平紋編織復合材料層合板靜態壓縮與壓-壓疲勞性能

張鐵純, 楊晨晨, 王 軒, 周春蘋

（1．中國民航大學 航空工程學院, 天津 300300；2．航空工業濟南特種結構研究所 高性能電磁窗航空科技重點實驗室, 濟南250023）

玻璃纖維平紋編織復合材料具有輕質、比強度和比剛度高、透波性好等優點，被廣泛應用于航空航天領域，如機載雷達罩、整流罩等部位[1]。這些結構部位主要受變化的局部空氣動力載荷作用，經常處于壓-壓交變受力狀態。因此，系統研究玻璃纖維平紋編織復合材料的壓-壓疲勞性能，了解其疲勞損傷規律，對于玻璃纖維平紋編織復合材料在航空航天領域的進一步應用尤為重要。

目前，Wang 等[2]研究了玻璃纖維環氧樹脂基復合材料的拉-拉疲勞行為，揭示了不同應力水平下復合材料的疲勞損傷機理。Singh 等[3]對玻璃纖維增強樹脂基復合材料層合板在[0o/90o]、[±15o]、[±30o]和[±45o]鋪層角度下進行拉-拉疲勞研究，結果表明：鋪層取向對疲勞失效模式有顯著影響；疲勞載荷作用下剛度呈現3 階段衰退規律。Zhang 等[4]提出了纖維增強復合材料的疲勞損傷模型，該模型描述了不同應力比下任意纖維取向的離軸單向纖維增強復合材料層合板的疲勞損傷累積和疲勞壽命。Movahedi-Rad 等[5]研究了玻璃纖維環氧樹脂基復合材料層合板的拉-拉疲勞行為，發現在高應力水平下，試件在較短的壽命內發生纖維拔出失效；由于無界區域大的摩擦，能量耗散隨著循環次數和疲勞應力水平的增加而增加。Brunbauer等[6]研究了纖維體積分數對玻璃纖維增強樹脂基復合材料疲勞損傷機制的影響，發現纖維體積分數不會顯著影響拉-壓疲勞實驗中的疲勞強度。Manjunatha 等[7]對玻璃纖維混合環氧樹脂和純環氧樹脂兩種復合材料分別進行了拉-拉疲勞實驗，結果發現混合環氧樹脂復合材料疲勞壽命比純環氧樹脂復合材料高6～10 倍。Malpot等[8]研究了玻璃纖維平紋編織復合材料的拉-拉疲勞性能，利用S-N曲線評估了三種疲勞壽命模型的材料參數，通過掃描電子顯微鏡觀察到纖維基體脫粘、富脂區基體裂紋和分層現象。Vieille 等[9]在高于玻璃化轉變溫度的溫度下，研究了塑性和黏性效應對纖維增強復合材料層壓板拉-拉疲勞行為的影響。Liu 等[10]對玻璃纖維增強樹脂基復合材料進行了拉-拉疲勞實驗研究，利用不同預測模型對玻璃纖維增強樹脂基復合材料疲勞壽命進行建模，結果表明實驗數據與指定參數的模型吻合較好。郭霞等[11]通過對復合材料膠接結構的拉-拉疲勞特性進行實驗研究，采用載荷-壽命曲線疲勞壽命預測方法擬合得到疲勞壽命預測模型。程小全等[12]研究了纖維增強復合材料疲勞壽命預測及損傷分析模型，討論了疲勞壽命模型、唯象模型和漸進損傷模型的發展趨勢。陳基偉等[13]針對纖維增強樹脂基復合材料提出了一種剩余剛度概率模型，所提出的模型可以較好地描述實驗結果。李鵬揚等[14]建立了能準確描述拉-拉疲勞載荷下復合材料的塑性變形能與材料發熱所消耗的耗散能之和的量化模型，通過疲勞實驗對所建立模型的合理性進行驗證。Keller 等[15]研究了載荷中斷對玻璃纖維環氧樹脂基復合材料層合板拉-拉疲勞行為的影響，通過施加間斷疲勞載荷，每次加載中斷后，由于黏彈性聚合物基體的恢復，剛度部分恢復，每次加載模塊開始時重復的材料硬化延遲了裂紋的擴展，裂紋鈍化進一步延遲了損傷增長，增加了材料的損傷累積能力，間斷疲勞加載的試件與連續加載的試件相比表現出更長的疲勞壽命。

