疊層縫合碳纖維增強鋁基復合材料低速沖擊及沖擊后剩余壓縮力學性能

顧 姝,蔡長春,余 歡,徐志鋒,王振軍

（南昌航空大學 輕合金加工科學與技術國防重點學科實驗室,南昌 330063）

纖維增強復合材料（FRP）因密度小、比強度高、比模量大、各項力學性能優異而被廣泛應用，其中碳纖維增強復合材料（CFRP）以其高強高模、耐高溫、可多維編織、熱力學性能優良等特點脫穎而出，廣泛應用于航空航天領域，但其特殊的使用環境中存在如飛鳥、冰雹等外來物體的沖擊，對復合材料造成一定程度的損傷，降低其力學性能，縮短其使用壽命，影響飛行安全。因此，對于復合材料沖擊損傷特性的研究具有重要意義[1]。

國內外眾多學者研究了纖維增強復合材料在沖擊后的損傷狀態和力學性能。張志遠等[2]以T700 碳纖維環氧樹脂基復合材料層合板為研究對象，進行三種不同能量的沖擊實驗，發現在同一能量下，越靠近沖擊側的子層，分層損傷程度越小，而隨著沖擊能量的增加，各種損傷類型的損傷面積也變大。Liu 等[3]使用樹脂浸漬法制備了由碳纖維單向層和編織層組成的混合復合材料層壓板，并對不同疊層的試樣進行了落錘沖擊實驗，結果表明，試樣疊層通過改變整體彎曲剛度來影響復合材料層合板的沖擊響應。袁守忍等[4]研究了淺交直聯、淺交彎聯以及深角聯三種結構的2.5D 機織復合材料抗沖擊性能，發現受沖擊損傷最小的是深角聯，其次是淺交直聯，淺交彎聯受損傷最大，吸收能量也最多。Behzad 等[5]對比了2D 與3D 機織復合材料的抗沖擊性能，發現3D 機織復合材料能吸收更多的沖擊能量，且凹坑深度、分層及損傷面積更小。Kumar 等[6]通過改變SiC 的質量分數，制備了SiC/Al復合材料，并對其進行了沖擊實驗和磨損實驗，發現SiC 體積分數為9%的復合材料沖擊強度和比磨損率比基體合金的高。李海龍等[7]研究了環氧樹脂/碳纖維布/鋁復合材料的抗沖擊性能，發現含有四層碳纖維布的復合材料的沖擊強度比純環氧樹脂的沖擊強度高了34 倍。

不同程度的沖擊能量會使復合材料造成不同的損傷模式。低速沖擊（low-velocity impact，LVI）造成的損傷往往出現在復合材料的內部，表面難以目視檢查或勉強可檢，在后續使用過程中，這些損傷會繼續拓展，導致如壓縮強度、彎曲強度、彎曲剛度等性能降低。因此，復合材料的沖擊后壓縮(compression-after-impact，CAI) 強度測試成為評估復合材料剩余承載能力的主要方法之一[8-9]。

馬少華等[10]研究了含低速沖擊損傷的平面編織復合材料層壓板的壓縮失效行為，發現表面凹坑深度隨著沖擊能量的增大而增大，并在40 J 附近發現拐點。崔海坡等[11]對兩種不同鋪層參數的T300/BMP316 復合材料層合板進行了CAI 實驗研究，結果表明，在受同樣能量沖擊后，不同鋪層參數的層合板CAI 強度差別很大，但對沖擊損傷投影面積幾乎沒有影響。林智育等[12]對比了T300QY8911和T300/5405 兩種復合材料層壓板的CAI 強度，結果發現，隨著沖擊能量的增加，CAI 強度隨之減小，而在相同的沖擊能量作用下，隨著沖擊點背面支持剛度的增加，CAI 強度隨之增加。趙巧莉等[13]對碳纖維平紋機織復合材料的LVI 及CAI 性能進行了預測仿真及實驗，對比發現層合板受到的沖擊能量越大，呈現出的層間損傷越大。戴云鋒等[14]研究了2.5D 機織復合材料受不同能量沖擊后沿0°及45°方向的壓縮性能，結果發現：在同一能量下，材料沿45°方向的CAI 強度均低于0°方向，而隨著沖擊能量的增加，0°試件的壓縮強度下降更為明顯。目前國內外對于纖維增強復合材料低速沖擊損傷及沖擊后壓縮強度的研究報道主要集中在樹脂基復合材料，在鋁基復合材料方面的研究相對較少。

