航空复合材料疲劳性能分析范文

复合材料由于具有比刚度高、比强度大、抗腐蚀性好以及可设计等特性，已被广泛应用于航空工程领域，成为民用和军用飞行器结构的重要组成材料。在工程实际中，航空复合材料常会受到循环载荷的作用而产生损伤，出现疲劳裂纹，裂纹扩展引起刚度的退化和承载能力的下降，当承载能力下降超过复合材料的容许限度时发生断裂失效，对结构安全造成威胁。在循环载荷作用下，复合材料的宏观性能和微观结构发生变化，因此，研究航空复合材料的疲劳性能有重要的实际意义。

航空复合材料疲劳性能试验研究

航空复合材料的疲劳行为越来越受到人们的关注，进行了大量试验，通过试验了解循环载荷作用下复合材料宏观疲劳性能和分层扩展性能的变化。KawaiM等对GLARE2复合材料层合板进行了不同偏轴方向加载下的恒幅疲劳试验，试验结果表明：GLARE2复合材料在各个偏轴方向下的疲劳性能接近，其疲劳性能S－N曲线呈线性相关，且曲线的斜率随偏轴加载角的减小而略有增加。PanditaSD和VerpoestI对平面编织和针织纤维复合材料进行恒幅拉－拉加载下的疲劳试验，试验结果表明：平面编织和针织纤维复合材料的经向疲劳性能相近，但与针织纤维复合材料相比，编织纤维复合材料的纬向疲劳性能较差。YasminA和BowenP对陶瓷基复合材料进行应力比为0.1的疲劳试验，并绘制疲劳性能S－N曲线，发现：陶瓷基复合材料的疲劳寿命随最大疲劳应力的减小而增大。孔令美等在不同应力水平加载下对玻璃纤维/乙烯基酯树脂复合材料进行疲劳试验，分析其宏观疲劳性能，试验结果表明：施加50%以下的应力水平进行加载时，玻璃纤维/乙烯基酯树脂复合材料的疲劳寿命较长，但当施加应力水平达到80%及以上时，疲劳寿命迅速缩短，这说明加载应力水平越高，玻璃纤维增强复合材料的失效变形越大，疲劳寿命越短。MitrovicM等在不同的加载方式下（拉－压、压－压、块谱和实测载荷谱），对航空复合材料层合板进行分层扩展试验，试验结果表明：载荷之间的交互作用对复合材料层合板的疲劳损伤产生影响，其中，高载－低载的加载方式所造成的疲劳损伤大于低载－高载造成的损伤。ChoiSW等分别在压－压和实测载荷谱加载下，对边缘缺口碳纤维/环氧基树脂复合材料层合板进行分层扩展试验，试验结果表明：层合板产生的疲劳损伤主要由载荷谱中的高应力循环造成，而低于缺口处抗压强度60%的疲劳载荷对疲劳损伤没有影响；复合材料的分层扩展寿命随着加载载荷的增加而线性减小。ArgüellesA等针对碳纤维/环氧树脂基复合材料，进行了控制位移的I型分层扩展和控制载荷的II型分层扩展试验，试验结果表明：改性树脂基复合材料具有不错的I型和II型分层扩展性能，其中，长寿命区对应的分层扩展性能较好。一些学者还通过试验研究了循环载荷作用下航空复合材料的剩余刚度、剩余强度和疲劳极限等特性。FerreiraJAM等分别在恒幅控制位移和控制载荷的加载方式下，对3种不同铺层顺序的玻璃纤维/聚丙烯基复合材料层合板进行疲劳试验，结果表明：在控制位移和控制载荷加载方式下，复合材料层合板的疲劳损伤机制相同；层合板的剩余刚度在疲劳寿命前5%阶段发生衰减，之后直到失效刚度的下降甚微；铺层顺序对复合材料层合板的疲劳极限有显著影响，其中，铺层顺序为[+45/0/－45/0/+45/0/－45]的层合板的疲劳极限比[+30/－30/+30/0/+30/－30/+30]高10%至15%，而铺层顺序为[0]7的层合板疲劳极限分别为先前两者的1.5和1.8倍。