分析上述文獻可知，平紋編織復合材料層合板壓-壓疲勞研究較少，主要原因是目前國內外還缺少統一的層合板壓-壓疲勞實驗標準。本工作基于ASTM 層合板靜態壓縮標準開展玻璃纖維平紋編織復合材料層合板靜態壓縮性能和壓-壓疲勞性能實驗研究，考慮不同峰值載荷下的疲勞行為，分析疲勞過程中玻璃纖維平紋編織復合材料的剛度退化、能量耗散、循環蠕變與循環軟化，結合掃描電子顯微鏡對試件斷口形貌進行觀察，揭示其在靜態壓縮載荷與循環載荷作用下的損傷演化機理。

1 實驗方法

參考ASTM D-6641/D-6641M-09 標準，對玻璃纖維平紋編織復合材料層合板進行靜態壓縮和壓-壓疲勞性能測試，試件采用7781 E 型玻璃纖維預浸料和3M PR381 環氧樹脂制成，尺寸和形狀如圖1 所示。靜態壓縮與壓-壓疲勞實驗在Instron 8801 電液伺服疲勞試驗機上完成，實驗矩陣如表1 所示。靜態測試加載速度為1.2 mm?min-1。疲勞測試選取應力比R=10，最大應力循環周次為106，采用應力控制加載，加載頻率為4 Hz，波形為正弦波，采用8 級載荷水平進行S-N曲線測試，實驗環境為室溫、干態。采用S-3400N 掃描電子顯微鏡對試件斷口進行微觀形貌分析。

圖1 試件尺寸和形狀Fig. 1 Size and shape of test piece

表1 實驗矩陣Table 1 Experimental matrix

2 結果分析與討論

2.1 靜態壓縮強度

靜態壓縮實驗結果如表2 所示。由表2 可以看出，玻璃纖維平紋編織復合材料層合板平均壓縮強度σa為357.83 MPa，壓縮強度變異系數為2.7%，在工程的可接受范圍內。

表2 靜態壓縮實驗結果Table 2 Static compression test results

2.2 失效模式

圖2 為試件失效模式。從圖2 可以看出，靜態壓縮（圖2（a））失效模式屬于ASTM 標準試件（圖2（b））可接受的失效模式中的一種，說明靜態壓縮實驗的有效性。疲勞試件（圖2（c））具有與靜態壓縮試件（圖2（a））相同的失效模式。

圖2 試件失效模式 （a）靜態壓縮；（b）ASTM 標準；（c）壓-壓疲勞Fig. 2 Failure modes of specimens （a）static compression；（b）ASTM standard；（c）compression-compression fatigue

2.3 S-N曲線

壓-壓疲勞實驗結果如表3 所示。S-N曲線由不同載荷水平下疲勞測試得到。其中，條件疲勞極限利用升降法獲得，采用成組法描述S-N曲線有限壽命區[16]。表3 中，試件編號為P-1 和P-2 兩個試件用來確定升降法中第一個有效數據。試件編號為P-3 至P-15 共13 個數據為升降法獲得的有效數據，根據式（1）來確定條件疲勞極限。

表3 壓-壓疲勞實驗結果Table 3 Compression-compression fatigue test results

圖3 確定條件疲勞極限的升降圖Fig. 3 Lifting figure for determining conditional fatigue limit

N(Smax?S0)H=C(4)

