成型工藝對復合材料I型斷裂韌度的影響

陳星伊，　黎增山，　黃　驍，　寇哲君

(1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100191；2.中航復合材料有限責任公司， 北京 101300)

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成型工藝對復合材料I型斷裂韌度的影響

陳星伊1，黎增山1，黃驍1，寇哲君2

(1.北京航空航天大學 航空科學與工程學院， 北京 100191；2.中航復合材料有限責任公司， 北京 101300)

采用雙懸臂梁試驗和假設檢驗的方法，對比分析了兩種不同成型工藝對復合材料I型層間斷裂韌度的影響，并采用有限元模型對這一過程進行了模擬。研究表明：硅橡膠軟模成型試驗件的I型斷裂韌度均值略高于金屬硬模成型試驗件；而兩種工藝試驗件的I型斷裂韌度方差不存在顯著差異，且兩種工藝成型的試驗件的裂紋擴展過程相似。在試驗的基礎上建立了有限元模型，對裂紋擴展過程進行了模擬，與試驗結果吻合良好，可以有效地預測裂紋擴展過程。

成型工藝；復合材料；界面；I型斷裂韌度

復合材料由于其輕質高強的特點而廣泛應用于航空航天領域。據統計資料顯示，在復合材料的各種損傷破壞形式中，分層失效約占60%[1]，可以說這是復合材料最嚴重的破壞形式。分層損傷會顯著降材料的強度和剛度[2]，因此復合材料的層間性能一直是國內外學者研究的重點。層間韌性作為層間性能的一項重要指標，受到越來越多的關注。

目前針對I型層間斷裂韌度的研究方法主要是雙懸臂梁試驗與理論計算或有限元模擬相結合的方法。理論研究方法主要是利用Euler-Bernoulli梁理論以及Timoshenko梁理論進行簡化。Shokrieh等[3]利用六階Reddy-Bickford梁理論，建立了一種利用廣義撓度和轉角，假設界面剪切應力為拋物線分布的理論方法，成功解出了低初始裂紋長度與厚度比的雙懸臂梁斷裂能量釋放率，這種解法比四階Timoshenko梁理論精確很多。Gong等[4]對準均勻、無耦合效應的層合板進行了雙懸臂梁試驗及模擬，結果表明層合板雙懸臂梁試驗件經常先在寬度的中間部位發生裂紋起始和擴展，此處的斷裂韌度最大。

大型商用有限元分析軟件ABAQUS在V6.5版本中推出界面單元[5]，可以較精確地模擬復合材料界面的各種特性，這種單元被越來越廣泛地用在雙懸臂梁試驗的模擬上。Valoroso等[6]利用雙懸臂梁試驗得到的載荷位移曲線以及對應的裂紋長度，反推出界面單元的參數，并以此為依據建立有限元模型，模擬結果與試驗結果吻合良好,得出界面剛度越大裂紋擴展速率越快，能量釋放率主要影響位移載荷曲線中線性段之后的走勢。Shanmugam等[7]利用CZM(Cohesive Zone Model)模型，通過編寫子程序引入能量釋放率隨裂紋長度增加而遞增，以及纖維橋連的影響，模擬了各種初始裂紋長度下的位移載荷曲線。國內也進行了一些關于復合材料I型層間斷裂韌度的研究。劉玲等[8]將厚度0.1 mm的超細纖維并入層合板的中間界面，制成了增強的雙懸臂梁試樣，同時采用基于VCCT(Virtual Crack Closure Technology)的有限元分析進行模擬，結果顯示增強試樣比空白試樣的I型層間斷裂韌度提高了約35%。關志東等[9]通過編寫子程序，建立了一種新型零厚度界面單元對層間性能進行模擬，并采用雙懸臂梁試驗件進行試驗對比，結果表明這種界面單元可以準確模擬復合材料層板I型裂紋的擴展。

熱膨脹模塑法是一種新型的復合材料固化成型方法，它以熱膨脹材料為芯模，當模具受熱后,芯模體積膨脹，與陰模一起對復合材料預成型體產生巨大的均勻壓力,實現固化過程中對復合材料預成型體的施壓。作為熱膨脹芯模材料研究較多、應用較廣的是硅橡膠[10]。目前國內關于成型工藝對復合材料界面韌性的研究結果尚未見發表。