由于單向和層合結構的纖維增強復合材料缺少厚度方向的鋪設，受到沖擊載荷時極易發生分層開裂的現象，而采用三維編織工藝制備的復合材料則避免了這一缺點，提高了整體性能[15]。嚴實等[16]以三維五向碳纖維/環氧樹脂編織復合材料為研究對象，針對不同編織角度進行了LVI 實驗及其CAI強度測試，結果發現，編織角越大，其抗沖擊性能越強，CAI 強度越低。相較于三維五向結構，疊層縫合結構不僅能制得異形薄壁曲面，也可以將不能一次編織成形的立體織物進行縫合連接，從而得到復雜的整體結構[17-18]。近年來許多研究工作者對疊層縫合結構復合材料的各項力學性能進行了實驗研究，陳衛軍等[19]、蘭澤宇等[20]、馮景鵬等[21]對疊層縫合碳纖維增強鋁基（Cf/Al）復合材料進行了一系列的靜態拉伸、彎曲、壓縮及剪切實驗，并對其破壞特征和斷口形貌進行觀測，完成了對疊層縫合Cf/Al 復合材料基礎性能的研究，但并未研究材料的沖擊性能及CAI 性能。

本工作以鋁合金ZL301 為基體，碳纖維疊層縫合結構織物為增強體，采用真空壓力浸滲法制備疊層縫合結構碳纖維增強鋁基（Cf/Al）復合材料，對其施加不同能量進行LVI 實驗，采用光學顯微鏡和工業數字X 射線成像系統判斷其損傷模式。對含沖擊損傷的Cf/Al 復合材料進行CAI 實驗，利用SEM 觀察其斷口形貌，探討損傷失效機制，分析沖擊能量與剩余強度之間的關系。

1 實驗材料與方法

1.1 實驗材料

增強體材料為日本東麗公司所研制的碳纖維M40J，基體材料為鋁鎂系合金ZL301，將碳纖維編織成體積分數50%的疊層縫合結構預制體。疊層縫合結構是將三上一下結構的斜紋機織布按所需厚度進行鋪層，再用Z向纖維進行縫合而得到的完整結構，編織工藝參數如表1 所示。M40J 碳纖維的主要性能參數如表2 所示，ZL301 的主要化學成分如表3 所示。

表1 疊層縫合編織工藝參數Table 1 Technological parameters of laminated stitching and knitting

表2 M40J 碳纖維的性能參數Table 2 Property parameters of M40J carbon fibers

表3 ZL301 合金成分（質量分數/%）Table 3 Composition of ZL301 alloy（mass fraction/%）

1.2 材料制備

將預制體放置在石墨模具中，蓋緊壓實固定，然后裝入不銹鋼模具中，焊接成形。制造完成后在模具底部開孔并焊接一根不銹鋼圓管作為升液管，如圖1 所示，然后對整個裝置進行氣密性檢驗，確保該裝置的密封性。

圖1 封裝示意圖Fig.1 Schematic diagram of packaging

采用真空壓力浸滲法制備疊層縫合Cf/Al 復合材料，具體步驟為：將提純后的熔融鋁液和封裝好的預制體分別放在設備的不同位置，蓋好爐蓋密封設備，抽真空后充入氬氣進行洗氣，然后將設備加熱至560 ℃，保溫180 min 后放掉氬氣，再次抽真空，最后升起坩堝，使得升液管下端被鋁液浸沒，形成“液封”，通過控制氣壓至8 MPa 形成鋁液對纖維預制體的反重力填充，保壓20 min 后關閉設備，待冷卻至室溫后去除不銹鋼外殼及石墨模具即可得到疊層縫合Cf/Al 復合材料板。

