航空復(fù)合材料疲勞性能分析范文

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復(fù)合材料由于具有比剛度高、比強(qiáng)度大、抗腐蝕性好以及可設(shè)計(jì)等特性，已被廣泛應(yīng)用于航空工程領(lǐng)域，成為民用和軍用飛行器結(jié)構(gòu)的重要組成材料。在工程實(shí)際中，航空復(fù)合材料常會受到循環(huán)載荷的作用而產(chǎn)生損傷，出現(xiàn)疲勞裂紋，裂紋擴(kuò)展引起剛度的退化和承載能力的下降，當(dāng)承載能力下降超過復(fù)合材料的容許限度時發(fā)生斷裂失效，對結(jié)構(gòu)安全造成威脅。在循環(huán)載荷作用下，復(fù)合材料的宏觀性能和微觀結(jié)構(gòu)發(fā)生變化，因此，研究航空復(fù)合材料的疲勞性能有重要的實(shí)際意義。

航空復(fù)合材料疲勞性能試驗(yàn)研究

航空復(fù)合材料的疲勞行為越來越受到人們的關(guān)注，進(jìn)行了大量試驗(yàn)，通過試驗(yàn)了解循環(huán)載荷作用下復(fù)合材料宏觀疲勞性能和分層擴(kuò)展性能的變化。KawaiM等對GLARE2復(fù)合材料層合板進(jìn)行了不同偏軸方向加載下的恒幅疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明：GLARE2復(fù)合材料在各個偏軸方向下的疲勞性能接近，其疲勞性能S－N曲線呈線性相關(guān)，且曲線的斜率隨偏軸加載角的減小而略有增加。PanditaSD和VerpoestI對平面編織和針織纖維復(fù)合材料進(jìn)行恒幅拉－拉加載下的疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明：平面編織和針織纖維復(fù)合材料的經(jīng)向疲勞性能相近，但與針織纖維復(fù)合材料相比，編織纖維復(fù)合材料的緯向疲勞性能較差。YasminA和BowenP對陶瓷基復(fù)合材料進(jìn)行應(yīng)力比為0.1的疲勞試驗(yàn)，并繪制疲勞性能S－N曲線，發(fā)現(xiàn)：陶瓷基復(fù)合材料的疲勞壽命隨最大疲勞應(yīng)力的減小而增大。孔令美等在不同應(yīng)力水平加載下對玻璃纖維/乙烯基酯樹脂復(fù)合材料進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，分析其宏觀疲勞性能，試驗(yàn)結(jié)果表明：施加50%以下的應(yīng)力水平進(jìn)行加載時，玻璃纖維/乙烯基酯樹脂復(fù)合材料的疲勞壽命較長，但當(dāng)施加應(yīng)力水平達(dá)到80%及以上時，疲勞壽命迅速縮短，這說明加載應(yīng)力水平越高，玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的失效變形越大，疲勞壽命越短。MitrovicM等在不同的加載方式下（拉－壓、壓－壓、塊譜和實(shí)測載荷譜），對航空復(fù)合材料層合板進(jìn)行分層擴(kuò)展試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明：載荷之間的交互作用對復(fù)合材料層合板的疲勞損傷產(chǎn)生影響，其中，高載－低載的加載方式所造成的疲勞損傷大于低載－高載造成的損傷。ChoiSW等分別在壓－壓和實(shí)測載荷譜加載下，對邊緣缺口碳纖維/環(huán)氧基樹脂復(fù)合材料層合板進(jìn)行分層擴(kuò)展試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明：層合板產(chǎn)生的疲勞損傷主要由載荷譜中的高應(yīng)力循環(huán)造成，而低于缺口處抗壓強(qiáng)度60%的疲勞載荷對疲勞損傷沒有影響；復(fù)合材料的分層擴(kuò)展壽命隨著加載載荷的增加而線性減小。ArgüellesA等針對碳纖維/環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料，進(jìn)行了控制位移的I型分層擴(kuò)展和控制載荷的II型分層擴(kuò)展試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明：改性樹脂基復(fù)合材料具有不錯的I型和II型分層擴(kuò)展性能，其中，長壽命區(qū)對應(yīng)的分層擴(kuò)展性能較好。一些學(xué)者還通過試驗(yàn)研究了循環(huán)載荷作用下航空復(fù)合材料的剩余剛度、剩余強(qiáng)度和疲勞極限等特性。