徐建新和冯振宇试验研究了恒幅疲劳加载下不同铺层方式的复合材料层合板的刚度随循环次数的变化趋势，试验结果表明：复合材料层合板的刚度随循环次数的增加基本呈现下降趋势，其中，准各向同性铺层方式层合板的刚度衰减最为明显，而正交异性铺层方式层合板的刚度变化不够显著。XiongJJ等在MTS880－50kN疲劳试验机上对T300/QY8911碳纤维增强中心圆孔板状试样进行拉－拉和压－压疲劳试验，其中，借助防失稳夹具完成压－压疲劳试验，试验结果表明：在拉－拉循环载荷作用下，试件中心孔处的应力集中减小，复合材料层合板的剩余强度提高；而在压－压循环载荷作用下，复合材料层合板的剩余强度降低。方光武等在对2D针刺C/SiC复合材料进行拉－拉疲劳试验，结果表明：2D针刺C/SiC复合材料具有较好的抵抗疲劳能力，随着加载循环次数的增加，其剩余强度先增大后减小。SchonJ根据飞机机翼实测载荷谱进行加载，对碳纤维/环氧树脂基复合材料连接件进行疲劳试验，试验结果表明：低于复合材料疲劳极限的应力循环对试样的疲劳寿命不产生影响，考虑这一因素，滤去载荷谱中的低应力循环能够加快试验进度且保证试验结果的有效性。ZhangC等试验研究了2.5D－C/SiC复合材料的纵向和横向疲劳性能，发现纵向的疲劳极限是横向的1.5倍，这是由于纵向和横向的纤维束数量不同导致。在试验的基础上，常采用扫描电镜（SEM）分析复合材料试样断口的微观结构，探寻循环载荷下航空复合材料损伤机理的变化。冯培锋等对玻璃纤维和碳纤维增强复合材料层合板进行断口分析，发现在不同的应力水平加载下试样的损伤机理明显不同：在低应力水平加载下，试样断裂失效前出现大量的疲劳损伤，而在高应力水平下，试样经历的疲劳损伤较少。PanditaSD和VerpoestI对平面编织和针织纤维复合材料的断口分析显示：平面编织纤维复合材料的疲劳失效形式与加载方向有关，其中轴向加载下以纤维失效为主，而偏轴加载下以基体失效为主；平面针织纤维复合材料的疲劳裂纹均在与载荷方向垂直的织物处萌生，之后沿着针织方向进行扩展。王军等对T300和T700碳纤维增强复合材料进行断口分析，发现：与T300相比，T700碳纤维的延伸率较大，从而T700复合材料层合板的疲劳寿命分散性更小；同时，T700碳纤维表面更光滑，纤维与树脂基体的界面性能较弱，导致T700复合材料层合板断口处的分层和劈丝现象明显。ZhangC等对2.5D－C/SiC复合材料的断口分析显示：复合材料的疲劳裂纹主要在纤维束交叉位置萌生，而疲劳裂纹的扩展导致了复合材料的断裂失效。LuoZ等对SiC/SiC复合材料进行断口分析，发现：在超过材料比例极限的高应力水平加载下，疲劳载荷主要由纤维承受；在低于材料疲劳极限的低应力水平加载下，疲劳载荷主要由基体承受；而对于比例极限与疲劳极限之间的应力水平，其疲劳载荷由纤维和基体共同承受。

