎn)機(jī)械實(shí)驗(yàn)室使用空氣炮對碳纖維層合復(fù)合材料開展了平板沖擊試驗(yàn)，并在高速旋轉(zhuǎn)試驗(yàn)臺上進(jìn)行了復(fù)合材料機(jī)匣的模擬包容試驗(yàn)，結(jié)果表明機(jī)匣的破壞主要包括撞擊、楔入、整體變形、分層損傷、纖維拔出和纖維斷裂等多種方式。李明對平面機(jī)織層合材料和2.5D 機(jī)織復(fù)合材料低速沖擊后的剩余強(qiáng)度進(jìn)行研究，發(fā)現(xiàn)2.5D機(jī)織復(fù)合材料較傳統(tǒng)層合材料抗低速沖擊能力更好。Ren等對三維機(jī)織復(fù)合材料在橫向沖擊作用下的動態(tài)力學(xué)響應(yīng)和損傷過程進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬研究，發(fā)現(xiàn)三維編織材料損傷主要是基體碎裂和纖維拉伸斷裂失效。宋曼麗對三維機(jī)織復(fù)合材料機(jī)匣包容性進(jìn)行了圓柱打靶試驗(yàn)，使用高速攝像記錄了靶板的彈道沖擊過程，從彈道極限、損傷機(jī)制等層面評估了三維機(jī)織復(fù)合材料機(jī)匣包容性。由以上分析可知在復(fù)合材料彈道沖擊問題領(lǐng)域，國內(nèi)外研究團(tuán)隊(duì)分別就不同種類纖維層合材料、三維編織材料及不同彈體形狀等多個方面進(jìn)行了研究，但針對復(fù)合材料層合板和2.5D機(jī)織材料板彈道沖擊性能的橫向?qū)Ρ妊芯枯^少。而碳纖維層合復(fù)合材料和碳纖維2.5D機(jī)織材料均已應(yīng)用在新一代航空發(fā)動機(jī)全復(fù)合材料機(jī)匣上，兩種材料彈道沖擊載荷下的失效模式和吸能機(jī)制有明顯區(qū)別，有必要開展相應(yīng)的研究。

本文針對碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板進(jìn)行彈道沖擊特性的對比分析，考察其彈道動態(tài)響應(yīng)、損傷及失效模式，并采用超聲C掃描和CT掃描進(jìn)一步分析其沖擊損傷機(jī)制，希望可為航空發(fā)動機(jī)復(fù)合材料機(jī)匣設(shè)計(jì)和材料選取提供參考。

1 彈道沖擊平板試驗(yàn)件及試驗(yàn)描述

1.1 彈道沖擊靶板

采用T700-S12K碳纖維和EPMOLD110樹脂制成兩種不同的彈道沖擊試驗(yàn)件：碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板，如圖1所示。試驗(yàn)件由蕪湖鉆石飛機(jī)制造廠加工，選用RTM成型工藝，注膠壓力為0.2 MPa，常溫固化時長為2 h。試驗(yàn)件為方形，尺寸為250 mm×250 mm，厚度為5 mm。

圖1 彈道沖擊試驗(yàn)件Fig.1 Ballistic impact specimens

1.2 彈道沖擊試驗(yàn)

為評估碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的抗沖擊能力，分析其破壞模式及吸能情況，采用空氣炮試驗(yàn)系統(tǒng)進(jìn)行彈道沖擊試驗(yàn)?？諝馀谠囼?yàn)系統(tǒng)如圖2所示,主要由外物發(fā)射系統(tǒng)、試驗(yàn)件固持與防護(hù)系統(tǒng)、高速攝影系統(tǒng)和應(yīng)變響應(yīng)測量系統(tǒng)組成，見圖2(a)。試驗(yàn)過程中，靶板上方放置一臺HX-3E高速攝影儀用于記錄彈體速度和彈道沖擊過程，拍攝頻率為30 000幀/s。

圖2 空氣炮試驗(yàn)系統(tǒng)Fig.2 Gas gun test system

靶板采用四周固支的方式夾持，夾具由底座和壓板組成，用螺栓壓緊壓板從而固定試驗(yàn)件，夾持后的試驗(yàn)件有效沖擊尺寸為210 mm×210 mm，并確保試驗(yàn)件的中心位置能對準(zhǔn)炮口，如圖2(c)所示。彈體采用TC4鈦合金，形狀為圓柱體，直徑為15 mm，高度為25 mm。彈體采用直徑為50 mm的尼龍彈托，內(nèi)部依靠圓形泡沫墊固定，如圖2(b)所示。

對碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板進(jìn)行100～300 m/s的沖擊速度范圍沖擊試驗(yàn)，試驗(yàn)中沖擊速度選擇主要是考慮發(fā)動機(jī)葉片失效后的飛出速度，并取得反彈與擊穿等多種結(jié)果，用以測試復(fù)合材料靶板的抗沖擊能力。

2 彈道沖擊性能評估指標(biāo)

2.1 彈道極限速度

彈道極限速度是指某一種彈體對靶板形成穿透概率為50%的入射速度，用表示。根據(jù)彈體擊穿靶板后的剩余速度和彈體入射速度(≥)，可計(jì)算彈道極限速度：

(1)

2.2 總吸能量

總吸能量()是指在整個沖擊過程中彈體耗散的動能總量：

(2)

式中：為彈體質(zhì)量。

2.3 單位面密度吸能量

單位面密度吸能量(BPI)是吸能總量與靶板面密度的比值：

BPI=AD

(3)

式中：AD為靶板面密度。

碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板AD為7.6 kg/m，碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板AD為6.8 kg/m。

2.4 單位厚度吸能量

單位厚度吸能量()是吸能總量與靶板厚度比值：

=

(4)

式中：為靶板厚度。

碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D 機(jī)織復(fù)合材料平板的厚度均為5 mm。

3 試驗(yàn)結(jié)果與彈道沖擊性能分析

對碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板分別進(jìn)行5次不同沖擊速度的試驗(yàn)，根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果計(jì)算彈道極限速度、總吸能量、單位面密度吸能量和單位厚度吸能量，彈道沖擊試驗(yàn)結(jié)果如表1所示。

表1 彈道沖擊試驗(yàn)結(jié)果Table 1 Ballistic impact test results

3.1 彈道極限速度

使用高速攝像記錄沖擊過程，通過截取彈體飛行路徑測算彈體剩余速度和入射速度，記錄試驗(yàn)結(jié)果并采用二次B樣條曲線公式進(jìn)行處理，得到兩種復(fù)合材料平板的入射速度-剩余速度曲線，如圖3所示。根據(jù)圖3中曲線可確定碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的彈道極限速度分別為171 m/s和132 m/s。由式(1)計(jì)算得到碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的彈道極限速度分別為170 m/s和134 m/s，與圖3中試驗(yàn)結(jié)果基本吻合。碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板的彈道極限速度高于碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的彈道極限速度，可看出碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板的包容潛力更大。

圖3 入射速度-剩余速度曲線Fig.3 Incident velocity-residual velocity curves

3.2 總吸能量

由式(2)計(jì)算得到碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的總吸能量，擬合得到總吸能量-入射速度曲線，如圖4所示。在未達(dá)到彈道極限速度時，靶板總吸能量隨入射速度增大而增加；超過彈道極限速度后，靶板總吸能量基本不變，且隨入射速度增大而略有下降。同時，碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板總吸能量明顯高于碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板。根據(jù)總吸能量可直觀看出兩種復(fù)合材料平板的彈道沖擊性能存在明顯差異，平紋機(jī)織復(fù)合材料平板的吸能能力明顯更強(qiáng)。

圖4 總吸能量-入射速度曲線Fig.4 Total energy absorption-incident velocity curves

3.3 單位面密度吸能量

由式(3)計(jì)算得到碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的單位面密度吸能量，擬合得到單位面密度吸能量-入射速度曲線如圖5所示。在彈體速度未達(dá)到彈道極限時，靶板單位面密度吸能量隨速度升高而增加；彈體速度超過彈道極限后，靶板單位面密度吸能量基本不變，且隨速度增加略有下降。兩種復(fù)合材料平板的面密度差別不大，但單位面密度吸能量差異很大，碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板的單位面密度吸能量BPI明顯碳纖維高于2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板。

圖5 單位面密度吸能量-入射速度曲線Fig.5 Energy absorption per surface density-incident velocity curves

3.4 靶板單位厚度吸能量

由式(4)計(jì)算得到碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板和碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的單位厚度吸能量，擬合得到靶板單位厚度吸能量-入射速度曲線如圖6所示。在彈體速度未達(dá)到彈道極限時，靶板的單位厚度吸能能量速度升高而增加；彈體速度超過彈道極限后，靶板單位厚度吸能量基本不變，且隨速度增加略有下降。同時，碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板單位厚度吸能量高于碳纖維2.5D 機(jī)織材料。兩種復(fù)合材料平板厚度一致，均為5 mm，但其單位厚度吸能量差異顯著，其吸能機(jī)制顯著不同，將結(jié)合平板損傷情況進(jìn)一步探究其吸能機(jī)制。