FerreiraJAM等分別在恒幅控制位移和控制載荷的加載方式下，對3種不同鋪層順序的玻璃纖維/聚丙烯基復(fù)合材料層合板進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，結(jié)果表明：在控制位移和控制載荷加載方式下，復(fù)合材料層合板的疲勞損傷機(jī)制相同；層合板的剩余剛度在疲勞壽命前5%階段發(fā)生衰減，之后直到失效剛度的下降甚微；鋪層順序?qū)?fù)合材料層合板的疲勞極限有顯著影響，其中，鋪層順序?yàn)閇+45/0/－45/0/+45/0/－45]的層合板的疲勞極限比[+30/－30/+30/0/+30/－30/+30]高10%至15%，而鋪層順序?yàn)閇0]7的層合板疲勞極限分別為先前兩者的1.5和1.8倍。徐建新和馮振宇試驗(yàn)研究了恒幅疲勞加載下不同鋪層方式的復(fù)合材料層合板的剛度隨循環(huán)次數(shù)的變化趨勢，試驗(yàn)結(jié)果表明：復(fù)合材料層合板的剛度隨循環(huán)次數(shù)的增加基本呈現(xiàn)下降趨勢，其中，準(zhǔn)各向同性鋪層方式層合板的剛度衰減最為明顯，而正交異性鋪層方式層合板的剛度變化不夠顯著。XiongJJ等在MTS880－50kN疲勞試驗(yàn)機(jī)上對T300/QY8911碳纖維增強(qiáng)中心圓孔板狀試樣進(jìn)行拉－拉和壓－壓疲勞試驗(yàn)，其中，借助防失穩(wěn)夾具完成壓－壓疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明：在拉－拉循環(huán)載荷作用下，試件中心孔處的應(yīng)力集中減小，復(fù)合材料層合板的剩余強(qiáng)度提高；而在壓－壓循環(huán)載荷作用下，復(fù)合材料層合板的剩余強(qiáng)度降低。方光武等在對2D針刺C/SiC復(fù)合材料進(jìn)行拉－拉疲勞試驗(yàn)，結(jié)果表明：2D針刺C/SiC復(fù)合材料具有較好的抵抗疲勞能力，隨著加載循環(huán)次數(shù)的增加，其剩余強(qiáng)度先增大后減小。SchonJ根據(jù)飛機(jī)機(jī)翼實(shí)測載荷譜進(jìn)行加載，對碳纖維/環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料連接件進(jìn)行疲勞試驗(yàn)，試驗(yàn)結(jié)果表明：低于復(fù)合材料疲勞極限的應(yīng)力循環(huán)對試樣的疲勞壽命不產(chǎn)生影響，考慮這一因素，濾去載荷譜中的低應(yīng)力循環(huán)能夠加快試驗(yàn)進(jìn)度且保證試驗(yàn)結(jié)果的有效性。ZhangC等試驗(yàn)研究了2.5D－C/SiC復(fù)合材料的縱向和橫向疲勞性能，發(fā)現(xiàn)縱向的疲勞極限是橫向的1.5倍，這是由于縱向和橫向的纖維束數(shù)量不同導(dǎo)致。在試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，常采用掃描電鏡（SEM）分析復(fù)合材料試樣斷口的微觀結(jié)構(gòu)，探尋循環(huán)載荷下航空復(fù)合材料損傷機(jī)理的變化。馮培鋒等對玻璃纖維和碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料層合板進(jìn)行斷口分析，發(fā)現(xiàn)在不同的應(yīng)力水平加載下試樣的損傷機(jī)理明顯不同：在低應(yīng)力水平加載下，試樣斷裂失效前出現(xiàn)大量的疲勞損傷，而在高應(yīng)力水平下，試樣經(jīng)歷的疲勞損傷較少。PanditaSD和VerpoestI對平面編織和針織纖維復(fù)合材料的斷口分析顯示：平面編織纖維復(fù)合材料的疲勞失效形式與加載方向有關(guān)，其中軸向加載下以纖維失效為主，而偏軸加載下以基體失效為主；平面針織纖維復(fù)合材料的疲勞裂紋均在與載荷方向垂直的織物處萌生，之后沿著針織方向進(jìn)行擴(kuò)展。王軍等對T300和T700碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料進(jìn)行斷口分析，發(fā)現(xiàn)：與T300相比，T700碳纖維的延伸率較大，從而T700復(fù)合材料層合板的疲勞壽命分散性更小；同時，T700碳纖維表面更光滑，纖維與樹脂基體的界面性能較弱，導(dǎo)致T700復(fù)合材料層合板斷口處的分層和劈絲現(xiàn)象明顯。ZhangC等對2.5D－C/SiC復(fù)合材料的斷口分析顯示：復(fù)合材料的疲勞裂紋主要在纖維束交叉位置萌生，而疲勞裂紋的擴(kuò)展導(dǎo)致了復(fù)合材料的斷裂失效。LuoZ等對SiC/SiC復(fù)合材料進(jìn)行斷口分析，發(fā)現(xiàn)：在超過材料比例極限的高應(yīng)力水平加載下，疲勞載荷主要由纖維承受；在低于材料疲勞極限的低應(yīng)力水平加載下，疲勞載荷主要由基體承受；而對于比例極限與疲勞極限之間的應(yīng)力水平，其疲勞載荷由纖維和基體共同承受。