1.3 低速沖擊實驗

按照ASTM D7136/D7136M—2012 進行低速沖擊實驗，利用電火花線切割機將疊層縫合Cf/Al 復合材料加工成150 mm×100 mm× 5.5 mm的試樣。采用Instron Dynatup 9250 HⅤ型落錘加載試驗機進行低速沖擊實驗，半球錘頭直徑為12.7 mm，質量為7.26 kg，定位精度為0.1 mm，最高沖擊速度為20 m/s，最高沖擊能量為826 J。該試驗機的沖擊能量是由落錘自身重力和設備頂部彈簧提供的，由于本實驗所需沖擊能量較低，可通過落錘上升的高度由自身重力勢能轉化為沖擊能量。實驗時將試樣固定在裝置底部，保證錘頭位于試樣中央，落錘上升至0.21 m、0.33 m 和0.43 m，對應沖擊能量為15 J、23 J 和30 J，然后釋放落錘，使其自由落體擊打試樣，同時采用自動裝置防止二次沖擊。沖擊過程中傳感器采集錘頭的能量、位移、接觸載荷等數據。沖擊實驗完成后，采用光學顯微鏡（OM）觀察試樣的表面損傷形貌，并利用工業數字X 射線成像系統（TITAN E320）進行直接數字化X 射線（directdigit radiography，DR）無損檢測。

1.4 沖擊后壓縮實驗

對沖擊后的試樣進行壓縮測試，為防止試樣在壓縮載荷下失穩，采用如圖2 所示的防失穩夾具，參照ASTM D7137/D7137M—2012 設計夾具，夾具內部通過螺栓調節松緊，根據試樣的尺寸進行設置，保證為試樣提供合適的邊界條件。實驗在WDW-E100D 電子萬能試驗機上進行，試樣夾持狀態如圖3 所示，加載方向沿預制體的經紗方向，加載速率為0.5 mm/min，同時記錄載荷-位移曲線，直到試樣失效停止測試。試樣的剩余壓縮強度σCAI根據式（1）計算：

圖2 夾具示意圖Fig.2 Schematic diagram of fixture

圖3 沖擊后壓縮實驗夾持狀態Fig.3 Clamping state of compression after impact test

式中：P為壓縮破壞載荷，N；b和h為試樣的寬度和厚度，mm。

壓縮實驗完成后，采用光學顯微鏡（OM）和場發射掃描電子顯微鏡（SEM）對試樣表面損傷及斷口形貌進行觀察。

2 結果及討論

2.1 低速沖擊實驗

2.1.1 損傷形貌

圖4 為疊層縫合Cf/Al 復合材料經過不同能量沖擊后的正反面損傷形貌及實時DR 成像。在試樣正面均出現了圓形凹坑，凹坑周圍均有因剪切作用產生的基體變形及開裂現象，背面出現局部“鼓包”并產生了沿經紗方向的裂紋，裂紋的長度隨著沖擊能量的增加而增長，這是由于疊層縫合Cf/Al復合材料的經紗股數比緯紗股數多，在沖擊載荷作用下，緯紗率先斷裂，從而導致裂紋沿經向擴展。隨著沖擊能量的增加，疊層縫合Cf/Al 復合材料的宏觀損傷程度越發嚴重。當沖擊能量為15 J 時，試樣背面僅出現基體開裂現象，當沖擊能量達到23 J 時，試樣背面產生了纖維拔出并伴隨少量纖維斷裂的現象，當沖擊能量達到30 J 時，試樣背面受拉伸應力造成大量纖維發生斷裂，但損傷并未產生穿透，沒有形成整體性斷裂（圖4（c-3））。

2.1.2 低速沖擊損傷機理

圖5 為疊層縫合Cf/Al 復合材料在不同能量沖擊下的時間-載荷曲線、時間-能量曲線和位移-載荷曲線。從圖5(a)時間-載荷曲線可以看出：在施加載荷初期，由于錘頭剛接觸到試樣，基體合金先受到擠壓，產生形變，出現裂紋，表現為載荷下降。隨著時間推移，錘頭繼續下壓，碳纖維開始承受沖擊載荷，纖維與基體界面開始出現脫粘現象，隨著載荷的增加，當大于纖維承載極限時，纖維將從基體中拔出并斷裂。當載荷越來越大，曲線逐漸產生波動，表明此時試樣內部已經產生纖維斷裂等一系列損傷，在30 J 沖擊能量下波動幅度更為明顯。當載荷達到峰值后，曲線開始平穩下降，隨著時間的增加，錘頭與試樣分離。從圖5(b) 時間-能量曲線可以看出：錘頭剛接觸到試樣時，吸收能量較少，曲線緩慢上升，隨著錘頭的下壓，接觸面積變大，吸收能量變快，經過大約5 ms，能量吸收達到穩定；但由于纖維拔出斷裂等損傷現象的出現消耗了一部分能量，導致實測能量值較設定值略低。從圖5(c)位移-載荷曲線可以看出：不同能量下，隨著位移的增加，載荷變化趨勢相同，且均以波動的形式增大。在載荷到達峰值后發生“斷崖式”下降，表明試樣內部結構已被破壞，不再具備吸收沖擊能量的能力。隨著施加的沖擊能量的增加，試樣受到的載荷增大，最大位移量也增大。