式中：S0為理論疲勞極限；H、C為待定常數；Smax為峰值應力；N為疲勞壽命。

圖4 為采用雙加權最小二乘法擬合的S-N曲 線。計 算 得 到H=0.781，C=2.92415×105，S0=237.64 MPa。可以看出，擬合的S-N曲線通過了疲勞實驗數據的95%置信區間，因而具有較高的可信度。擬合的S-N曲線獲得的疲勞極限與通過升降法獲得的疲勞極限大小相差0.26%。

圖4 玻璃纖維平紋編織復合材料層合板S-N曲線Fig. 4S-Ncurve of glass fiber plain woven composite lamin ates

2.4 剛度退化與能量耗散

采用遲滯回線割線模量來表征試件在循環載荷作用下的剛度變化，每個循環周期的遲滯回線面積大小代表該循環周期能量耗散大小。典型遲滯回線相關定義如圖5 所示。圖6 分別給出了-10 kN和-8.4 kN 峰值載荷作用下，試件在不同循環次數下的遲滯回線示意圖。從圖6 可以看出，隨著循環次數的增加，遲滯回線發生了移動。在循環載荷作用下，試件產生的永久性損傷或塑性變形導致遲滯回線發生移動[3]。另外，試件遲滯回線的割線模量逐漸減小。其他峰值載荷下的試件遲滯行為相似。

圖5 典型遲滯回線相關定義Fig. 5 Typical hysteresis loop related definition

圖6 不同循環次數下遲滯回線示意圖 （a）-10 kN 峰值載荷；（b）-8.4 kN 峰值載荷Fig. 6 Schematic diagram of hysteresis loops with different cycles （a）-10 kN peak load；（b）-8.4 kN peak load

圖7 為各峰值載荷作用下試件由第一個循環周期的剛度E1歸一化的疲勞剛度EN/E1與歸一化疲勞壽命N/Nf的關系，橫坐標中的N為當前循環壽命，Nf為疲勞壽命。從圖7 可以看出，無論峰值載荷多大，剛度退化都遵循相似的模式。在疲勞壽命的前10%期間，剛度急劇下降，且高峰值載荷下的剛度下降幅度較大，低峰值載荷下的剛度下降幅度較小；疲勞壽命的20%以后剛度下降幅度很小，直至所有試件發生失效。在循環加載初期，剛度的顯著變化歸因于試件早期更大的損傷形成和增長[5]。

圖7 不同峰值載荷作用下歸一化疲勞剛度EN/E1與歸一化疲勞壽命N/Nf的關系Fig. 7 Curves ofEN/E1（normalized fatigue stiffness）vs N/Nf（normalized fatigue life） under different peak loads

圖8 為不同峰值載荷作用下試件在第一次循環、25%、50%、75%循環次數和最后一次循環下的遲滯能量耗散。由圖8 不難發現，隨著循環次數的增加，各峰值載荷下的能量耗散逐漸增加，即遲滯回線面積逐漸增加，這主要因為損傷的增長使得試件內部摩擦增加，進而導致熱能耗散增加[18]。Meneghetti 等[19]在對玻璃纖維增強聚丙烯復合材料進行拉-壓疲勞研究時，也發現能量耗散隨著循環次數的增加而增加。摩擦的大小取決于裂紋尺寸大小，隨著循環次數的增加和高峰值載荷作用，裂紋尺寸更大。此外，試件內部裂紋間的內耗也會引起能量耗散[5]。在疲勞壽命的前25%，各峰值載荷下的能量耗散增加幅度較大。而在此之后的壽命中，能量耗散增加幅度較緩慢。與其他峰值載荷作用下相比，低峰值載荷作用下的試件在疲勞壽命的前25%，能量耗散增加幅度較小。

圖8 不同峰值載荷作用下試件在不同循環次數下的遲滯能量耗散Fig. 8 Hysteretic energy loss of test piece under different peak loads and different cycle numbers