航空復(fù)合材料疲勞性能模型表征研究

在循環(huán)載荷作用下，航空復(fù)合材料的疲勞性能常借用Basquin模型進(jìn)行表征。CaprinoG和GiorleoG考慮應(yīng)力比的影響對Basquin模型進(jìn)行修正，并采用威布爾分布模擬失效概率，根據(jù)修正的Basquin模型繪制了復(fù)合材料疲勞性能S－N曲線，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)吻合良好。PetermannJ和PlumtreeA在Basquin模型的基礎(chǔ)上，考慮復(fù)合材料開裂面上正應(yīng)力和剪應(yīng)力的影響，提出了單向復(fù)合材料層合板的統(tǒng)一疲勞壽命失效模型，能夠評估單向?qū)雍习逶诓煌较蚝蛻?yīng)力比加載下的疲勞性能，模型的有效性在試驗(yàn)中得到了驗(yàn)證。EpaarachchiJA和ClausenPD同時考慮了加載頻率和應(yīng)力比的影響對Basquin模型進(jìn)行非線性修正，修正模型的分析結(jié)果表明：在相同環(huán)境溫度下，玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的疲勞壽命分別隨著加載頻率和加載應(yīng)力比的增大而線性提高。XiongJJ和ShenoiRA將n次循環(huán)后的剩余強(qiáng)度R(n)引入Basquin模型，提出了復(fù)合材料疲勞性能n－S－R曲面模型，模型可以有效表征復(fù)合材料在不同應(yīng)力水平和剩余強(qiáng)度下的疲勞壽命，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)相差不大。剩余剛度模型也常用于航空復(fù)合材料疲勞性能的表征，一些學(xué)者對此進(jìn)行了研究，萬志敏和趙承杰將復(fù)合材料層合板的性能作為隨機(jī)變量進(jìn)行表征，提出了剩余剛度衰減模型，建立了剩余剛度分布函數(shù)，并給出剩余剛度與疲勞壽命之間的關(guān)系，模型的預(yù)測結(jié)果與試驗(yàn)吻合良好。PaepegemWV等和TserpesKI等針對復(fù)合材料的面內(nèi)循環(huán)加載問題，提出了表征剛度退化、應(yīng)力分配和永久變形的剩余剛度模型，構(gòu)建了復(fù)合材料的應(yīng)力－應(yīng)變－損傷函數(shù)關(guān)系，模擬疲勞演化規(guī)律。XiongJJ等在n－S－R曲面的基礎(chǔ)上進(jìn)一步提出應(yīng)變控制下的復(fù)合材料剩余剛度曲面模型，考慮了n次循環(huán)后剩余剛度下降的影響，模型預(yù)測結(jié)果在碳纖維/環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料的試驗(yàn)中得到了驗(yàn)證。此外，廉偉和姚衛(wèi)星還提出了剩余剛度－剩余強(qiáng)度的關(guān)聯(lián)模型，給出了基于剩余剛度和剩余強(qiáng)度的損傷定義間的關(guān)系，并通過試驗(yàn)對模型進(jìn)行校驗(yàn)，分析表明：剩余剛度－剩余強(qiáng)度關(guān)聯(lián)模型能較好地描述各類鋪層復(fù)合材料的剛度退化規(guī)律，并能符合復(fù)合材料疲勞損傷的演化機(jī)制。航空復(fù)合材料在循環(huán)載荷作用下的分層擴(kuò)展性能常借用Paris模型進(jìn)行表征，SchönJ和AllegriG等考慮應(yīng)力比對復(fù)合材料分層擴(kuò)展性能的影響，在Paris模型的基礎(chǔ)上，提出了修正的分層擴(kuò)展速率表征模型，模型分析結(jié)果表明：隨著應(yīng)力比的提高，復(fù)合材料的分層擴(kuò)展速率減慢；與Paris模型相比，修正模型的擬合精度更高，能更好地描述分層擴(kuò)展性能的變化規(guī)律。ShivakumarK等和MurriGB在Paris模型的基礎(chǔ)上引入能量釋放率門檻值IthG和分層斷裂韌性IRG，同時考慮了分層擴(kuò)展的近門檻區(qū)、穩(wěn)定擴(kuò)展區(qū)和快速擴(kuò)展區(qū)3個階段，提出了表征復(fù)合材料分層擴(kuò)展性能的全范圍模型，模型的預(yù)測精度高，但需要大量的試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定待定參數(shù)，限制了在工程上的應(yīng)用。YunXY等基于歐拉梁和斷裂力學(xué)理論，考慮應(yīng)力比效應(yīng)的影響，提出了復(fù)合材料層合板II型分層擴(kuò)展能量釋放率II∆G的表示方法，并借助Paris模型表征II型分層擴(kuò)展速率，分析結(jié)果的有效性在碳纖維/環(huán)氧樹脂基復(fù)合材料的II型分層擴(kuò)展試驗(yàn)中得到了驗(yàn)證。此外，還借助內(nèi)聚力模型表征航空復(fù)合材料的分層擴(kuò)展性能，BarenblattGI在描述疲勞裂紋的演化時引入了內(nèi)聚力的概念，提出了內(nèi)聚力模型，模型的主要參數(shù)有反映疲勞裂紋萌生的最大界面強(qiáng)度σc和反映裂紋擴(kuò)展的斷裂韌性Gc，從而將疲勞裂紋萌生和擴(kuò)展相結(jié)合，能有效表征復(fù)合材料的分層擴(kuò)展特性。

