碳纖維/雙馬樹脂復合材料整體成型過程分層擴展行為實驗研究

王雪明，謝富原

1. 中航復合材料有限責任公司 復合材料檢測技術中心，北京 101300 2. 合肥工業大學 工業與裝備技術研究院，合肥 230009

復合材料尤其是碳纖維增強樹脂基復合材料的用量已成為衡量飛行器先進性的重要標志[1]。復合材料層間性能弱而導致在制造和服役過程中易出現分層缺陷/損傷，使得復合材料性能得不到充分發揮，影響了復合材料的可靠性，制約了復合材料的應用。因此，關于復合材料分層缺陷/損傷對力學性能的影響，尤其是對復合材料的壓縮性能[2-6]、屈曲[7-9]、剪切性能[10]、疲勞壽命[11-12]的影響以及量化表征方法[13]一直都是復合材料研究中的重點和熱點。筆者前期研究結果發現分層缺陷是復合材料構件成型過程中出現比例最高的一種缺陷[14-15]，并利用概率分析方法和群子理論模型對不同構形復合材料構件分層缺陷進行了評價[16-17]。因此，對分層缺陷的控制同時也成為復合材料成型工藝質量的重要考核指標。

對于近年來飛機上廣泛應用的復合材料整體化結構，往往根據結構形式和成型質量要求而選擇共固化、膠接共固化、二次膠接等熱壓成型工藝以及液體成型工藝。在膠接共固化和二次膠接工藝中，需要多次進罐，多次固化。在這個過程中，相當于經歷了多次熱疲勞過程，有研究表明[18-19]，復合材料缺陷在熱載荷循環作用下以橫向層間微裂紋和層間分層形式進行擴展。因此，在復合材料整體成型過程中，有可能因復合材料結構因素和成型過程中的溫度場、壓力場等因素對已固化層板中存在的原有缺陷產生影響，使原有缺陷擴展而導致制件報廢，嚴重時會造成重大的經濟損失。目前對分層的研究絕大多數都是對構件在成型后于外加載荷作用下的一種損傷和破壞形式的研究，但關于復合材料在成型過程中的分層缺陷擴展行為及成因相關研究較少。

本文針對復合材料構件熱壓罐成型過程中常見的分層缺陷系統開展復合材料整體成型過程分層擴展行為實驗研究，重點考察整體成型溫度對分層擴展、QY8911雙馬樹脂基體韌性及T300/QY8911層合板Ⅰ型層間斷裂韌性的影響，分析分層擴展路徑及斷面破壞模式，以期為優化復合材料整體成型工藝制度和復合材料結構設計提供指導和借鑒。

1 實驗部分

1.1 實驗材料

所用實驗材料有：

1) T300/QY8911熱熔法預浸料：含膠量32wt%，中航復合材料有限責任公司。

2) 輔助材料：四氟布、真空袋、可剝布、A4000、Airpad橡膠、密封膠條、透氣氈，美國Air Tech公司。

1.2 儀器設備

所用儀器設備包括：

1) CUS-21 J超聲掃描成像檢測系統(C-掃描)，中航復合材料有限責任公司。

2) JSM5800掃描電子顯微鏡，日本日立公司。

3) CMT5105電子萬能試驗機，最大試驗力10 kN，深圳市新三思計量技術有限公司。

1.3 實驗方法

1.3.1 工藝制度與實驗過程

層合板固化成型前，鋪疊過程中在特定位置預埋入隔離紙(厚度0.12 mm，?25 mm)模擬分層缺陷[20](夾雜分層、分層缺陷的一種)，鋪層方式為[45/-45[0/90/45/-45]s]s，夾雜材料放置在第7、8層的+45/-45間，層板大小200 mm×150 mm×2.5 mm。固化成型后處理最高溫度為195 ℃。為模擬整體成型過程中溫度對分層的影響，選用的溫度制度為從室溫升溫至105～115 ℃， 保溫10 min→185 ℃(或205、220、235 ℃)，保溫3 h→70 ℃，升溫速率1.5 ℃/min， 自然降溫。實驗過程如圖1所示。

圖1 實驗過程流程圖Fig.1 Flow chart of experimental process

1.3.2 力學性能測試方法

1) 基體拉伸性能

根據GB/T 2568—1995(或ASTM D 638M—82)測試QY8911基體在不同溫度下的拉伸強度、拉伸模量。

2) 根據HB 7402—96(碳纖維復合材料層合板Ⅰ型層間斷裂韌性GⅠC試驗方法)測試干態條件下溫度變化對碳纖維/QY8911層合板Ⅰ型層間斷裂韌性的影響。

1.3.3 分層擴展表征方法

通常復合材料構件所能允許的最大分層尺寸如圖2所示，Y是分層橫向最大投影寬度，X是垂直于Y方向的分層投影長度。采用式(1)確定最大分層尺寸Z，并采用分層擴展后的最大尺寸與分層初始尺寸的差值作為分層擴展程度的表征值[20]：

(1)

圖2 最大分層尺寸測量示意圖Fig.2 Schematic diagram of measurement for maximum delamination size

