超薄碳纖維預浸料制備復合材料力學性能研究

林 強， 王 玖， 黨萬騰， 李宇飛， 熊雅晴

(中航工業成都飛機工業(集團)有限責任公司 技術中心， 四川 成都 610092)

0 引 言

先進復合材料因其比強度、比剛度、可設計性和便于大面積整體成型等方面的優點在航空航天領域的應用日益廣泛[1-5].研究表明，將其用于飛機結構上，可比常規的金屬結構減重25%～30%，并可明顯改善飛機的氣動彈性特性，提高飛行性能[6-7].目前，先進復合材料在飛機上應用的部位和用量的多少現已成為衡量飛機結構先進性的重要指標之一.單向預浸料，既是復合材料層合結構應用的基本中間材料形式，也是復合材料結構制造和應用的基礎和關鍵.預浸料大都采用纖維浸潤樹脂基體而成，由于纖維束內部浸潤性差，單絲間易產生孔隙，造成纖維相與樹脂相的富集和分離，使得復合材料的強度與剛度受到影響而性能降低，且性能的分散性也相應較大，不能滿足結構設計的要求[8].近年來，科研人員研發出了一種超薄預浸料，其可在較大程度上減少此類缺陷的產生.超薄纖維預浸料，是指對纖維絲束進行橫向均勻并無損展開使得預浸料單層厚度小于0.08 mm.對于飛行器中某些很薄的部位，超薄預浸料在復合材料鋪層方向上可設計性更強，這對于復合材料在飛行器中的應用具有重要意義.此外，采用超薄預浸料使結構可設計性增強，更利于設計減重和薄壁構件的鋪層優化和剛度剪裁設計[9-12].同時，通過試驗對比研究發現，用超薄碳纖維預浸料制備的復材層合板，具有更強的抗裂紋萌生和擴展的能力，力學性能也有比較明顯的改善[13].本研究通過對超薄預浸料制備的復合材料在不同環境條件下(室溫干態、低溫干態、高溫濕態)進行拉伸、壓縮、剪切和短梁彎曲等力學性能試驗，將其與常規預浸料制備的復合材料進行對比分析，為確定其設計許用值提供依據，同時對超薄預浸料制備復合材料的典型鋪層A、B進行了室溫下拉伸、壓縮和面內剪切模擬計算，并通過優化和試驗結果校正，得到有效的模擬方法和模擬參數，擬為超薄預浸料制備復合材料在工程上的應用提供依據.

1 試驗及結果

1.1 試 驗

本試驗中，試樣所用預浸料分為超薄預浸料和常規預浸料，超薄預浸料厚0.0625 mm，常規預浸料厚0.125 mm，試驗參照ASTM D系列標準進行，超薄預浸料制備的復合材料試樣典型鋪層如表1所示，常規預浸料制備的復材鋪層數在表1數據上減半.

表1 試樣典型鋪層形式

本試驗所使用的設備包括：CRIMS-DDL600型電子萬能試驗機(長春機械科學研究院有限公司)，MT-602F型高、低溫環境箱(上海和晟儀器科技有限公司)，DH-3820型靜態電阻應變儀(江蘇東華測試技術股份有限公司)；其他輔助工具包括，精度0.02 mm游標卡尺，精度為0.01 g電子天平，BE120-2BC、BA120-4BC應變計.

1.2 試驗設計

本研究所進行的試驗包括：RTD(室溫環境)及CTD(低溫環境)拉伸試驗，RTD及ETW(高溫濕熱環境)壓縮試驗，RTD、ETW及CTD面內剪切試驗，RTD、ETW及CTD短梁彎曲試驗.部分試驗如圖1所示.

圖1各試驗項目試驗示意圖

1.3 結果分析

經過試驗，超薄預浸料與常規預浸料制備的復合材料力學性能對比分析如表2所示.

表2超薄預浸料制備的復合材料與常規預浸料制備的復合材料力學性能對比分析

注：表中強度、彈性模量為超薄預浸料試驗件數據，差值百分比數據為超薄預浸料與常規預浸料試驗件差值百分比.

從表2數據可得如下幾點結論：

1)對于典型鋪層A，超薄預浸料制備的復合材料常溫壓縮性能高于常規預浸料制備的復合材料，高溫濕熱環境的壓縮性能略低于常規預浸料制備的復合材料.常溫、高溫濕熱和低溫環境的面內剪切性能略低于常規預浸料制備的復合材料.

