2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的拉伸損傷及強(qiáng)度

梁仕飛，矯桂瓊（.中航空天發(fā)動(dòng)機(jī)研究院有限公司試驗(yàn)設(shè)備技術(shù)中心，北京0304；.西北工業(yè)大學(xué)力學(xué)與土木建筑學(xué)院，西安709）

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2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的拉伸損傷及強(qiáng)度

梁仕飛1，矯桂瓊2
（1.中航空天發(fā)動(dòng)機(jī)研究院有限公司試驗(yàn)設(shè)備技術(shù)中心，北京101304；2.西北工業(yè)大學(xué)力學(xué)與土木建筑學(xué)院，西安710129）

摘要：試驗(yàn)研究了2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的單軸拉伸損傷特征，發(fā)現(xiàn)拉應(yīng)力小于50 MPa時(shí)經(jīng)向和緯向模量基本無(wú)變化，50 MPa后殘余應(yīng)變逐漸增大。根據(jù)主裂紋面受力情況，建立了單向增強(qiáng)自愈合C/SiC復(fù)合材料的脆性斷裂模型和韌性斷裂模型，并利用其預(yù)測(cè)了2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的經(jīng)向和緯向強(qiáng)度。結(jié)果表明，2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的經(jīng)向和緯向拉伸發(fā)生脆性斷裂，脆性斷裂模型預(yù)測(cè)值與試驗(yàn)值吻合較好。

關(guān)鍵詞：航空發(fā)動(dòng)機(jī)；2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料；脆性斷裂；殘余應(yīng)變；拉伸損傷；斷裂模型

1　引言

C/SiC復(fù)合材料具有耐高溫、低密度、高比強(qiáng)、高比模、抗氧化和抗燒蝕等優(yōu)異性能，是重點(diǎn)開發(fā)的航空航天熱結(jié)構(gòu)材料［1］。但其內(nèi)部的微裂紋為氧化氣體提供了進(jìn)入內(nèi)部的通道，氧化氣體與碳纖維和熱解碳界面發(fā)生氧化反應(yīng)，使材料的使用壽命大大縮短［2-3］。為此，研究者研發(fā)了自愈合C/SiC復(fù)合材料。

國(guó)外研究表明，自愈合C/SiC復(fù)合材料能滿足航空發(fā)動(dòng)機(jī)的高溫氧化環(huán)境要求，將其用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室、渦輪、噴管等熱端部件，能有效降低航空發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量，并顯著提高航空發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比［4-8］。目前，國(guó)內(nèi)關(guān)于自愈合C/SiC復(fù)合材料的研究主要集中在生產(chǎn)制備階段［9-11］，鮮有自愈合C/SiC復(fù)合材料力學(xué)性能方面的報(bào)道。

自愈合C/SiC復(fù)合材料用于熱端部件通常采用2.5維編織結(jié)構(gòu)。相對(duì)于2維編織陶瓷基復(fù)合材料，2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料具有面內(nèi)結(jié)構(gòu)的不對(duì)稱性和更高的層間性能。其用于制作薄壁件，能夠一體成型，并保證纖維的連續(xù)性和結(jié)構(gòu)的完整性。國(guó)外對(duì)陶瓷基復(fù)合材料力學(xué)性能進(jìn)行了大量研究，國(guó)內(nèi)關(guān)于2維、2.5維和3維編織陶瓷基復(fù)合材料力學(xué)性能的研究也已較多，但主要集中在模量和應(yīng)力應(yīng)變方面，強(qiáng)度預(yù)測(cè)模型方面的研究相對(duì)較少［12-16］，目前還未見關(guān)于2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料強(qiáng)度模型的研究，而這對(duì)于材料的開發(fā)和工程應(yīng)用具有積極意義?；诖?，本文通過對(duì)2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料進(jìn)行拉伸試驗(yàn)，研究其損傷特征并建立其強(qiáng)度預(yù)測(cè)模型，以期為材料的開發(fā)及其在發(fā)動(dòng)機(jī)上的應(yīng)用提供基礎(chǔ)，從而實(shí)現(xiàn)材料和結(jié)構(gòu)的優(yōu)化。

2　試驗(yàn)及損傷分析

將2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料板裁剪成狗骨狀拉伸試件，試件尺寸及試驗(yàn)裝置分別如圖1、圖2所示，試件厚度為3 mm。經(jīng)向和緯向拉伸試驗(yàn)均在INSTRON 5567試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行，采用位移控制加載，加載速率為0.2 mm/min。利用東華3815應(yīng)變采集器采集試件加載方向的應(yīng)變。

