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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. 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