本研究通過對雙懸臂梁試驗件進行試驗研究，測試了兩種成型工藝制造的復合材料層板I型斷裂韌度，并通過假設檢驗的方法對結果進行分析，得出了兩種工藝對復合材料I型斷裂韌度的影響。

1　試　驗

1.1試驗對象

本工作以金屬硬模成型工藝和硅橡膠軟模成型工藝制成的雙懸臂梁試驗件作為研究對象，試驗件尺寸如圖1所示。在試件一端的中面鋪入聚四氟乙烯塑料薄膜預制63 mm的裂紋，鉸鏈長度13 mm，有效初始裂紋50 mm，試件的材料為T700/BA9916環氧樹脂復合材料，鋪層均為碳纖維預浸料單向帶鋪設，試驗件的長度方向為纖維的零度方向，單層厚度為0.15 mm，共20層。試驗件分為兩組，其中A組由硅橡膠軟模成型工藝制成，B組由金屬硬模成型工藝制成，兩組為同一批次生產，實際測量A組平均厚度2.79 mm，B組平均厚度為2.81 mm。

1.2試驗方法

試驗根據ASTM D5528標準，采用標準中的鋼琴鉸鏈法進行加載。試驗在Instron 5966電子靜力試驗機上進行，下夾頭固定，上夾頭采用位移控制方式加載，加載速率為2 mm/min。試驗前將試驗件側面用修正液涂白，并按照試驗標準的要求劃好刻度，試驗過程中同步記錄裂紋尖端擴展到各個刻度時對應的載荷與加載點相對位移。試驗過程中采用放大倍數為100倍的裂紋觀測儀觀測裂紋尖端的擴展情況。加載過程示意圖及實際加載裝置如圖2(a)和圖2(b)所示，試驗矩陣見表1。

圖1　試驗件尺寸Fig.1　Specimen size

GroupFormingprocessPlySize/mmASiliconrubberflexiblemoldforming(0°)20180×25×3BMetalrigidmoldforming(0°)20180×25×3

圖2　加載示意圖(a)和試驗加載裝置(b)Fig.2　Loading sketch(a) and equipments of the tests (b)

2　結果及分析

2.1試驗過程及結果

根據ASTM D5528標準進行了試驗，分別對硅橡膠軟模成型和金屬硬模成型試驗件進行測試。根據標準的要求，取有效裂紋長度在50～100 mm之間作為試驗區間，裂紋每擴展5 mm記錄一次對應的載荷和加載點相對位移，最后5 mm的裂紋記錄盡可能多的數據點，每組測得7件有效數據，之后根據修正的梁理論對斷裂韌度進行計算，其定義為：

(1)

由修正的梁理論算出的A組和B組具體結果分別如表2和表3所示。

圖3　修正的梁理論Fig.3　Modified Beam Theory

SpecimensGIC/(kJ·m-2)Average/(kJ·m-2)Coefficientofvariation/%10.35620.39730.40440.39150.39460.41270.3600.3885.54

表3　B組計算結果

2.2結果分析

對A，B兩組結果進行分析比較，以確定兩組數據是否存在顯著差異，本研究采用數理統計中假設檢驗的方法來進行分析。

首先檢驗兩組數據的方差是否存在顯著差異，取置信水平α=0.05。

采用F檢驗法，當H0為真時,

拒絕域為F≥Fα/2(nA-1,nB-1)或者F≤F1-α/2(nA-1,nB-1),

由nA=nB=7，SA=0.0215，SB=0.0204，

查表可知F0.025(6,6)=5.82

接下來檢驗兩組的均值是否存在顯著差異，同樣取置信水平為α=0.05。

檢驗假設：H0∶μA=μB，H1∶μA≠μB，

采用t檢驗法，當H0為真時，

查表得t0.025(7+7-2)=t0.025(12)=2.179，

兩組試驗的典型載荷位移曲線如圖4所示。從載荷位移曲線圖可以看出，A組的曲線線性段斜率略高于B組，峰值載荷后下降也比B組稍慢。曲線的斜率與初始裂紋長度有關[1]，裂紋長度越長斜率越小，說明在預制裂紋時A組的裂紋要略長于B組。而線性段之后的載荷位移曲線與斷裂能量釋放率，即斷裂韌度有關[6]，斷裂韌度越大曲線下降越慢，從測試結果可以看出，A組的斷裂韌度略高于B組，因此A組的曲線下降比B組略慢。