2 結果與討論

2.1 整體成型溫度對分層擴展的影響

對于T300/QY8911體系，各復合材料元件(如筋條和蒙皮)在一次固化成型中的固化溫度為185 ℃，后處理溫度為195 ℃，選擇185、205、220、235 ℃ 4個不同的溫度作為整體成型工藝的上限溫度，研究了溫度對分層缺陷的影響，C掃描結果如圖3所示，并按式(1)(缺陷最大尺寸的確定方法)對分層擴展程度進行量化，不同溫度處理后分層擴展程度如圖4所示。

圖3 不同溫度下分層擴展C掃描圖Fig.3 C-scan of delamination propagation at different temperatures

圖4 溫度對分層擴展的影響Fig.4 Effect of temperature on delamination propagation

由圖3和圖4可見，在采用低于層合板一次固化成型后處理溫度(195 ℃)的整體成型溫度時，分層不易發生擴展，而在高于195 ℃的3個溫度制度中均出現了不同程度的擴展，隨著整體成型溫度提高，擴展程度逐步增大，這與降溫后殘余應力增大有關。由此可以證明，整體成型工藝中的溫度制度不應高于層合板的一次固化成型溫度，否則可能因熱殘余應力的增大使層合板產生新的缺陷，如原有分層缺陷發生擴展。

2.2 溫度對QY8911基體韌性的影響

樹脂在復合材料中利用其粘附特性，固定和粘結增強纖維、傳遞與分布載荷。分層是一種層間裂紋，層間斷裂實質上是一種基體控制的復合材料失效模式，基體的韌性決定了層合板抵抗分層的能力。基體的高溫力學性能可能是缺陷擴展中的薄弱環節，如基體的高溫松弛、產生銀紋有可能導致力學性能的變化。QY8911基體在不同溫度下拉伸強度和拉伸模量如圖5所示，其斷面形貌如圖6所示。

圖5 溫度對QY8911基體拉伸強度和模量的影響Fig.5 Effect of temperature on tensile strength and modulus of QY8911 matrix

由圖5可見，隨著溫度的升高，QY8911基體拉伸強度和拉伸模量逐漸降低。從20 ℃時的73.9 MPa降低到220 ℃時的46.1 MPa，降幅達37.6%。根據線彈性理論，基體斷裂時形成新表面所需臨界斷裂能可表示為[21]

(2)

式中：E為彈性模量；Kc為平面應變臨界應力強度因子；ν為泊松比。Kc通常為一常量，受溫度影響較小[22-23]；Gc和材料的分子間作用力、化學鍵密度及強度有關。當溫度升高時，鏈段運動增強，一方面會引起樹脂體系塑性運動能力增強，導致斷裂時由塑性運動吸收的能量升高，另一方面卻使其彈性模量降低(圖5)。由式(2)可見，Gc與彈性模量成反比，因此兩方面共同作用的結果使得QY8911基體樹脂在升高溫度后Gc明顯提高。

此外，從圖6中不同溫度下基體拉伸斷口形貌可見，20 ℃時基體斷裂面較為平滑，銀紋方向單一，斷口尖銳；而隨著溫度的升高，斷裂面內銀紋呈波狀、魚鱗狀，銀紋方向更趨于分散，且相互糾纏的銀紋網絡變寬。銀紋的產生、擴展和斷裂是基體塑性變形和吸收能量的結果，因此斷裂面上大量鱗片形態的存在及斷裂面積的增大增加了基體破壞時所吸收的能量，這也充分說明了QY8911基體韌性隨著溫度的升高而增強。

2.3 溫度對T300/QY8911層合板Ⅰ型層間斷裂韌性的影響

臨界的應變能釋放率Gc作為層間斷裂韌性的表征量，被用來描述材料抵抗分層破壞的能力[24]，而濕熱環境變化對復合材料層間斷裂韌性又有較大的影響[25-26]。采用HB 7402—1996標準[27]雙懸臂梁(DCB)試驗測試方法考察了T300/QY8911層合板在不同溫度下的GⅠC(圖7)，在不同溫度下的層間斷面形貌如圖8所示。

由圖7可見，T300/QY8911層合板GⅠC表現出隨著溫度的升高而增大的現象。臨界應變能釋放率Gc反映的是材料抗裂紋擴展的能力，即裂紋擴展單位面積所能耗散的能量，主要來自4個方面的貢獻[21,23]：基體變形、斷裂時耗散能量(Gc)，纖維拔出時的纖維橋聯和基體變形引起耗散能量(Gp)，纖維斷裂時耗散能量(Gbk)，纖維/基體界面脫粘時耗散能量(Gdeb)。復合材料分層斷裂機理不同，這4個方面的貢獻也不同。

圖7 T300/QY8911在不同溫度下的Ⅰ型層間斷裂韌性Fig.7 Toughness of mode Ⅰ interlaminar fracture of T300/QY8911 at different temperatures

由圖8可見，河流狀花樣是T300/QY8911材料體系Ⅰ型層間斷裂的主要形貌特征，斷面內有大量樹脂，斷面破壞主要是基體的變形和斷裂，斷面比較粗糙，185 ℃時的斷面內出現了基體/纖維界面脫粘，但纖維間基體破壞仍是其主要斷裂特征。所以，T300/QY8911材料體系的Ⅰ型層間斷裂主要受基體控制，大量基體斷裂耗散的能量對Ⅰ型層間斷裂的貢獻最大。