2.2 沖擊后壓縮實驗

2.2.1 剩余壓縮強度

圖6 為疊層縫合Cf/Al 復合材料經過不同能量沖擊后的剩余壓縮強度σCAI。由圖6 看出，在15 J 沖擊能量下，疊層縫合Cf/Al 復合材料的剩余壓縮強度為70.0 MPa，在23 J 沖擊能量下，其剩余壓縮強度為61.2 MPa，在30 J 沖擊能量下，其剩余壓縮強度為56.1 MPa。可見沖擊損傷對疊層縫合Cf/Al 復合材料剩余壓縮強度值的影響較為明顯，沖擊能量越大，剩余壓縮強度越低。其中在15 J 沖擊能量下的剩余壓縮強度最高，比在30 J 沖擊能量下的剩余壓縮強度高出24.8%，這是因為15 J 沖擊能量造成的損傷面積更小，表面也僅是基體開裂等輕微損傷，剩余承載力更好。

圖6 不同沖擊能量下疊層縫合Cf/Al 復合材料的剩余壓縮強度Fig.6 Residual compressive strength of Cf/Al composites with laminated stitch under different impact energy levels

2.2.2 損傷形貌

圖7 為疊層縫合Cf/Al 復合材料CAI 實驗后的破壞形貌示意圖。由圖7 可以看出，雖然有著不同程度的沖擊損傷，但是壓縮破壞均由受沖擊裂紋端部橫向擴展到試樣邊緣。局部破壞如圖8 所示，試樣均有翹曲，這是由于沖擊使得試樣背面鼓起。15 J沖擊能量作用下的試樣，受到壓縮載荷后產生彎曲變形，沖擊面的鋁合金因擠壓產生折痕，少量發生開裂現象，側面未出現明顯彎曲，但邊緣處有少量纖維絲拔出，如圖8(a)所示。23 J 沖擊能量作用下的試樣，因沖擊損傷較嚴重，基體與纖維結合強度減弱，在受到壓縮載荷后基體與纖維均被壓潰斷裂，沖擊面出現了連續的沿緯紗方向的橫向裂紋，從側面看基體與纖維受剪切作用變形，呈現出明顯的層狀彎曲，如圖8(b)所示。30 J 沖擊能量作用下的試樣，因沖擊產生的裂紋更長，損傷面積更大，導致壓縮產生的橫向裂紋靠近試樣上端，并伴隨著纖維拔出及斷裂等現象，從側面看基體和纖維均已斷裂，出現了約45°的斜向裂紋，并有部分纖維絲拔出，如圖8(c)所示。通過對比三種不同的CAI 損傷形貌，發現承受的沖擊能量越大，剩余承載力越差，CAI 破壞程度越嚴重。

圖7 疊層縫合Cf/Al 復合材料CAI 實驗后的破壞形貌示意圖（a）沖擊能量15 J；（b）沖擊能量23 J；（c）沖擊能量30 JFig.7 Failure morphology diagrams of Cf/Al composites with laminated stitch after CAI tests（a）impact energy 15 J；（b）impact energy 23 J；（c）impact energy 30 J

圖8 疊層縫合Cf/Al 復合材料CAI 破壞形貌及局部放大圖（a）沖擊能量15 J；（b）沖擊能量23 J；（c）沖擊能量30 JFig.8 CAI failure morphologies and local enlarged drawings of Cf/Al composites with laminated stitch（a）impact energy 15 J；（b）impact energy 23 J；（c）impact energy 30 J