圖4　載荷位移曲線Fig.4　Load displacement curve

綜上所述，可以認為采用硅橡膠軟模成型工藝和采用金屬硬模成型工藝的兩種界面的I型斷裂韌度方差不存在顯著差異。而I型斷裂韌度的均值存在顯著差異，其中采用硅橡膠軟模成型工藝的界面I型斷裂韌度均值略高于采用金屬硬模成型工藝的界面,均值顯示約高出14.17%，但從載荷位移曲線及裂紋擴展速率比較，兩者除了均值未產生本質區別，可以認為采用硅橡膠軟模成型工藝代替金屬硬模成型工藝不會降低界面的I型斷裂韌度。

3　有限元分析

3.1分析模型

為了對復合材料單向板的I型裂紋擴展進行預

測，本工作利用ABAQUS有限元軟件建立了一種簡單的有限元模型對試驗中的裂紋擴展過程進行了模擬。由于兩種工藝的I型斷裂破壞過程類似，可以采用統一的方法進行模擬，只是界面的斷裂韌度參數不同。

所建立的模型為三維實體模型，模型尺寸與試驗件的理論尺寸相同，模型的基本思想是基于CZM模型，但并未創建界面單元，而是在梁的接觸中定義了界面的屬性(cohesive behavior)，這樣可以減少單元的種類和數量，提高計算效率。

所用的材料屬性如表4所示，上下兩根梁的接觸方式為node-to-surface，選用八節點實體單元C3D8I[11]。Dávila和Camanho等人指出，在預測雙懸臂梁分層擴展時的最小單元長度為1 mm[12]，故劃分網格時試驗件長度方向采用網格大小為2 mm，寬度方向分為四個單元，每根梁厚度方向為兩個單元。在鉸鏈對應位置(距裂紋一側端部13 mm)限定x，y方向的位移，并在z方向施加2 mm/min的位移載荷，上下兩根梁接觸的損傷起始準則為二次應力準則(quadratic traction)。計算時A組和B組GIC都取試驗測得的結果平均值，A組為0.33，B組為0.39。

表4　材料屬性

3.2分析結果

采用隱式積分方法進行計算，并記錄計算過程中載荷和對應的加載點相對位移數據。模型及不同時刻的應力云圖分別如圖5和圖6所示。

圖5　DCB試驗件三維有限元模型Fig.5　3D finite element model of DCB specimens

圖6　有限元分析中不同時刻的應力云圖Fig.6　Stress maps of defferent periods from FEA

從應力云圖可以看出，應力分布較為均勻，分層擴展過程穩定。圖7、圖8分別給出了計算與A組和B組試驗的載荷-位移曲線對比，以及圖6應力云圖在B組計算過程中對應的位置。可以看出，計算得到的載荷位移曲線與試驗得到的曲線基本吻合，各階段的分層擴展過程也基本一致。

圖7　A組DCB試驗與有限元分析載荷-位移曲線Fig.7　Group A force-displacement cruves of DCB experiment and FEA

圖8　B組DCB試驗與有限元分析載荷-位移曲線Fig.8　Group B force-displacement cruves of DCB experiment and FEA

GroupExperimentresult/NFEAresult/NError/%A45.7848.535.67B43.4046.616.89

計算峰值載荷與試驗峰值載荷平均值對比情況見表5，誤差在7%以內。結果表明利用這種簡單的有限元模型可以對復合材料I型裂紋擴展進行較準確的模擬。

4　結　論

(1)硅橡膠軟模成型工藝制成的試驗件與金屬硬模成型工藝相比，前者的I型斷裂韌度略高，而兩者方差接近，不存在顯著差異，故可認為采用硅橡膠軟模成型工藝不會降低材料的I型斷裂韌度。

(2)所建立的有限元模型允許采用較粗的網格進行計算，降低了建模難度，減少了單元種類，有效提高了計算效率，計算結果與實驗結果吻合良好，可以有效預測裂紋擴展過程。

[1] 韓學群. 復合材料層合板分層損傷數值模擬[D]. 武漢：武漢理工大學，2010.