由2.2節的分析可知，QY8911基體韌性隨著溫度的升高而增大，由于基體破壞是T300/QY8911體系Ⅰ型層間斷裂主要的斷裂機制，因此，隨溫度升高基體韌性的增大可能是T300/QY8911體系的GⅠ C隨溫度升高而增大的主要原因。這與Cowley和Beaumont研究的碳纖維/氰酸酯(IM8/954-2)GⅠ C與溫度的關系及其斷裂機制較為一致[22]。

2.4 分層擴展界面破壞模式

為分析分層擴展界面破壞模式，考察了夾雜分層和復合材料構件中制造分層在多次進罐經歷熱循環(最高溫度分別為185、205、220、235 ℃)過程后發生擴展的路徑及其斷面形貌(SEM)，分別如圖9～圖11所示。

圖9 夾雜分層擴展路徑Fig.9 Delamination propagation path of inclusions

圖10 夾雜分層擴展斷面形貌Fig.10 Morphology of delamination propagation section of inclusions

圖11 復合材料構件分層擴展斷面形貌Fig.11 Morphology of delamination propagation section of composite components

由圖9～圖11可見，在夾雜分層裂紋尖端區域有富脂區，在此處會產生很大的應力集中，受熱載荷作用后分層首先沿富脂區與其臨近鋪層的界面開裂，而后主裂紋沿著層間繼續擴展，未偏離主裂紋轉向臨近層。在斷面形貌方面，無論是夾雜分層擴展(圖10)還是實際某飛機復合材料構件分層擴展(圖11)的斷面形貌均與T300/QY8911層合板Ⅰ型層間斷裂的斷面形貌(圖8)類似，呈典型的河流狀花樣特征，層間沒有因層間剪切破壞而出現的梳排狀花樣特征，斷面內存在基體斷裂和基體/纖維界面脫粘兩種破壞模式，表明整體成型工藝中分層擴展主要發生了Ⅰ型層間斷裂。

分層擴展主要由Ⅰ型層間斷裂韌性控制，因此GⅠC的大小決定了分層抵抗發生擴展的能力。采用隔離紙模擬分層的層合板和含制造分層的某飛機復合材料構件均采用的是多向層合板結構，有研究發現[28]多向層板的分層起始斷裂韌性值遠低于單向層板，鋪層順序對擴展斷裂韌性穩定值有顯著影響。由2.3節研究結果可知，T300/QY8911的Ⅰ型層間斷裂韌性隨溫度升高而增大，且隨著整體成型最高溫度的升高，在降溫過程中層合板的殘余應力增大，且分層起始斷裂韌性又低于單向板分層起始斷裂韌性，所以導致分層缺陷在二次或多次進罐反復經歷熱循環過程后產生擴展，且隨著整體成型最高溫度升高，降溫后的分層擴展程度逐漸增大。因此可以推斷分層擴展主要是在整體成型工藝的降溫階段產生的。

2.5 整體成型工藝與結構設計的優化措施

在復合材料構件一次固化成型中產生的分層缺陷經無損檢測合格，符合設計標準，但為避免整體成型工藝中原有分層在降溫過程中發生擴展而導致復合材料制件報廢，產生巨大經濟和時間損失，首先，要優化整體成型工藝的溫度制度，最高溫度不能超過層合板第一次固化成型的溫度，避免降溫后殘余應力增大；其次，要優化復合材料制件在熱壓罐中的擺放布局，避免在整體成型過程中產生不均勻的溫度場；另外，還需優化復合材料制件的結構設計，降低因結構不對稱、不連續、自由邊、鋪層角度突變、小結構拐角[29]等因素產生的高層間應力；最后，提高基體的層間斷裂韌性對于防止分層擴展也十分重要。

3 結 論

1) 分層擴展程度隨著整體成型最高溫度的升高而增大，復合材料整體成型工藝中的溫度制度不宜高于層合板的一次固化成型溫度。

2) 隨著溫度的升高，QY8911樹脂基體的拉伸強度和拉伸模量逐漸降低，QY8911基體韌性隨著溫度的升高而增強，T300/QY8911層合板GⅠC逐漸增大；河流狀花樣是T300/QY8911層合板Ⅰ型層間斷裂的主要形貌特征，基體破壞是T300/QY8911體系Ⅰ型層間斷裂主要的斷裂機制。

3) 分層擴展沿著層間開裂，斷面內存在基體斷裂和基體/纖維界面脫粘兩種破壞模式，表明整體成型工藝中分層擴展主要發生了Ⅰ型層間斷裂。

[21] 初增澤, 黃鵬程. 環氧樹脂的超低溫增韌研究[J]. 熱固性樹脂, 2004, 19(3): 1-4.

CHU Z Z, HUANG P C. Toughening of epoxy resins at cryogenic temperature [J]. Thermosetting Resin, 2004, 19(3): 1-4 (in Chinese).