圖1 拉伸試件示意圖Fig.1 Sketch of tensile specimen

圖2 拉伸試驗(yàn)圖Fig.2 The Photo of tensile test

緯向拉伸破壞斷口如圖3所示，2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的細(xì)觀編織結(jié)構(gòu)如圖4所示，圖中x向?yàn)榻?jīng)紗方向，y向?yàn)榫暭喎较?。從圖中可以看到，緯向纖維束有少量簇狀拔出，纖維斷裂在y向兩層經(jīng)紗之間。緯紗斷裂后拔出對(duì)經(jīng)紗的剪應(yīng)力導(dǎo)致經(jīng)紗橫向開裂。經(jīng)紗的斜線部分（Ⅱ部分）基本無(wú)損傷，斷裂模式為脆性破壞。

圖3 緯向拉伸斷口Fig.3 Fracture in weft direction

圖4 2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的細(xì)觀結(jié)構(gòu)Fig.4 Micro-structure of 2.5D self-healing C/SiC composite

圖5為y向拉伸的加卸載應(yīng)力-應(yīng)變曲線。可見，應(yīng)力小于50 MPa時(shí)，殘余應(yīng)變很小，切線模量基本無(wú)變化。50 MPa后損傷不斷發(fā)生，殘余應(yīng)變逐漸增大，切線模量逐漸降低，拉伸強(qiáng)度為148.71 MPa。

圖5 y向拉伸應(yīng)力-應(yīng)變曲線Fig.5 The stress-strain curve under tensile load in y direction

圖6為x向拉伸的加卸載應(yīng)力-應(yīng)變曲線?？梢?，應(yīng)力小于50 MPa時(shí)，殘余應(yīng)變很小，切線模量變化很小。隨著應(yīng)力的增大，殘余應(yīng)變逐漸增大，應(yīng)力在100～150 MPa范圍內(nèi)時(shí)殘余應(yīng)變?cè)黾幼疃?，此段的切線模量較低。x向拉伸試驗(yàn)發(fā)生了脆性破壞，拉伸強(qiáng)度為209.57 MPa。

圖6 x向拉伸應(yīng)力-應(yīng)變曲線Fig.6 The stress-strain curve under tensile load in x direction

3　緯紗方向拉伸強(qiáng)度預(yù)測(cè)

碳纖維增強(qiáng)陶瓷基復(fù)合材料的破壞通常會(huì)有一個(gè)主斷裂面，主斷裂面對(duì)材料的最終失效起決定性作用。所以可專門研究主裂紋面的受力情況，進(jìn)而預(yù)測(cè)材料的拉伸強(qiáng)度。

主裂紋面的損傷形式有基體開裂、界面開裂滑動(dòng)、纖維斷裂拔出等，以主裂紋為中心，界面開裂滑動(dòng)長(zhǎng)度范圍內(nèi)的全部區(qū)域稱為主裂紋損傷帶［17］。

纖維基體之間的界面較強(qiáng)時(shí)材料發(fā)生脆性斷裂，界面較弱時(shí)材料發(fā)生韌性斷裂。韌性斷裂的斷口處纖維拔出較長(zhǎng)，脆性斷裂的斷口較平齊、纖維拔出較短。根據(jù)斷裂模式的不同，可建立相應(yīng)的斷裂模型。

建立模型前，需先確定纖維的拉伸斷裂強(qiáng)度。由于滑動(dòng)段的界面受剪應(yīng)力作用產(chǎn)生損傷裂紋，導(dǎo)致纖維強(qiáng)度下降。根據(jù)文獻(xiàn)［18］的研究結(jié)果，T300纖維的強(qiáng)度σfs（MPa）與涂層厚度ρ（m）的關(guān)系式為：

纖維基體間界面厚度約為（0.1～0.2）×10-6m，根據(jù)式（1）求得纖維的強(qiáng)度為834.05～1 179.53 MPa。

表1列出了強(qiáng)度模型所用的幾何參數(shù)及物理參數(shù)——根據(jù)文獻(xiàn)［19］所用的材料數(shù)據(jù)和模型得到。

表1 符號(hào)列表Table 1 List of symbols

3.1韌性斷裂模型

韌性斷裂因有較長(zhǎng)纖維拔出，假設(shè)斷裂平均發(fā)生在界面開裂滑動(dòng)段的中間位置。設(shè)纖維的應(yīng)力集中系數(shù)為K，當(dāng)纖維的遠(yuǎn)場(chǎng)拉應(yīng)力為σffar時(shí)，界面開裂滑動(dòng)中間位置的纖維拉應(yīng)力為σffar（K + 1）/2。發(fā)生韌性斷裂時(shí)，此值應(yīng)與纖維強(qiáng)度σfs相等，則：