圖9 為疊層縫合Cf/Al 復合材料CAI 斷口微觀形貌。由圖9 可以看出，斷口處纖維呈現出參差不齊的狀態，存在大量雜亂且斷裂程度不一的經向纖維，單根纖維大多呈現出剪切破壞的現象。致密的復合材料在進行壓縮時，經紗在剪切力的作用下向緯向和Z向產生偏移，纖維束與基體合金剝離開，導致纖維束間出現空隙，空隙的大小與沖擊能量的大小成反比，沖擊能量越小，復合材料內部的損傷越小，所受到的壓縮載荷越大，經紗偏移量越大，纖維束間空隙越大。在15 J 沖擊能量作用下，復合材料壓縮斷口處纖維束與基體合金的剝離明顯，纖維束間空隙較大（圖9(a)）。在23 J 沖擊能量作用下，復合材料的壓縮斷口處纖維束間雖然仍有較大空隙，但斷口相對平整，這是因為較大的沖擊損傷使部分纖維與基體已經脫粘，甚至產生裂紋，界面結合強度大大被減弱，界面失效后纖維與基體更易于被剪切折斷（圖9(b)）。在30 J 沖擊能量作用下復合材料的壓縮斷口較為平齊，纖維束與基體合金的剝離不明顯，這是因為復合材料在進行經向壓縮前存在嚴重的內部損傷，部分纖維產生裂紋，在壓縮載荷的作用下裂紋擴展至整個平面導致復合材料破壞失效（圖9(c)）。

圖9 疊層縫合Cf/Al 復合材料CAI 斷口微觀形貌（a）沖擊能量15 J；（b）沖擊能量23 J；（c）沖擊能量30 J；（1）低倍；（2）高倍Fig.9 Micromorphologies of CAI fracture of Cf/Al composites with laminated stitch（a）impact energy 15 J；（b）impact energy 23 J；（c）impact energy 30 J；（1）low magnification；（2）high magnification

2.2.3 CAI 失效機制

圖10 為疊層縫合Cf/Al 復合材料在受到不同能量沖擊后進行經向壓縮的位移-載荷曲線。從圖10 可以看出，在初始階段，三條曲線均呈非線性特征。隨著載荷的增加，三條曲線均進入線性階段，最后曲線急劇下降，此時載荷已到達復合材料的壓縮承載極限，材料開始卸載，隨著纖維斷裂等損傷大量出現，曲線開始快速下降，表明材料已被破壞，無法承載。結合三條曲線可以看出，沖擊能量越大，壓縮極限載荷越小。不同的是，在15 J 和23 J 沖擊能量作用下復合材料的壓縮曲線均呈現脆性斷裂的特征，這是因為沖擊能量較小，造成的損傷不嚴重，在壓縮載荷作用下纖維與基體需要承受更多的力，在界面產生損傷前，纖維與基體承受的力達到了其壓縮載荷極限，所以材料發生脆性斷裂。而在30 J 沖擊能量作用下復合材料的部分纖維已經斷裂，并且界面損傷嚴重，局部已經失效，無法有效傳遞載荷，導致纖維承載效果下降，基體必須承受更多載荷，因此加劇了基體的塑性變形，在位移-載荷曲線上呈現斜率下降的現象。由于纖維和基體無法共同承載，導致纖維沿界面剪切破壞。

圖10 不同沖擊能量下疊層縫合Cf/Al 復合材料的CAI 位移-載荷曲線Fig.10 CAI displacement-load curves of Cf/Al composites with laminated stitch under different energy levels

3 結 論

（1）疊層縫合Cf/Al 復合材料受到低速沖擊后，在沖擊正面產生圓形凹坑，背面鼓起并產生明顯的裂紋，隨著沖擊能量的增加，裂紋沿經紗方向擴展，復合材料的損傷模式主要表現為基體開裂、纖維拔出及斷裂。

（2）沖擊損傷對疊層縫合Cf/Al 復合材料的沖擊后壓縮（CAI）強度有著較大的影響，在15 J、23 J、30 J 的沖擊能量下，復合材料的剩余壓縮強度分別為70.0 MPa、61.2 MPa、56.1 MPa，其中在30 J 沖擊能量下復合材料的剩余壓縮強度比在15 J 沖擊能量下的低24.8%。

（3）疊層縫合Cf/Al 復合材料經過CAI 實驗后沖擊面產生了沿緯紗方向的裂紋，且裂紋隨沖擊能量的增加由沖擊裂紋端部逐漸橫向擴展到試樣邊緣。壓縮斷口處紗線結構破壞嚴重程度隨沖擊能量的增加而加重，纖維呈現出剪切斷裂后參差不齊的形貌。