2)對于典型鋪層B，超薄預浸料制備的復合材料的拉伸性能略低于常規預浸料制備的復合材料.常溫壓縮性能高于常規預浸料制備的復合材料，高溫濕熱環境的壓縮性能略低于常規預浸料制備的復合材料.常溫面內剪切性能高于常規預浸料制備的復合材料，高溫濕熱和低溫環境的面內剪切性能略低于常規預浸料制備的復合材料.常溫和低溫環境的短梁彎曲性能高于常規預浸料制備的復合材料，高溫濕熱環境的短梁彎曲性能略低于常規預浸料制備的復合材料.

3)對于典型鋪層C，超薄預浸料制備的復合材料常溫壓縮性能高于常規預浸料制備的復合材料，高溫濕熱環境的壓縮性能略低于常規預浸料制備的復合材料.常溫和低溫環境的面內剪切性能高于常規預浸料制備的復合材料，高溫濕熱面內剪切性能略低于常規預浸料制備的復合材料.

4)對于典型鋪層D，超薄預浸料制備的復合材料常溫和低溫環境的短梁彎曲性能高于常規預浸料制備的復合材料，在高溫濕熱環境的短梁彎曲性能略低于常規預浸料制備的復合材料.

2 力學性能仿真分析

2.1 仿真模型建立

本研究采用大型有限元分析軟件ABAQUS進行求解，結合三維Hashin失效準則以及用戶定義子程序來模擬結構的漸進失效.三維Hashin失效準則數學表達式如表3所示.

表3 三維Hashin失效準則

表3公式中，XT、XC、YT、YC、ZT、ZC分別為軸向拉伸、軸向壓縮、橫向拉伸、橫向壓縮、法向拉伸、法向壓縮強度；下標中1、2、3為坐標方向，1為纖維方向，2為單層面內垂直于纖維的方向，3為單層的面外法向即層合板厚度方向；σii為層內相應方向上的正應力；σij為相應方向上的剪切應力；Sii為相應地面內的剪切強度.

目前，應用最廣泛的退化方法是漸進損傷方法，當復合材料層壓板結構的某一單層發生損傷后，需要對該單層的剛度進行退化，而且不同形式的損傷造成的剛度退化程度也不同.考慮到將彈性系數直接折減到0會導致迭代不收斂，本研究采用的材料性能退化方式如表4所示.具體方式為：當纖維失效時，對E1、G12、G13、v12、v13折減；基體失效時，對E22、G12、G23、v12、v23折減；發生分層失效時，對E33、G13、G23、v13、v23折減.

表4 材料剛度折減方式

2.2 超薄預浸料典型鋪層仿真結果

在試驗中，本研究模擬了超薄預浸料典型鋪層A、B室溫下的拉伸、壓縮和剪切性能.

2.2.1 超薄預浸料鋪層A、B室溫下的拉伸性能.

1)典型鋪層A室溫拉伸.當拉伸位移載荷為8 mm時，模型應力及損傷分布見圖2.

圖2 鋪層A室溫拉伸應力損傷分布圖

由圖2可知，當拉伸位移載荷為8 mm時，纖維開始出現損傷，但基體和層間未發生損傷.

2)典型鋪層B室溫拉伸模擬分析.當拉伸位移載荷為14 mm時，模型應力及損傷分布見圖3.

圖3鋪層B室溫拉伸應力及損傷分布圖

由圖3可知，當拉伸位移載荷為14 mm時，纖維開始出現損傷，但基體和層間未發生損傷.

2.2.2 超薄預浸料鋪層A、B室溫下的壓縮性能.

1)典型鋪層A室溫壓縮模擬分析.當壓縮位移載荷為2.5 mm時，模型應力及損傷分布見圖4.

圖4 鋪層A室溫壓縮應力及損傷分布圖

由圖4可知，當壓縮位移載荷為2.5 mm時，纖維、基體開始出現損傷，且層間嚴重損傷，基本全部失效.

2)典型鋪層B室溫壓縮模擬分析.當壓縮位移載荷為5 mm時，模型應力及損傷分布見圖5.

圖5鋪層B室溫壓縮應力及損傷分布圖

由圖5可知，當壓縮位移載荷為5 mm時，纖維開始出現損傷，基體損傷嚴重，基本全部失效，但層間未發生損傷.

2.2.3 超薄預浸料鋪層A、B室溫下的剪切性能.

1)典型鋪層A室溫剪切模擬分析.當位移載荷為1.3 mm時，模型應力及損傷分布圖見圖6.

