褶皺缺陷的檢測及對力學性能的影響研究*

張 婷，黃愛華，李向前

（1.中國航發商用航空發動機有限責任公司設計研發中心，上海 200241；2.上海商用飛機發動機工程技術研究中心，上海 200241）

在航天航空領域最常用于作為飛機承重部件的先進復合材料是碳纖維增強樹脂基復合材料，并且通常以層壓板的形式進行應用。碳纖維增強樹脂基復合材料是由經過軸向拉伸的碳纖維以及環氧樹脂作為基體的輕質高強材料。其比強度、比模量高，擁有很高的可設計性以及良好的耐腐蝕性能[1]。但復合材料在生產、加工和應用中有兩個問題對材料的性能衰減有關鍵性的影響：生產制造中產生的缺陷和加工使用過程中造成的損傷。到目前為止，對復合材料損傷的產生和影響已經有了廣泛而深入的研究，但對缺陷影響的研究很少。復合材料中常見的缺陷包括孔隙率、褶皺、纖維角度偏差、局部分層、纖維截斷、拼接間隙和搭接等。這些缺陷對復合材料性能的衰減影響是未來復合材料結構設計和工藝研究的一個重點。

褶皺是纖維增強樹脂基復合材料中一種常見的缺陷形式，從預浸料的貯存方式、鋪貼方法和精度、固化壓實和固化中的模具約束都有可能產生褶皺。褶皺通常是因為纖維的彎曲、位錯，或是預浸料鋪層時面與面之間不匹配導致。褶皺缺陷會直接影響鋪層復合材料部件的力學性能，特別是在沿著褶皺延伸方向的拉伸以及抗壓性能。國內外許多研究中已經提出不同的褶皺強度和褶皺設計會導致不同程度的力學性能變化[2–6]，但大部分的研究工作是關于單向纖維增強鋪層復合材料中的褶皺影響，對多向/準各向同性鋪層復合材料中褶皺的影響的研究相對較少[7–11]。

本文將通過采用不同的褶皺設計來模擬在生產過程中可能出現的褶皺形式，制備得到含有人工內嵌褶皺的鋪層復合材料試樣，并使用光學顯微鏡進行褶皺角的測量，再通過力學性能測試來研究褶皺對性能的影響，最后結合有限元模擬來分析褶皺缺陷的機理，并與文獻結論進行分析比較[12–14]。

1 試驗材料及方法

1.1 含褶皺缺陷的試驗件設計和制造

本文采用在普通的鋪層中沿纖維方向切取一定寬度的切片再偏置鋪放該切片產生鋪層重疊和間隙的方法來達到最終產生褶皺的目的，并通過調節切片的寬度、重疊和間隙的寬度以及重疊和間隙區的交錯位置控制固化后最終褶皺的形狀和強度，如圖1所示。

圖1 褶皺設計示意圖Fig.1 Wrinkle design schematic diagram

所有試驗件試樣均為碳纖維增強樹脂基復合材料層壓板結構，采用手工鋪貼，熱壓罐固化工藝。試樣的尺寸為300mm×300mm，試驗件鋪層順序是[45°/90°/45°/0°]3s。對于帶褶皺的試驗件，在90°鋪層中鋪設褶皺，為了得到不同強度的褶皺和不同大小的褶皺角，選擇在不同的樣品中鋪設不同數量的褶皺缺陷。所有的褶皺類型分布及試驗件編號見表1。

1.2 褶皺角的測量

本試驗中采用型號為X53的光學顯微鏡獲得樣品的橫截面照片，再結合圖像處理軟件來進行褶皺角的測量。褶皺角的定義如圖2所示，以鋪層中0°纖維的方向為基線，作褶皺厚度中央的一條切線，切線與基線的夾角即為褶皺角，記為θ。我們以褶皺角θ的大小來評價褶皺缺陷的程度。

1.3 力學性能測試

復合材料拉伸試驗按照ASTM標準D3039進行，拉伸試驗機型號為Instron8802。調試夾具位置和大小使其適合于試驗件，安裝試樣到拉伸夾頭中，盡量使試樣的中心線與拉伸夾頭的中心線重合。以0.75mm/min的速度對試樣加載，通過引伸計來測量拉伸過程中的應變率。