2.5 循環蠕變與循環軟化

從圖6 可以看出，隨著循環次數的增加，試件的遲滯回線發生了移動。圖9 為不同峰值載荷作用下試件第一次平均循環位移和當前平均循環位移的差值Δlav與歸一化疲勞壽命N/Nf的變化關系。正如圖9 所觀察到的，無論峰值載荷多大，Δlav變化都遵循相似的模式。在疲勞壽命的前20%期間，Δlav急劇增加，這說明在循環初期，遲滯回線發生了移動，且移動幅度較大，試件表現出強烈的循環蠕變現象，隨后逐漸減弱，并趨于穩定。循環初期試件的損傷或塑性變形導致遲滯回線發生移動[3]。此外，隨著循環次數的增加，-10 kN、-9.5 kN 峰值載荷作用下的試件表現出大的平均循環位移。由于基體的黏彈性變形，高峰值載荷作用下的試件表現出明顯的循環蠕變現象[5]。

圖9 不同峰值載荷作用下Δlav（第一次平均循環位移和當前平均循環位移的差值）與N/Nf（歸一化疲勞壽命）的關系曲線Fig. 9 Curves of Δlav（difference between the first average cyclic displacement and the current average cyclic displacement）vs N/Nf（normalized fatigue life）under different peak loads

圖10 為不同峰值載荷作用下試件同一循環最大循環位移與最小循環位移的差值Δl與初期循環壽命（前250 次）的變化關系。從圖10 可以看出，不同峰值載荷作用下，循環初期試件的循環位移不斷增加，即存在循環軟化行為，高峰值載荷作用下的試件循環軟化行為表現得比較強烈，低峰值載荷作用下的試件循環軟化行為表現得不明顯，隨著循環次數的增加，試件的循環軟化行為逐漸減弱，并趨于穩定。

圖10 不同峰值載荷作用下試件同一循環最大循環位移與最小循環位移的差值Δl與初期循環壽命N的關系Fig. 10 Curves of Δl（difference between the maximum and minimum cyclic displacements of the same cycle）vs N（the initial cycle life）under different peak loads

2.6 剩余載荷

對達到最大應力循環周次（106）的試件（P-4、P-5、P-6、P-8、P-9、P-14、P-15），進行剩余載荷測試，結果見表3。圖11 為試件靜態壓縮載荷-位移曲線與疲勞測試后剩余載荷-位移曲線對比圖。從圖11 可以看出，試件剩余載荷-位移曲線線性段的斜率明顯大于靜態壓縮載荷-位移曲線線性段斜率。這表明試件經過循環載荷作用后抵抗變形能力得到了增強。試件經過循環載荷作用達到最大應力循環周次后，疲勞實驗停止，由于短暫的停止，損壞的黏彈性基體導致裂紋鈍化，裂紋尖端開裂區的局部應力強度顯著降低[15]，從而延遲了裂紋擴展。再次進行剩余載荷測試時，增加了材料的斷裂韌度[20-22]。材料斷裂韌度的增加和裂紋鈍化，使得剛度退化顯著延遲，損傷累積能力增加[15]。這就是試件剩余載荷-位移曲線線性段的斜率大于靜態壓縮載荷-位移曲線線性段斜率的原因。圖12 為不同加載條件下的破壞位移分布。從圖12 可以看出，循環載荷下的破壞位移遠小于靜態壓縮載荷下的破壞位移，循環加載后試件的剩余載荷略高于靜態極限載荷。剩余載荷下的破壞位移略低于靜態極限載荷下的破壞位移。由于循環加載后部分試件的剩余載荷與靜態極限載荷相接近，當加載到極限載荷時，經過循環加載試件抵抗變形能力提高，對應剩余載荷下的破壞位移小于靜態極限載荷下的破壞位移。

圖11 載荷-位移曲線Fig. 11 Load-displacement curves

圖12 不同加載條件下的破壞位移Fig. 12 Failure displacements under different loading condi tions

