“离位”增韧复合材料准静态压入损伤特性研究.pdf

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“离位”增韧复合材料准静态压入损伤特性研究1 “离位”增韧复合材料准静态压入损伤特性研究2 “离位”增韧复合材料准静态压入损伤特性研究3 “离位”增韧复合材料准静态压入损伤特性研究4 “离位”增韧复合材料准静态压入损伤特性研究5

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 88   材料工程/2012年9期‘‘   离位"增韧复合材料准静态压入损伤 特性研究—      QuasistaticIndentationDamageFailureofLaminated   CompositesEx-situToughened      马宏毅,安学锋,益小苏    (北京航空材料研究院先进复合材料重点实验室,北京100095)  — —  MAHongyi,ANXuefeng,YIXiao~SU       (ScienceandTechnologyonAdvancedCompositesLaboratory,Beijing     InstituteofAeronauticalMaterials,Beijing100095,China)  “ ”            摘要:采用离位增韧技术对双马来酰亚胺复合材料层压板进行了层间增韧,然后对增韧和未增韧的两种双马复合材        料层压板进行准静态压入及冲击后压缩剩余强度试验研究,并用超声c扫描和热揭层对层压板的损伤进行测量。结果  “”         表明:经过离位增韧的双马复合材料层压板层间形成了热塑性树脂/热固性树脂双连续的结构,该结构不仅能抑制增         韧层压板的内部损伤面积,改善损伤阻抗,使其表面凹坑深度更明显,而且还大幅提高了其损伤容限。        关键词:复合材料层压板;层间增韧;准静态压入;损伤阻抗;损伤容限  中图分类号:TB332  文献标识码:A —— 文章编号:1001438l(2012)090088~04        “”   Abstract:ThebismaleimidecompositelaminatesweretoughenedviaEx-situtoughenedtechnique.    —        —— —— Thenthetoughenedandnon・toughenedcompositelaminatesweretestedbyusingthequasistaticin               — dentationandcompressionafterimpact,andthedamageoflaminateswasalsoinvestigatedbyultra —           sonicCscananddeply.Theresultsindicatethatthethermoplasticresin/thermosetresinbicontinuous               structureformsintheinterlayerofthetoughenedbismaleimidelaminates.Thespecialstructurecan                  inhibitthedamageareaofthetoughenedlaminatesandimprovethedamageresistanceoflaminates,                resultinginamoreapparentdentdepthonthelaminatessurface.Inaddition,thedamagetoleranceof     laminatesisalsoimproved.       Keywords:compositelaminate;interlaminartoughness;quasi~staticindentation;damageresistance;  damagetolerance            炭纤维增强复合材料(CarbonFiberReinforced        Plastics,CFRP)因其质轻高强、耐高温、抗腐蚀、热力    学性能优良等特性,在航空领域中获得了大量应用,并            由次承力件向主承力构件发展[1j,其用量已经成为衡           量飞行器结构先进的重要标志性指标之一。            飞行器在服役期间,其CFRP结构件往往会遭遇           诸如维修工具、冰雹及碎石等外来物的冲击,这些低速        冲击造成CFRP内部形成严重不可见的分层损伤。  这些损伤的存在使得结构承载能力,特别是承压能力                 显著下降,从而对飞行器结构的安全构成极大的潜在            威胁。因此国内外研究者致力于通过增韧的方法改           “  ” 善CFRP的抗冲击性。益小苏教授通过离位(Ez- “ situ)复合技术],把增韧剂组分与树脂基体组分分               离,将增韧剂控制在比较薄弱的层问,固化反应时,增              韧剂发生扩散和溶解引起层问局部相反转,从而在层              间形成具有溶度梯度的颗粒状分相结构,这样在不改 变树脂主组分功能特征的同时,大幅度提高复合材料          的韧性,并在实际应用中得到了很好的验证_s]。  “ ”         本研究通过离位增韧技术,对双马来酰亚胺树   脂复合材料U3160/6421层压板进行层间增韧,参考    “  ”   ASTMD6264M--07_6的压人方法对离位增韧和未           增韧的层压板进行压入试验并对压入层压板进行冲击         后压缩强度(CompressionAfterImpact,CAI)测试,“” 以研究离位增韧和未增韧的复合材料损伤阻抗与损   伤容限特性。   l实验    1.1原材料           BMI树脂:牌号6421,北京航空材料研究院先进复“”  离位增韧复合材料准静态压人损伤特性研究 91  的塑性变形使得压头附近的纤维拉伸断裂,纤维断裂   耗散了一部分外来能量,使得传递给内部主承载层的           能量相应减少,这就抑制了层压板内部损伤的扩展;另                    外纤维的断裂使层压板表面容易产生较明显的凹坑   (见图6)。 g g\  皇  a 等一  口  0 复、   0     图7剩余强度和压人深度关系         Fig.7TherelationshipofCAIanddisplacement                面积迅速扩大导致层压板压缩强度降低;压人深度超   过阈值后,层压板分层损伤面积也达到一个极限值,层  压板通过纤维脱粘和断裂等形式耗散外部能量。   图5层压板各界面分层面积i唧    3结论 Displacement|mm     图6凹坑深度一压人深度关系      Fig.6Therelationshipbetweendisplacement     anddentdepthoflaminates    2.2损伤容限           按照冲击后压缩强度评价复合材料耐冲击性的方                 法,对静压痕层压板进行压缩试验。增韧和未增韧层    压板在压缩过程中损伤区域出现局部弯曲,然后引起             分层屈曲,导致最终的压缩破坏发生在受压的截面处,  可观察到压缩破坏后层压板所有铺层已全部分层。             图7为剩余强度和压人深度关系图,可以看出,任              何压入深度的增韧层压板的CAI值都大于未增韧的              层压板,这是因为经过增韧的层压板中分层面积较小,                层压板的整体性要明显好于未增韧试样,在压缩过程  中能够承受更高的压缩载荷而不发生失稳破坏,表现  出更高的剩余压缩强度。            另一方面当压入深度未达到阈值(4.5mm)时,两   种层压板随着压入深度的增加,CAI值迅速降低;当压    入深度超过阈值后,层压板CAI值趋于一个定值。这   是因为阈值前层压板损伤形式以分层扩展为主,损伤“”   (1)经过离位处理的层压板具有较高的损伤阻  抗能力,在较高的接触力/接触能量下才产生初始的分   层损伤。     “ ”     (2)在受外力作用时,离位增韧的层压板层间高               韧相发生塑性变形耗散能量,抑制层间分层的产生和                扩展,从而使得增韧层压板的损伤范围限制在较小的  区域内。     (3)PAEK增韧相的存在,使得压人接触点附近            产生大的塑性变形,造成接触点附近纤维断裂,易产生       明显凹坑,便于发现损伤。“”  (4)离位增韧的层压板由于层间韧性的提高,层                 压板损伤容限能力也有大幅度的提高,使得其具有较    高的CAI值。    参考文献      [1]关志东.现代大型客机复合材料应用及技术发展[A].第十五届    复合材料学术会议论文集[c].哈尔滨:国防工业出版社,2008.8— 12.        [2]中国航空研究院.复合材料结构设计手册[M].北京:航空工业   出版社,2001.     “ ”       [3]益小苏,许亚洪,唐邦铭.离位树脂转移模塑成型加工方法 —— [P_.中国专利:02101216.4,19920918.      “”       [4]唐邦铭,益小苏,许亚洪,等.离位树脂膜渗透成形加工方法 — [P].中国专利:03105536.2,2003一O124.        [5]益小苏.先进复合材料技术研究与发展[M].北京:国防工业出   版社,2006.         [6]ASTMD6264/6264M--07,standardtestmethodformeasuring         — thedamageresistanceofafiberreinforcedpolymer-matrixcorn    —   positetOaconcentratedquasistaticindentationforceES ̄.   (下转第98页)       旨g\商警矗IBfT 98   材料工程/2012年9期 [2O] [21] [22] [23] [243 [25] [26] [27] [28] [29] [3O] [31] [32]    — —  ScienceandEngineeringA,2008,473(12):206212.          — LIShu,WUPing,FUKUDAH.eta1.Simulationofthesolidi  —     ficationofgasatomizedSn-5massPbdroplets[J].Materials   —— ScienceandEngineeringA,2009,499(12):396403.      王晓峰,赵九洲,何杰,等.Cu一13.5Sn合金雾化液滴凝固过  — 程模拟[J].金属学报,2005,41(9):923928.             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