復合材料壓縮試驗按照ASTM標準D6641，試驗機型號為Instron5985。測量每一個試驗件工作區域的寬度和厚度，以1.3mm/min的速率對試樣加載。

所有試驗在室溫下進行，觀察并記錄每根試樣的破壞模式，根據破壞模式判斷試驗的有效性，所有試驗每組至少獲得5個有效試驗數據。

2 結果與討論

2.1 對比試塊的制造與測量

圖2 褶皺角的測試示意圖Fig.2 Schematic diagram of wrinkle angle measuring

表1 褶皺樣品類型Table 1 Specimen with wrinkle defect

圖3 不同褶皺角的對比試塊Fig.3 Reference blocks with different wrinkle angles

圖3是制造的復合材料褶皺缺陷試塊的超聲檢測結果。通過不同角度的褶皺試件超聲C掃描證明，通過分析透射超聲信號的衰減度可以清晰地看出內部10°以上的褶皺角。對于5～10°范圍的褶皺角也可以有一定的識別能力。不同角度的褶皺會對超聲信號產生不同程度的散射衰減，通過分析透射超聲信號的衰減度有可能關聯內部褶皺角的大小范圍。

2.2 試驗件褶皺角的測量

表1給出了不同試驗件的平均褶皺角，其中沿中面對稱的最內側兩層90°鋪層中各取6mm寬切片并沿中面反向偏置3mm鋪敷制造的褶皺試件的平均褶皺角最小為3.5°。沿中面對稱的6層90°鋪層中各取4mm寬切片并沿中面反向偏置2mm鋪貼制造的褶皺試件的平均褶皺角最大為16.8°。可以看出，在相同鋪層切片寬度的條件下，疊加偏置的切片數目越多，其褶皺角越大；而在疊加偏置的切片數目相同的條件下，切片的寬度越寬，其褶皺角越小。因此4mm寬切片偏置2mm，6層疊加鋪貼制造的褶皺的樣品中，其橫截面上測量得到的褶皺角是最大的。

2.3 力學性能測試

2.3.1 拉伸試驗分析

（1）褶皺對拉伸強度的影響。圖4為以無褶皺試件拉伸強度為基準正則化的不同褶皺角度對試件平均拉伸強度的影響曲線。可以看出，所有含褶皺樣品的拉伸強度均隨褶皺角的增大而大幅下降，最大下降幅度達到21%，說明內嵌褶皺會嚴重影響鋪層復合材料的拉伸性能。

（2）拉伸試驗及失效模式。圖5是拉伸試驗代表性的斷裂處照片。圖5（a）中很明顯呈現的是纖維斷裂失效以及基體開裂的失效模式，而從側面觀察的圖5（b）中展示的是典型的分層失效模式。在拉伸試驗過程中可以通過斷口判斷出最為主要的失效模式是纖維斷裂失效，且往往失效是從褶皺的中心部位擴展到周圍最終引起樣品斷裂，如圖5 （b）中白色虛線所示的內部褶皺位置。這種纖維斷裂一般是由于高應力和褶皺的幾何機構所導致的纖維扭結和錯位，最終在樣品出現裂紋后再產生分層現象。

圖4 褶皺角對拉伸強度的影響Fig.4 Influence of wrinkle angle on tensile strength

圖5 拉伸試驗后斷口的照片Fig.5 Photographs of fracture after tensile test

試驗時，大部分的含褶皺試樣斷裂在褶皺處，但也有少部分試樣并非在褶皺處發生失效，可能是因為在制備過程中嵌入的褶皺將會誘發其他缺陷的形成，并且因為褶皺的存在使得纖維層向拉伸軸向的正交方向發生了偏移，這使得整體的樹脂區域和纖維區域可能發生錯位，導致高局部的應力集中和應力放大效應，進而引起類似于層間分層等缺陷的生成。試驗中在光學顯微鏡觀察含褶皺樣品橫截面時，可以清晰看到部分大褶皺角樣品（褶皺角＞9°）在中央的褶皺區域與正常區域的交界處以及褶皺波紋處未加載載荷時就已經出現了明顯的分層現象，這可能是導致最終失效位置并非位于中心的原因，此時褶皺的主要失效模式可能已經變成了分層失效。

2.3.2 壓縮試驗分析

（1）褶皺對壓縮強度的影響。圖6為以無褶皺試件壓縮強度為基準正則化的不同褶皺角度對試件平均壓縮強度的影響曲線。可以明顯看出，所有含褶皺樣品的壓縮強度均隨褶皺角的增大而大幅下降，最大下降幅度達到36%，說明內嵌褶皺會嚴重影響鋪層復合材料的壓縮性能，且對壓縮性能的影響大于對拉伸性能的影響。

（2）壓縮試驗及失效模式。圖7為褶皺試件壓縮試驗代表性的斷裂處照片。所有壓縮試驗件，包括無褶皺基準試驗件和不同褶皺角試驗件，其壓縮破壞模式均為圖7所示的分層起始導致的厚度方向屈曲失穩壓潰，圖7（b）中白色虛線所示為試件中褶皺所在的位置。