利用等應(yīng)變方法，纖維斷裂時(shí)的基體遠(yuǎn)場(chǎng)拉應(yīng)力為：

緯紗內(nèi)的基體占2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料總體積的百分比為：

由于y向拉伸的最弱截面為y向兩層經(jīng)紗之間，此截面處僅有緯紗承受拉應(yīng)力，因此2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的y向拉伸強(qiáng)度σys為：

完全脆性斷裂時(shí)，裂紋處纖維承擔(dān)遠(yuǎn)場(chǎng)基體和纖維的總載荷，計(jì)算得到K為3.0。韌性斷裂的主裂紋面K的范圍應(yīng)為1.0～3.0。K取3.0時(shí)，根據(jù)式（5）得到的2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的y向拉伸強(qiáng)度為166.37～235.28 MPa。此結(jié)果為韌性斷裂模型預(yù)測(cè)值的下限。y向拉伸強(qiáng)度的試驗(yàn)值為148.71 MPa，韌性斷裂模型的下限值大于試驗(yàn)值。原因是韌性斷裂更充分地發(fā)揮了纖維的性能，強(qiáng)度要比脆性斷裂高，而2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的y向拉伸試驗(yàn)破壞方式為脆性斷裂。

3.2脆性斷裂模型

脆性斷裂時(shí)斷口較平齊，假設(shè)斷裂發(fā)生在主裂紋面上。K = 3.0，纖維的遠(yuǎn)場(chǎng)應(yīng)力為：

根據(jù)式（3）、式（4）得到基體的遠(yuǎn)場(chǎng)應(yīng)力σmfar和體積分?jǐn)?shù)Vmft，利用式（5）得到2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的y向拉伸強(qiáng)度為110.91～156.85 MPa。試驗(yàn)值為148.71 MPa，在模型預(yù)估范圍內(nèi)。

4　經(jīng)紗方向拉伸強(qiáng)度預(yù)測(cè)

x向拉伸破壞發(fā)生在如圖4所示的Ⅱ段內(nèi)，此處經(jīng)紗處于拉剪復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)，經(jīng)紗的偏軸拉伸強(qiáng)度可由蔡-希爾強(qiáng)度準(zhǔn)則確定，有：

5　結(jié)論

（1）2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料的拉伸試驗(yàn)損傷特征研究表明，經(jīng)緯向拉應(yīng)力小于50 MPa時(shí)，殘余應(yīng)變均很小，切線模量基本無(wú)變化；拉應(yīng)力達(dá)到50 MPa后開始發(fā)生損傷。

（2）建立的單向增強(qiáng)自愈合C/SiC復(fù)合材料的兩種強(qiáng)度模型（脆性斷裂模型和韌性斷裂模型）的預(yù)測(cè)結(jié)果表明，相比于韌性斷裂模型預(yù)測(cè)結(jié)果，2.5維自愈合C/SiC復(fù)合材料脆性斷裂模型預(yù)測(cè)結(jié)果與試驗(yàn)值吻合較好。

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The tensile damage and strength of 2.5D self-healing C/SiC composite

LIANG Shi-fei1，JIAO Gui-qiong2
（1. AVIC Academy of Aeronautic Propulsion Technology，Beijing 101304，China；2. School of Mechanics，Civil Engineering and Architecture，Northwestern Polytechnical University，Xi'an 710129，China）

Abstract：The tensile damage behaviors of 2.5D self-healing C/SiC composite were studied by experi?ments. And the results show that the modulus of weft and warp directions almost have no change until the tensile stress reaches 50 MPa. After that，the residual strain increases with the tensile stress gradually. Based on the stress distribution of the major crack plane，two strength models（brittle fracture model and ductile fracture model）of unidirectional reinforced self-healing C/SiC composite were built，and the strength of 2.5D self-healing C/SiC composite in weft and warp directions were predicted. The results show that the failure mode is brittle fracture and the predicted result of brittle fracture agrees well with the experi?ment result.

Key words：aero-engine；2.5D self-healing C/SiC composite；brittle fracture；residual strain；tensile damage；fracture model

中圖分類號(hào)：V250.3

文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A

文章編號(hào)：1672-2620（2016）02-0047-04

收稿日期：2015-09-14；修回日期：2016-04-13

作者簡(jiǎn)介：梁仕飛（1982-），男，滿族，河北秦皇島人，工程師，博士，主要從事復(fù)合材料力學(xué)研究。