(HAN X Q. Numerecal simulation of delamination damage for composite laminates[D]. Wuhan: Wuhan University of Tcchnology, 2010.)

[2] 矯桂瓊，高健，鄧強. 復合材料的I型層間斷裂韌度[J]. 復合材料學報，1993，11(1)：113-118.

(JIAO G Q, GAO J, DENG Q. Composite mode I interlaminar fracture toughness[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 1993，11(1)：113-118.)

[3] SHOKRIEH M M, HEIDARI-RARANI M, AYATOLLAHI M R. Interlaminar fracture toughness of unidirectional DCB specimens:a novel theoretical approach[J]. Polymer Testing, 2012, 31:68-75.

[4] GONG X J, HUREZ A, VERCHERY G. On the determination of delamination toughness by using multidirectional DCB specimens[J]. Polymer Testing, 2010, 29:658-666.

[5] DIEHL T. Modeling surface-bonded structures with ABAQUS cohesive elements: beam-type solutions[C]// ABAQUS Users’ Conference. Wilmington USA: DuPont Engineering Technogy, 2005.

[6] VALOROSO N, SESSA S, LEPORE M,etal. Identification of mode-I cohesive parameters for bondedinterfaces based on DCB test[J]. Engineering Fracture Mechanics, 2013, 104:56-79.

[7] SHANMUGAM V, PENMETSA R, TUEGEL E,etal. Stochastic modeling of delamination growth in unidirectionalcomposite DCB specimens using cohesive zone models[J]. Composite Structures, 2013, 102:38-60.

[8] 劉玲，黃爭鳴，周燁欣，等. 超細纖維增強復合材料I型層間斷裂韌度分析[J]. 復合材料學報, 2007, 24(4):166-171.

(LIU L, HUANG Z M, ZHOU Y X,etal. Improvement of mode I interlaminar fracture toughness of composites reinforced by ultrathin fibers[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2007, 24(4):166-171.)

[9] 關志東，劉德博，李星，等. 基于界面單元的復合材料層間損傷分析方法[J]. 復合材料學報, 2012, 29(2):130-134.

(GUAN Z D, LIU D B, LI X,etal. Composite interlaminar damage analysis based on cohesive element[J]. Acta Materiae Compositae Sinica, 2012, 29(2):130-134.)

[10] 尹昌平，劉均，劉卓峰，等. 用于RTM工藝的軟模材料的工藝性能[J]. 纖維復合材料，2006,2:3-5

(YIN C P, LIU J, LIU Z F,etal. Study on the process properties of flexible mold material for RTM[J]. Fiber Cmoposites, 2006,2:3-5)

[11] RICCIO A, RAIMONDO A, FELICE G D,etal. A numerical procedure for the simulation of skin-stringer debonding growth in stiffened composite panels[J]. Aerospace Science and Technology, 2004, 39:307-314.

(責任編輯：張崢)

Effects of Forming Process on Composite mode I Interlaminar Fracture Toughness

CHEN Xingyi1,LI Zengshan1,HUANG Xiao1,KOU Zhejun2

(1. School of Aeronautic Science and Engineering, Beihang University, Beijing 100191, China; 2. AVIC Composite Corporation LTD, Beijing 101300， China)

In order to compare and analyse the effect of two different kinds of forming process on composite mode I interlaminar fracture toughness, the DCB specimens were tested by using hypothesis inspeetion method.A finite element model was also used to simulate the crack propagation process.The results demonstrate that the average of mode I interlaminar fracture toughness from silicon rubber flexible mold forming is a bit higher than that from metal rigid mold forming.Howevers the variance of mode I interlaminar fracture toughness from the two groups shows no significant difference.The crack propagation process of the two forming process is similar. The established finite element model, which is identical to the test results, can predict the process of the crack expansion effectively.

forming process; composite; interface; mode I interlaminar fracture toughness

2016-02-24；

2016-04-07

航空科學基金(2015A51010)

黎增山(1983—)，男，博士，主要從事復合材料結構設計、復合材料力學方面的研究，(E-mail) 09512@buaa.edu.cn。

10.11868/j.issn.1005-5053.2016.5.010

V214.8

A

1005-5053(2016)05-0058-06