圖6 鋪層A室溫剪切應力及損傷分布圖

由圖6可知，當位移載荷為1.3 mm時，纖維、基體和層間均發生了損傷.

2)典型鋪層B室溫剪切模擬分析.當位移載荷為1.3 mm時，模型應力及損傷分布見圖7.

圖7鋪層B室溫剪切應力及損傷分布圖

由圖7可知，當位移載荷為1.3 mm時，纖維、基體和層間均發生損傷.

2.3 結 果

薄層化典型鋪層的有限元模擬結果與試驗結果對比數據如表5所示.

表5 薄層化典型鋪層對比結果

從表5可以看出，有限元模型中的基本材料參數和損傷分析參數與試驗值有一定的出入，需要進一步修正損傷模型參數，以得到更準確的結果.

3 仿真模型參數修正

3.1 損傷模型參數優化設計

本研究通過單層級力學性能試驗得到超薄預浸料制備復合材料的Xt、E1t、υ12、Xc、E1c、Yt、E2t、υ21、Yc、E2c、Sxy、Gxy等材料基本參數，但損傷模型參數需要通過層合板級力學性能試驗數據來驗證及修正分析參數，這一過程可以通過多目標參數優化技術來實現，具體步驟為：以損傷模型參數為優化變量，以多個力學性能試驗為目標函數進行優化來求得最優的損傷模型修正參數.

3.2 多目標優化

對多個子目標同時實施最優化的問題稱之為多目標優化問題，其數學表達式為，

(1)

3.3 NSGA-II多目標優化設計

NSGA-II多目標優化設計的優點在于探索性能良好.在非支配序列中，接近Pareto前沿的個體被選中，使Pareto前進能力增強.

在NSGA-II中，作為交叉和突然變異的運算機制稱為SBX(Simulated Binary Crossover)的方法.

根據SBX方法生成子個體——交叉運算，

(2)

根據SBX方法生成子個體——突然變異運算，

(3)

(4)

(5)

3.4 優化模型

1)目標函數.多個力學性能試驗極限載荷.

2)設計變量.E1、E2、E3、v12、v13、v23、G12、G13、G23九個損傷參數.

3)約束條件.位移約束、復合材料的應力應變約束、單層材料的失效準則與層合板失效準則等.

4)Isight建模與求解.Isight建模與求解具體步驟為：

(1)應用程序集成.任務管理模塊中添加代碼模塊，如圖8所示.

圖8任務管理模塊

圖8的任務管理模塊分為5個部分：Parameter參數設置模塊、Solve模塊、Result模塊、Max-stress模塊、Calculator模塊.

(2)參數設置.通過參數定義建立優化問題的數學模型.

(3)優化策略選擇.超薄預浸料制備的復合材料損傷模型運用NSGA-II多目標優化.

3.5 修正損傷變量參數結果

以損傷模型參數為優化變量，以多個力學性能極限載荷為目標函數來得的最優損傷模型修正參數結果如表6所示.

表6 修正后的損傷模型參數

3.6 損傷模型修正參數目標結果對比

采用第二代非劣排序遺傳算法的NSGA-II方法建立超薄預浸料制備的復合材料損傷模型優化系統得到的目標函數取最優值，再將得到的結果帶回到原有限元模型中，計算出優化后的最大載荷，得到修正值.并將修正值與實驗值進行比較，二者之間的差值如表7所示.

表7 修正結果對比

由表7數據可以看出，室溫典型鋪層A、B優化反演后損傷參數目標函數最優值與試驗值吻合較好，全都在20%以內.數據表明，本研究的修正損傷模型參數具有一定的合理性.

4 結 論

由試驗數據可知，超薄預浸料與常規預浸料制備復合材料相比有以下特點：

1)其綜合力學性能略低，但在鋪層厚度較小時(如典型鋪層C)，其綜合力學性能較強，這表明超薄預浸料制備的復合材料在飛行器中較薄部位具備較高的應用價值.

2)其力學性能分散性較大，這可能與超薄預浸料層間相較多及制備工藝和成型工藝不夠成熟相關.

3)本研究采用三維Hashin準則和材料性能退化方式對超薄預浸料制備復合材料進行仿真，并通過Isight平臺以NSGA-II多目標優化方法對模型參數進行了優化，優化參數后的仿真結果與試驗數據良好吻合，表明了該仿真模型的有效性，對超薄預浸料制備復合材料在工程上的應用具有參考意義.