2.7 斷口形貌

圖13 和圖14 為試件斷口微觀組織形貌掃描電鏡照片。其中圖13（a）～（f）為靜態壓縮試件斷口形貌；圖14（a）和（b）為試件在-8.5 kN 峰值載荷作用下循環85899 次發生疲勞破壞后的斷口形貌；圖14（c）和（d）為剩余載荷試件的斷口形貌；圖14（e）和14（f）是試件在-9.0 kN 峰值載荷作用下循環714239 次發生疲勞破壞后的斷口形貌。可以看出，靜態壓縮斷口（圖13（a））與疲勞斷口（圖14（a））可清晰觀察到纖維被拉出，當裂紋擴展時，纖維和基體之間強黏附性導致纖維的更多損傷[23]。另外，纖維斷裂的橫截面是平的，可以證明玻璃纖維斷裂為脆性斷裂。靜態壓縮斷口（圖13（d））與剩余載荷試件斷口（圖14（c））中存在纖維的明顯剝離，裂紋擴展引起的張力使得纖維發生破壞，產生許多碎片纖維。由于良好的黏附性而存在更多碎片纖維，意味著更多的能量被纖維吸收[23]。圖13（b）和（c）中可清晰地觀察到纖維/基體界面脫粘現象，圖14（b）也觀察到了這一現象。圖13（e）為環氧樹脂的斷裂表面，可明顯看到基體開裂現象，疲勞斷口（圖14（b））也發現了基體開裂現象。當循環載荷峰值低于疲勞極限時，沿載荷方向在纖維束之間形成微裂紋，產生大量拉脫松散的纖維（圖14（d）），隨著循環次數的增加，試件斷口表面呈現為帶有損傷纖維的塊狀圖案（圖14（d））。這表明，循環載荷會在纖維與基體之間的界面上形成微裂紋，當界面強度在循環加載降低時，材料結構發生顯著變化，纖維發生斷裂[24]。此外，靜態壓縮斷口（圖13（f））與疲勞斷口（圖14（e）和（f））還觀察到了明顯的分層損傷，與疲勞斷口相比，靜態壓縮斷口表現出較大的分層損傷。

圖13 靜態壓縮試件斷口形貌 （a）纖維拉出；（b）、（c）纖維/基體脫粘；（d）纖維脫落；（e）基體開裂；（f）分層Fig. 13 Fracture morphologies of static compression test pieces （a）fiber pull-out；（b），（c）fiber/matrix debonding；（d）fiber peeling；（e）matrix cracking；（f）delamination

圖14 疲勞試件斷口形貌 （a）纖維拉出；（b）纖維/基體脫粘、基體開裂；（c）纖維脫落；（d）松散的纖維；（e）、（f）分層Fig. 14 Fracture morphologies of fatigue test pieces （a）fiber pull-out；（b）fiber/matrix debonding，matrix cracking；（c）fiber peeling；（d）loose fibers；（e），（f）delamination

3 結論

（1）試件條件疲勞極限為平均靜態壓縮強度的66.3%。隨著循環次數的增加，層合板剛度逐漸下降，在壽命的前10%期間，剛度急劇下降，且高峰值載荷作用下，剛度下降幅度較大，低峰值載荷作用下，剛度下降幅度較小。

（2）隨著循環次數的增加，各峰值載荷下的能量耗散逐漸增加；在壽命的前25%，各峰值載荷下的能量耗散增加幅度較大。而在此之后的壽命中，能量耗散增加幅度較緩慢。

（3）在循環加載初期，無論峰值載荷多大，層合板都表現出強烈的循環蠕變現象；高峰值載荷作用下，層合板表現出強烈的循環軟化行為，隨著循環次數增加，層合板循環軟化行為逐漸減弱，并趨于穩定。

（4）經過循環加載層合板抵抗變形能力得到了增強。層合板斷口觀察到了基體開裂、纖維/基體界面脫粘、纖維斷裂和分層四種失效模式。與疲勞斷口相比，靜態壓縮斷口表現出較大的分層損傷。