航空復(fù)合材料疲勞壽命估算研究

航空復(fù)合材料的疲勞壽命常借助不考慮載荷交互作用的線性累積損傷Miner理論進(jìn)行估算，BondIP借助雨流計(jì)數(shù)法對實(shí)測載荷譜進(jìn)行處理，之后采用Miner理論估算復(fù)雜時間加載歷程下的疲勞壽命，結(jié)果的有效性在玻璃纖維復(fù)合材料試驗(yàn)中得到了驗(yàn)證。YaoWX和HimmelN假定循環(huán)載荷造成的疲勞損傷與復(fù)合材料的剩余強(qiáng)度成正比，建立了疲勞損傷增量與瞬時剩余強(qiáng)度的函數(shù)關(guān)系，并采用線性累積損傷Miner理論預(yù)測碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料的疲勞壽命，預(yù)測結(jié)果與試驗(yàn)吻合良好。ChoiSW等基于恒載疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，采用Miner理論計(jì)算各個應(yīng)力水平造成的疲勞損傷，當(dāng)損傷累積達(dá)到允許值1時，復(fù)合材料層合板發(fā)生斷裂失效，獲得實(shí)測載荷譜加載下的疲勞壽命，具有不錯的預(yù)測精度。CainKJ等和齊紅宇等考慮應(yīng)變等效原理構(gòu)建復(fù)合材料剛度衰減與疲勞損傷的關(guān)系，并采用Miner理論預(yù)測疲勞壽命，計(jì)算結(jié)果表明：復(fù)合材料層合板剪切方向上的疲勞累積損傷最大；疲勞累積損傷與微裂紋的聚合程度有關(guān)，當(dāng)微裂紋聚合困難時疲勞累積損傷較小，而當(dāng)微裂紋聚合成主裂紋時疲勞累積損傷較大，壽命預(yù)測結(jié)果與試驗(yàn)的最大相對偏差為12.2%。劉關(guān)心等考慮循環(huán)載荷作用下復(fù)合材料層合板剛度和強(qiáng)度退化的影響構(gòu)建出雙參數(shù)疲勞模量的衰減模型，并采用Miner理論估算其在變幅載荷作用下的疲勞壽命，具有較高的預(yù)測精度。羅曉平和曹國廷以直升機(jī)復(fù)合材料槳葉為研究對象，建立ε－N曲線模型，之后利用線性累積損傷Miner理論預(yù)測疲勞壽命，并研究不同飛行任務(wù)剖面和槳葉載荷對疲勞壽命的影響，計(jì)算結(jié)果表明復(fù)合材料槳葉在常規(guī)飛行狀態(tài)下為無限壽命設(shè)計(jì)，Miner理論能有效評估直升機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。此外，一些學(xué)者還借助有限元仿真分析航空復(fù)合材料的疲勞性能，并采用Miner理論預(yù)測壽命，AttiaO等和TserpesKI等借助有限元仿真模擬復(fù)合材料疲勞失效的漸進(jìn)損傷過程，之后采用修正的Paris模型和線性累積損傷Miner理論估算疲勞壽命，計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)吻合良好。