航空复合材料疲劳性能模型表征研究

在循环载荷作用下，航空复合材料的疲劳性能常借用Basquin模型进行表征。CaprinoG和GiorleoG考虑应力比的影响对Basquin模型进行修正，并采用威布尔分布模拟失效概率，根据修正的Basquin模型绘制了复合材料疲劳性能S－N曲线，与试验数据吻合良好。PetermannJ和PlumtreeA在Basquin模型的基础上，考虑复合材料开裂面上正应力和剪应力的影响，提出了单向复合材料层合板的统一疲劳寿命失效模型，能够评估单向层合板在不同方向和应力比加载下的疲劳性能，模型的有效性在试验中得到了验证。EpaarachchiJA和ClausenPD同时考虑了加载频率和应力比的影响对Basquin模型进行非线性修正，修正模型的分析结果表明：在相同环境温度下，玻璃纤维增强复合材料的疲劳寿命分别随着加载频率和加载应力比的增大而线性提高。XiongJJ和ShenoiRA将n次循环后的剩余强度R(n)引入Basquin模型，提出了复合材料疲劳性能n－S－R曲面模型，模型可以有效表征复合材料在不同应力水平和剩余强度下的疲劳寿命，计算结果与试验相差不大。剩余刚度模型也常用于航空复合材料疲劳性能的表征，一些学者对此进行了研究，万志敏和赵承杰将复合材料层合板的性能作为随机变量进行表征，提出了剩余刚度衰减模型，建立了剩余刚度分布函数，并给出剩余刚度与疲劳寿命之间的关系，模型的预测结果与试验吻合良好。PaepegemWV等和TserpesKI等针对复合材料的面内循环加载问题，提出了表征刚度退化、应力分配和永久变形的剩余刚度模型，构建了复合材料的应力－应变－损伤函数关系，模拟疲劳演化规律。XiongJJ等在n－S－R曲面的基础上进一步提出应变控制下的复合材料剩余刚度曲面模型，考虑了n次循环后剩余刚度下降的影响，模型预测结果在碳纤维/环氧树脂基复合材料的试验中得到了验证。此外，廉伟和姚卫星还提出了剩余刚度－剩余强度的关联模型，给出了基于剩余刚度和剩余强度的损伤定义间的关系，并通过试验对模型进行校验，分析表明：剩余刚度－剩余强度关联模型能较好地描述各类铺层复合材料的刚度退化规律，并能符合复合材料疲劳损伤的演化机制。航空复合材料在循环载荷作用下的分层扩展性能常借用Paris模型进行表征，SchönJ和AllegriG等考虑应力比对复合材料分层扩展性能的影响，在Paris模型的基础上，提出了修正的分层扩展速率表征模型，模型分析结果表明：随着应力比的提高，复合材料的分层扩展速率减慢；与Paris模型相比，修正模型的拟合精度更高，能更好地描述分层扩展性能的变化规律。ShivakumarK等和MurriGB在Paris模型的基础上引入能量释放率门槛值IthG和分层断裂韧性IRG，同时考虑了分层扩展的近门槛区、稳定扩展区和快速扩展区3个阶段，提出了表征复合材料分层扩展性能的全范围模型，模型的预测精度高，但需要大量的试验数据确定待定参数，限制了在工程上的应用。YunXY等基于欧拉梁和断裂力学理论，考虑应力比效应的影响，提出了复合材料层合板II型分层扩展能量释放率II∆G的表示方法，并借助Paris模型表征II型分层扩展速率，分析结果的有效性在碳纤维/环氧树脂基复合材料的II型分层扩展试验中得到了验证。此外，还借助内聚力模型表征航空复合材料的分层扩展性能，BarenblattGI在描述疲劳裂纹的演化时引入了内聚力的概念，提出了内聚力模型，模型的主要参数有反映疲劳裂纹萌生的最大界面强度σc和反映裂纹扩展的断裂韧性Gc，从而将疲劳裂纹萌生和扩展相结合，能有效表征复合材料的分层扩展特性。