圖6 褶皺角對壓縮強度的影響Fig.6 Influence of wrinkle angle on compression strength

圖7 壓縮試驗后斷口的照片Fig.7 Photographs of fracture after compression strength test

3 仿真模擬

一種前處理程序[15]用以根據褶皺試件的切片寬度w、偏置鋪放距離d、偏置重疊與間隙鋪層數n和位置自動生成相應的褶皺模型。其中鋪層切片寬度w決定了褶皺的覆蓋范圍，偏置重疊與間隙鋪層數n與單層厚度決定的鋪層重疊和間隙厚度與偏置鋪放距離d的比值決定了褶皺的角度，鋪層切片的偏置位置決定了褶皺在鋪層平面與厚度方向的位置。圖8為根據表1的褶皺試件制造參數生成的褶皺模型的輪廓示意圖及切向褶皺角測量結果，模型預測的褶皺角與實際測量的試件褶皺角對比如表1和圖9。

模型中的材料參數如表2所示，其中，層內拉伸壓縮破壞采用最大應力失效準則，界面層損傷起始采用文獻[15]中的面外拉壓應力（Ⅰ型）σI與層間剪切應力（Ⅱ型）σⅡ橢圓形耦合的準則，如式（1）所示，其中YI和YⅡ分別為Ⅰ型和Ⅱ型界面層強度。界面層失效準則采用文獻[15]中的Ⅰ型和Ⅱ型斷裂釋放能GI、GⅡ線性耦合的準則，如式（2）所示，其中GIC和GⅡC分別為界面層Ⅰ型和Ⅱ型臨界斷裂釋放能。界面層損傷起始應力耦合準則為：

界面層失效能量耦合準則：

圖8 不同褶皺試件參數下的仿真模型及其褶皺角Fig.8 Simulation model and wrinkle angle under different parameters of wrinkle specimen

通過所生成的褶皺模型仿真預測拉伸、壓縮強度隨褶皺角的變化與試驗結果對比分別見圖10和圖11，對比表明模型可準確地預測出褶皺對性能的影響趨勢。褶皺對性能的主要影響機理是鋪層彎曲造成的局部纖維方向應力集中和層間應力狀態的改變，使鋪層在更低的拉伸載荷下纖維斷裂，在更低的壓縮載荷下使層間發生多應力狀態的分層，并最終厚度方向失穩壓潰。

4 結論

圖9 模型中的褶皺角與試驗件中的褶皺角對比圖Fig.9 Comparison of wrinkle angle in model and in test specimen

表2 褶皺仿真模型的材料參數Table 2 Material properties for wrinkle simulation models

圖10 不同褶皺角對拉伸強度的影響仿真結果與試驗結果對比Fig.10 Comparison of the simulation results and the experimental results for effect of different wrinkle angles on tensile strength

圖11 不同褶皺角對壓縮強度的影響仿真結果與試驗結果對比Fig.11 Comparison of the simulation results and the experimental results for effect of different wrinkle angles on compression strength

鋪層復合材料中的褶皺缺陷對性能有較大的影響。褶皺角越大，鋪層的拉伸和壓縮強度越低。拉伸性能的降低主要是因褶皺引起的纖維方向的應力集中加劇，壓縮性能降低是因褶皺使鋪層沿褶皺角最大傾斜面上的應力處于更不利的層間剪切與面外拉伸的組合應力狀態下更早地發生分層失效，進而引起整個試件的厚度方向失穩和壓潰。通過模擬褶皺制造過程和特點的仿真方法可以準確地預測出不同褶皺產生參數下的褶皺角大小和拉伸、壓縮性能的影響。該仿真方法的有效性需要在不同的鋪層順序上進行更深入的驗證。本論文工作研究表明，褶皺對壓縮性能的影響比對拉伸性能影響大，低于5°的褶皺可使典型鋪層[45/0/–45/0]ns的拉伸強度降低4%，壓縮強度降低 18%，5°～10°的褶皺可使拉伸強度降低23%，壓縮強度降低 33%。5°～10°的褶皺可使平面內沿褶皺走向方向的拉伸疲勞壽命降低為無缺陷件的1/10，低于5°的褶皺對相應的疲勞壽命影響小于10%。褶皺角大于5°時，由于對超聲檢測信號的偏置反射加劇，通過檢測反射或者穿透信號的強度變化可以檢測出相應的褶皺走向，根據信號衰減度的大小可以對褶皺角的大小進行定性的判斷。綜合褶皺的超聲可檢性和對性能的影響，推薦鋪層復合材料中考慮褶皺影響的缺陷容限設計為5°。