WahabMMA等借助有限元仿真分析復(fù)合材料膠接結(jié)構(gòu)的應(yīng)變能釋放率，并基于Paris模型建立了失效循環(huán)的積分表示方法，之后采用Miner理論估算疲勞壽命，由于沒有考慮疲勞裂紋萌生和小裂紋擴(kuò)展的影響，估算結(jié)果偏于保守。徐穎等和郭葳等基于ANSYS有限元軟件，利用APDL語言開發(fā)了復(fù)合材料層合板的疲勞漸進(jìn)損傷分析程序，能夠模擬不同鋪層順序和尺寸的層板試樣疲勞裂紋萌生、裂紋擴(kuò)展和失效的全過程，為復(fù)合材料疲勞壽命預(yù)測提供幫助。廣布疲勞損傷是工程結(jié)構(gòu)中廣泛存在的一種損傷形式，由于疲勞裂紋間的相互作用，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度下降，臨界裂紋尺寸縮短，疲勞壽命明顯減少，從而對結(jié)構(gòu)安全造成嚴(yán)重影響。針對金屬結(jié)構(gòu)的廣布疲勞損傷問題，常基于斷裂力學(xué)理論建立疲勞裂紋萌生的表征模型，并借助有限元仿真模擬應(yīng)力場，之后采用蒙特卡洛隨機(jī)理論分析疲勞裂紋的擴(kuò)展和演化過程，估算金屬結(jié)構(gòu)的剩余壽命。但目前的研究主要集于金屬結(jié)構(gòu)，對于航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的廣布疲勞損傷問題研究較少，有待進(jìn)一步探索。

結(jié)束語

航空復(fù)合材料疲勞性能的研究主要包括試驗(yàn)、模型表征和壽命估算3個方面。試驗(yàn)方面，測量了S－N曲線、分層擴(kuò)展性能、剩余剛度、剩余強(qiáng)度和疲勞極限等參數(shù)，并通過斷口金相分析揭示其疲勞損傷機(jī)理，發(fā)現(xiàn)航空復(fù)合材料的疲勞性能受到纖維和基體材料、鋪層順序、加載方式以及失效形式等諸多因素的共同影響；模型表征方面，常采用Basquin模型和剩余剛度模型表征航空復(fù)合材料的疲勞性能，而采用Paris模型和內(nèi)聚力模型表征其分層擴(kuò)展性能，驗(yàn)證結(jié)果的有效性；壽命估算方面，通常借助不考慮載荷交互作用的線性累積損傷Miner理論估算疲勞壽命，計(jì)算簡便但精度欠佳。但目前對航空復(fù)合材料疲勞性能的研究大多集中于恒幅加載情況，在實(shí)測載荷譜加載下的疲勞性能試驗(yàn)研究較少，缺乏載荷之間交互作用對復(fù)合材料疲勞性能影響的深入認(rèn)識。考慮實(shí)測載荷譜中載荷順序效應(yīng)的影響構(gòu)建航空復(fù)合材料疲勞性能表征模型，并找到計(jì)算簡便而準(zhǔn)確的壽命預(yù)測方法，需要進(jìn)一步研究和探索。

作者：劉牧東 單位：中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所