圖6 單位厚度吸能量-入射速度曲線Fig.6 Energy absorption per unit thickness-incident velocity curves

4 損傷分析

4.1 碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板

圖7給出了碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板不同入射速度下的典型損傷情況，可見隨沖擊速度增大，靶板的損傷破壞區(qū)域面積也進(jìn)一步增大。160 m/s沖擊速度下，靶板正面出現(xiàn)彈體壓痕,主要失效模式為基體碎裂,但背面并未發(fā)現(xiàn)明顯損傷;169 m/s沖擊速度基本接近材料的彈道極限,靶板正面出現(xiàn)明顯的沖擊剪切失效,背面也發(fā)生纖維拉伸斷裂失效,但彈體并未穿透靶板；217 m/s 沖擊速度下,靶板正面發(fā)生嚴(yán)重的剪切失效,背面有明顯的纖維拉伸失效并伴隨明顯的分層失效。

圖7 不同入射速度下碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板的典型損傷Fig.7 Typical damages of carbon fiber plain woven fabric composite plate at different incident velocities

對160 m/s沖擊速度下靶板試驗(yàn)件進(jìn)行了超聲C掃描，結(jié)果如圖8所示。靶板表面損傷并不明顯，但內(nèi)部損傷嚴(yán)重，出現(xiàn)大面積的分層損傷。

圖8 160 m/s沖擊下碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板試驗(yàn)件超聲C掃描結(jié)果Fig.8 Ultrasonic C-scan results of carbon fiber plain woven fabric composite plate specimen under impact of 160 m/s

原因是應(yīng)力波在纖維中的傳播速度大于在基體中的傳播速度，在纖維和基體的界面處易產(chǎn)生裂紋，裂紋會沿纖維方向擴(kuò)展，平紋機(jī)織材料在經(jīng)向、緯向均存在纖維阻礙應(yīng)力波的擴(kuò)散，使層合板的面內(nèi)損傷并不明顯；碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板層間性能較差，導(dǎo)致裂紋沿層間迅速擴(kuò)張?jiān)斐煞謱訐p傷，因此碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板的失效模式主要是分層失效。碳纖維平紋機(jī)織的吸能機(jī)制是高速沖擊造成靶板層間大面積分層，導(dǎo)致靶板的彎曲變形程度明顯增大，進(jìn)而吸收更多能量。同時大范圍的分層破壞也是造成靶板單位面密度吸能量BPI和單位厚度吸能量增大的主要因素。

選用169 m/s沖擊速度下靶板試驗(yàn)件，以彈孔為中心，使用高速機(jī)械切割技術(shù)將靶板試驗(yàn)件分成4部分，如圖9所示。選擇彈孔周圍比較平整的試件進(jìn)行CT掃描，如圖10所示。相比于超聲C掃描，CT掃描能更加直觀地看出靶板的分層失效情況，可看出分層主要是沿纖維方向擴(kuò)展，碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板是經(jīng)緯紗90°交叉編織而成，因此損傷區(qū)域的最終形狀接近菱形。

圖9 碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板CT掃描區(qū)域及試驗(yàn)件Fig.9 CT scan area and specimen of carbon fiber plain woven fabric composite plate

圖10 169 m/s沖擊下碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板試驗(yàn)件CT掃描結(jié)果Fig.10 CT scan results of carbon fiber plain woven fabric composite plate specimen under impact of 169 m/s

綜上所述，碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板彈道沖擊損傷以分層損傷為主，除此之外還包括沖擊剪切損傷、纖維拉伸斷裂、基體碎裂等損傷。碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板極易發(fā)生分層失效，且靶板表面可能沒有明顯損傷。大面積的分層損傷導(dǎo)致靶板受沖擊后結(jié)構(gòu)完整性不好，成為限制其應(yīng)用的主要因素。

4.2 碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板

碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板在高速沖擊載荷下的失效模式與碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板相比有明顯不同。圖11給出了不同入射速度下的碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的典型損傷情況?？梢婋S入射速度提高，靶板的損傷區(qū)域面積并沒有明顯增加，只是失效模式發(fā)生變化。在未達(dá)到彈道極限時，靶板正面產(chǎn)生明顯壓痕，損傷以基體壓縮碎裂為主，靶板背面也產(chǎn)生基體裂紋，這是由于碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板層間存在捆綁紗，應(yīng)力波得以順利傳到靶板背部，使靶板背部相同區(qū)域出現(xiàn)裂紋；彈體速度超過彈道極限速度后，靶板損傷以剪切沖塞損傷為主，彈著點(diǎn)部位會有塞塊飛出，形成破孔，同時也存在少量的纖維拉伸破壞。