航空复合材料疲劳寿命估算研究

航空复合材料的疲劳寿命常借助不考虑载荷交互作用的线性累积损伤Miner理论进行估算，BondIP借助雨流计数法对实测载荷谱进行处理，之后采用Miner理论估算复杂时间加载历程下的疲劳寿命，结果的有效性在玻璃纤维复合材料试验中得到了验证。YaoWX和HimmelN假定循环载荷造成的疲劳损伤与复合材料的剩余强度成正比，建立了疲劳损伤增量与瞬时剩余强度的函数关系，并采用线性累积损伤Miner理论预测碳纤维增强复合材料的疲劳寿命，预测结果与试验吻合良好。ChoiSW等基于恒载疲劳试验数据，采用Miner理论计算各个应力水平造成的疲劳损伤，当损伤累积达到允许值1时，复合材料层合板发生断裂失效，获得实测载荷谱加载下的疲劳寿命，具有不错的预测精度。CainKJ等和齐红宇等考虑应变等效原理构建复合材料刚度衰减与疲劳损伤的关系，并采用Miner理论预测疲劳寿命，计算结果表明：复合材料层合板剪切方向上的疲劳累积损伤最大；疲劳累积损伤与微裂纹的聚合程度有关，当微裂纹聚合困难时疲劳累积损伤较小，而当微裂纹聚合成主裂纹时疲劳累积损伤较大，寿命预测结果与试验的最大相对偏差为12.2%。刘关心等考虑循环载荷作用下复合材料层合板刚度和强度退化的影响构建出双参数疲劳模量的衰减模型，并采用Miner理论估算其在变幅载荷作用下的疲劳寿命，具有较高的预测精度。罗晓平和曹国廷以直升机复合材料桨叶为研究对象，建立ε－N曲线模型，之后利用线性累积损伤Miner理论预测疲劳寿命，并研究不同飞行任务剖面和桨叶载荷对疲劳寿命的影响，计算结果表明复合材料桨叶在常规飞行状态下为无限寿命设计，Miner理论能有效评估直升机复合材料结构的疲劳寿命。此外，一些学者还借助有限元仿真分析航空复合材料的疲劳性能，并采用Miner理论预测寿命，AttiaO等和TserpesKI等借助有限元仿真模拟复合材料疲劳失效的渐进损伤过程，之后采用修正的Paris模型和线性累积损伤Miner理论估算疲劳寿命，计算结果与试验吻合良好。WahabMMA等借助有限元仿真分析复合材料胶接结构的应变能释放率，并基于Paris模型建立了失效循环的积分表示方法，之后采用Miner理论估算疲劳寿命，由于没有考虑疲劳裂纹萌生和小裂纹扩展的影响，估算结果偏于保守。徐颖等和郭葳等基于ANSYS有限元软件，利用APDL语言开发了复合材料层合板的疲劳渐进损伤分析程序，能够模拟不同铺层顺序和尺寸的层板试样疲劳裂纹萌生、裂纹扩展和失效的全过程，为复合材料疲劳寿命预测提供帮助。广布疲劳损伤是工程结构中广泛存在的一种损伤形式，由于疲劳裂纹间的相互作用，导致结构的剩余强度下降，临界裂纹尺寸缩短，疲劳寿命明显减少，从而对结构安全造成严重影响。针对金属结构的广布疲劳损伤问题，常基于断裂力学理论建立疲劳裂纹萌生的表征模型，并借助有限元仿真模拟应力场，之后采用蒙特卡洛随机理论分析疲劳裂纹的扩展和演化过程，估算金属结构的剩余寿命。但目前的研究主要集于金属结构，对于航空复合材料结构的广布疲劳损伤问题研究较少，有待进一步探索。

结束语

航空复合材料疲劳性能的研究主要包括试验、模型表征和寿命估算3个方面。试验方面，测量了S－N曲线、分层扩展性能、剩余刚度、剩余强度和疲劳极限等参数，并通过断口金相分析揭示其疲劳损伤机理，发现航空复合材料的疲劳性能受到纤维和基体材料、铺层顺序、加载方式以及失效形式等诸多因素的共同影响；模型表征方面，常采用Basquin模型和剩余刚度模型表征航空复合材料的疲劳性能，而采用Paris模型和内聚力模型表征其分层扩展性能，验证结果的有效性；寿命估算方面，通常借助不考虑载荷交互作用的线性累积损伤Miner理论估算疲劳寿命，计算简便但精度欠佳。但目前对航空复合材料疲劳性能的研究大多集中于恒幅加载情况，在实测载荷谱加载下的疲劳性能试验研究较少，缺乏载荷之间交互作用对复合材料疲劳性能影响的深入认识。考虑实测载荷谱中载荷顺序效应的影响构建航空复合材料疲劳性能表征模型，并找到计算简便而准确的寿命预测方法，需要进一步研究和探索。

作者：刘牧东 单位：中国直升机设计研究所