【原】《Composite Structures》:碳纤维/玻璃纤维混合编织层合板冲击后拉伸疲劳性能研究（一）：实验研究

导读

碳纤维和玻璃纤维编织复合材料结构广泛应用于航空领域。冲击导致的基体裂纹，层间分层和纤维破坏等损伤会显著降低复合材料结构的力学性能。在疲劳载荷作用下，结构中的冲击损伤会逐渐扩展，导致结构失效，产生严重的后果。目前的研究工作主要关注压-压和拉-压疲劳载荷作用下冲击后复合材料层合板的疲劳性能，对于冲击后编织复合材料的拉伸疲劳性能研究很少。直升机叶片复合材料蒙皮通常是由薄碳纤维和玻璃纤维混合编织复合材料层合板构成，在实际飞行中，易遭受冲击，且主要承受拉伸疲劳载荷。

为进一步研究薄碳纤维和玻璃纤维混合编织复合材料层合板的冲击后拉伸疲劳性能，University of Toulouse和Airbus Helicopters的A. Rogani 和P. Navarro（通讯作者）等在《Composite Structures》上发表了题为“Study of post-impact behaviour of thin hybrid carbon/epoxy and glass/epoxy woven composite laminates under fatigue tensile loading – Part I : Experimental study”的文章，借助利用RX层析成像和数字图像相关技术对冲击后拉伸疲劳损伤扩展进行了监测，研究了薄碳纤维和玻璃纤维混合编织复合材料层合板冲击后拉伸疲劳失效机制。

1 试验程序

薄碳纤维和玻璃纤维混合编织层合板试样为G0C45C45和G0C45C0, G0C0C45，其中G代表玻璃纤维，C代表碳纤维，0表示（0/90）铺层，45表示（±45）铺层。此外，为对比说明混合编织层合板的冲击后拉伸疲劳扩展行为，也对单一材料编织层合板C0C0、C45C45和G0G0进行了同样的测试。

首先对试样进行落锤冲击试验，冲击能量分别为2.25J、4J、6.25J、9J和16J。然后，对冲击后试样进行拉伸疲劳测试，采用位移控制（如图1所示），频率为15Hz，动静载荷比为0.9。疲劳试验中，测量支持反力，利用DIC技术检测试样上下表面的应变场，并采用RX层析成像观测试样内部损伤。

图1  疲劳加载示意图

2 低速冲击结果

三种薄碳纤维和玻璃纤维混合编织层合板试样冲击损伤图如图2-4所示，三种单一材料编织层合板冲击损伤图如图5-7所示。结果表明：不同冲击能量水平导致的损伤模式与损伤尺寸不同，在低能量冲击下，底部铺层发生纤维破坏，表面铺层出现基体损伤，在较高能量冲击下（如9J和16J），由于冲击头发生了穿透，损伤模式与损伤尺寸相似。

图2 G0C45C45试样冲击损伤.

图3 G0C45C0试样冲击损伤.

图4 G0C0C45试样冲击损伤.

图5 C0C0试样冲击损伤.

图6 C45C45试样冲击损伤.

图7 G0G0试样冲击损伤.

3 冲击后拉伸疲劳性能

3.1 G0C45C45构型

G0C45C45 构型的疲劳试验结果如图8-11所示，结果表明：1）玻璃纤维铺层出现经纱和纬纱束断裂，碳纤维铺层出现纤/树脂断裂和纤束内部断裂；2）支反力曲线上的载荷下降与玻璃铺层的破坏相对应；3）玻璃铺层中纤维断裂长度的演变规律在不同冲击能量和位移载荷作用下是相似的。损伤长度随疲劳循环变化可以分为三部分；4）冲击能的增加或位移水平的增加导致疲劳损伤起始和玻璃纤维铺层失效的循环次数减少，且两者之间的差值也变小；5）疲劳初始应变值随着冲击能量的增加而增大，直至收敛到一个最大值。

图8  G0C45C45试样冲击后拉伸疲劳下的RX层析成像.

图9  G0C45C45试样的载荷演化.

图10  G0C45C45试样中玻璃纤维铺层纤维破坏长度的演化.

图11  G0C45C45试样中玻璃纤维铺层在疲劳初始阶段的应变场.

3.2 G0C45C0构型

G0C45C0构型的疲劳试验结果如图12-14所示，结果表明：1）根据冲击能量和位移载荷水平的不同，试样呈现2种不同的疲劳损伤演化行为；2）在低能量和低位移载荷作用下，上表面的玻璃纤维铺层呈45°破坏，下表面的碳纤维铺层呈现垂直的基体裂纹。在高能量和高位移载荷作用下，三个铺层均发生了破坏，损伤开始沿45°扩展，最后水平扩展。

图12  G0C45C0试样冲击后拉伸疲劳损伤的两种演化行为.

图13  G0C45C0试样的载荷演化.

图14  G0C45C0试样冲击后拉伸疲劳损伤扩展.

3.3 与单一材料编织层合板构型对比

与C45C45和G0G0层合板的疲劳试验结果（如图15-17）对比，得到结论：对于G0C45C45构型，疲劳损伤扩展行为主要由两个碳纤维层的行为来控制，而玻璃层的应变受到C45层的变形的影响，裂纹呈现45°。此外，与C0C0层合板的疲劳试验结果（如图18）对比，阐述了G0C45C0构型两种疲劳损伤演化的规律。

图15  C45C45试样冲击后拉伸疲劳RX层析成像.

图16 G0G0试样疲劳加载时的应变场.

图17 G0G0试样纤维破坏长度演化.

图18 C0C0试样疲劳加载时的应变场.

3.4 铺层顺序的影响

对比G0C45C0和G0C0C45构型的疲劳试验结果（如图19-20所示），表明铺层顺序影响着疲劳损伤演化规律，这是因为冲击后每个铺层的损伤是不一样的，玻璃纤维铺层的疲劳损伤行为由中间碳纤维铺层控制。

图19  G0C0C45试样冲击后拉伸疲劳损伤的第一种演化行为.

图20  G0C0C45试样冲击后拉伸疲劳损伤的第二种演化行为.

4 小结

该研究工作借助RX层析成像和数字图像相关技术试验，通过与单一材料编织层合板构型的对比，研究薄碳纤维和玻璃纤维混合编织复合材料层合板冲击后拉伸疲劳失效机制，也探究了铺层顺序对冲击后疲劳损伤演化的影响。本文为第一部分的试验研究，第二部分的数值研究将在下一次稿件中详细阐述。

原始文献：A. Rogani, P. Navarro, S. Marguet et al. Study of post-impact behaviour of thin hybrid carbon/epoxy and glass/epoxy woven composite laminates under fatigue tensile loading-Part I: Experimental study [J]. Composite Structures,2021, 260: 113449.