圖11 不同入射速度下碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的典型損傷Fig.11 Typical damages of carbon fiber 2.5D woven plate at different incident velocities

對114 m/s沖擊速度下靶板試驗(yàn)件進(jìn)行超聲C掃描，所得結(jié)果如圖12所示?？煽闯霭邪鍍?nèi)部損傷并不明顯，沒有發(fā)生大面積分層損傷。在未達(dá)到彈道極限速度時，靶板的損傷并不明顯，碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板在遭受沖擊載荷后不容易發(fā)生分層損傷。碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板層間存在捆綁紗捆綁，導(dǎo)致材料的分層難度明顯增加，層間性能顯著提高。碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板遭受沖擊載荷后不易發(fā)生分層損傷，損傷區(qū)域面積小。碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板由于分層難度增加，靶板的彎曲變形受到限制，只有少量紗線發(fā)生拉伸斷裂。因此碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的吸能量明顯減少，彈道極限速度低于同厚度的碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板。同時，靶板損傷區(qū)域面積的減小直接導(dǎo)致靶板單位面密度吸能量BPI和單位厚度吸能量明顯減小。

圖12 114 m/s沖擊下碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板試驗(yàn)件超聲C掃描結(jié)果Fig.12 Ultrasonic C-scan results of carbon fiber 2.5D woven fabric composite plate specimen under impact of 114 m/s

對217 m/s沖擊速度下靶板試驗(yàn)件進(jìn)行CT掃描，如圖13所示，掃描結(jié)果如圖14所示。可見碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板幾乎不發(fā)生分層損傷，除彈孔周圍存在少量纖維拉伸破壞外，碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的分層損傷并不明顯。剪切沖塞是碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板彈道沖擊下的主要失效模式，可看出碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板沖擊載荷下的損傷只發(fā)生在彈孔周邊，損傷區(qū)域很小，靶板的結(jié)構(gòu)完整性很好。

圖13 碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板CT掃描區(qū)域及試驗(yàn)件Fig.13 CT scan area and specimen of carbon fiber 2.5D woven fabric composite plate

圖14 217 m/s沖擊下碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板試驗(yàn)件CT掃描結(jié)果Fig.14 CT scan results of carbon fiber 2.5D woven fabric composite plate specimen under impact of 217 m/s

綜上所述，碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的彈道沖擊損傷以剪切充塞為主，包括少量的基體碎裂、纖維拉伸斷裂等損傷，剪切充塞失效為碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板的主要吸能方式。碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板具有優(yōu)異的層間性能，不易發(fā)生分層，靶板的彎曲變形較小且只有少量的紗線發(fā)生拉伸斷裂失效，使靶板吸能量較少，彈道極限速度低于同厚度的碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板。碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板在沖擊載荷下的損傷只發(fā)生在彈孔周邊，在未發(fā)生穿透的情況下，碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板/機(jī)匣結(jié)構(gòu)完整性好，在風(fēng)扇機(jī)匣包容性設(shè)計(jì)和應(yīng)用上更有優(yōu)勢。

5 結(jié) 論

1) 彈道沖擊試驗(yàn)結(jié)果表明，碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板的彈道極限速度、吸能總量、單位面密度吸能量和單位厚度吸能量等指標(biāo)均大于同厚度的碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板，證明碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板具有更好的吸能量和抗侵徹能力。

2) 碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板彈道沖擊損傷失效模式主要包括分層損傷、纖維拉伸斷裂和纖維拔出等，分層損傷可增加靶板的彎曲變形，彎曲變形導(dǎo)致大量的紗線發(fā)生拉伸斷裂，有利于提高靶板的彈道極限速度和吸能總量，但分層失效使靶板的結(jié)構(gòu)完整性較差，限制了層合材料的應(yīng)用。

3) 剪切沖塞是碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板彈道沖擊下的主要失效模式，伴隨少量的纖維拉伸斷裂和纖維拔出等。層間捆綁紗改善了材料的層間性能和面外剛度，靶板彎曲變形受限，纖維拉伸失效只發(fā)生在彈孔周邊，使碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板彈道極限速度小于碳纖維平紋機(jī)織復(fù)合材料平板。碳纖維2.5D機(jī)織復(fù)合材料平板沖擊載荷下的損傷只發(fā)生在彈孔周邊，結(jié)構(gòu)完整性更好，更有應(yīng)用前景。