（航空宇航制造工程专业论文）cc复合材料疲劳性能的研究.pdf

西北工业大学硕士论文 摘要 摘要 碳碳( c c ) 复合材料具有密度小、强度高、耐摩擦、抗烧蚀、高温性能良 好等优点，广泛应用于航天航空等高科技领域。作为理想的高温结构材料，c c 复合材料在使用过程中不可避免地涉及疲劳加载的情况，疲劳损伤累积到一定程 度，材料会发生突然的疲劳失效现象，危害性极大。目前对c c 复合材料疲劳性 能的研究还处于初级阶段，深入、全面地研究其疲劳性能具有重要意义。 本文首先对纤维网胎叠层纵向针刺、一层无纬碳布与一层超薄型网状织物相 间隔叠层、碳布叠层纵向穿刺三种c c 复合材料进行了三点弯曲试验，研究了其 弯曲力学性能及其弯曲断裂机理。对对称正交铺层c c 复合材料和一层无纬碳布 与一层超薄型网状织物相间隔叠层c c 复合材料进行了拉伸试验，研究了两种材 料的拉伸力学性能及其拉伸断裂机理。 对对称正交铺层c c 复合材料进行了应力控制的拉伸疲劳试验，应力比为 0 1 ，频率1 0 赫兹，试验温度为室温。试验中发现：对称正交铺层c c 复合材料 的疲劳寿命分散性很大；材料的s n 曲线呈明显的三段式，对应的应力控制区为 静强度区、退化区和安全区；材料具有“疲劳强化”现象，疲劳剩余强度提高的 最大值为1 5 7 ；在疲劳载荷作用下，材料的刚度几乎不降低；材料的疲劳极限 为1 6 0 脚口，约为静拉伸强度值的9 1 7 ，在疲劳周次超过1 0 4 以后试样几乎不 再破坏，材料具有很好的抗拉疲劳性能。通过对材料的显微分析发现：在相对较 小的疲劳载荷作用下，材料内部的纤维几乎没有受到损伤；在材料的拉伸疲劳过 程中，“界面控制”起主要作用。根据试验数据，用非线性最小二乘法拟合的材 料的s - n 曲线方程为： s ：1 + o 0 7 9 1 。f 。pf f ! g f 型! ! 2 4 3 。7 1 一l1 l l l2 8 18 6 ， jj 该方程能够很好地预测材料的疲劳极限。 利用n a s t r a n 软件对对称正交c c 复合材料铺层结构的拉伸力学性能进行了 有限元分析，并根据有限元分析结果，利用m s c 。f a t i g u e 软件对材料的拉伸疲劳 性能进行了模拟，生成了材料在1 7 0 m p a 下三角波载荷作用下的疲劳寿命云图。 关键词：c t c 复合材料疲劳有限元法m s c f a t i g u e 堕! ! 三些查兰堡主丝兰垒望兰! 垦垒! ! a b s t r a c t c a r b o n - c a r b o nc o m p o s i t e s ( c c s ) a r et h eo n l yl o w - d e n s i t ym a t e r i a l st h a tc a l l m a i n t a i nh i g hs t r e n g t ha n dt o u g h n e s sa th i 曲t e m p e r a t u r e su pt o2 2 7 3 k ，w i t hah i 【g h t h e r m a ls h o c kr e s i s t a n c e ，ah i g hr e s i s t a n c et o w e a ra n dg o o df r i c t i o np r o p e r t i e s s o c c sh a v eb e e nu s e di nm a n ya r e a se s p e c i a l l yi nt h ea e r o s p a c ef i e l d a st h ei d e a l c a n d i d a t ef o rh i g l lt e m p e r a t u r es t r u c t u r a lm a t e r i a l s ，c c sa r ei n v o l v e di nf a t i g u el o a d s i n e v i t a b l y f a t i g u eb e h a v i o ri so n eo f t h em o s ti m p o r t a n td e s i g np r o p e r t i e sf o rp r i m a r y l o a db e a r i n gs t r u c t u r e si n t e n d e df o rl o n g - t e r ma s e h o w e v e r , o n l yaf e ws t u d i e so nt h e f a t i g u eb e h a v i o ro fc c sh a v eb e e nr e p o s e da n dt h eg o v e r n i n gm e c h a n i s m so ft h e f a t i g u eb e h a v i o rh a v en o tb e e ns u c c e s s f u l l yd e s c r i b e d s ot h es t u d yo nt h ef a t i g u e b e h a v i o ro fc c si ss i g n i f i c a n ta n dm e a n i n g f u l t h r e e p o i n tb e n d i n gt e s ta n ds t a t i ct e n s i l et e s tw e r ec o n d u c t e df o rc c s ，t h e i r f a i l u r em o d e sw e r ei n v e s t i g a t e db ya n a l y z i n gt h e i rb r o k e ns e c t i o n sw i t hs e m o b s e r v a t i o na n ds t r e s s - s t r a i nc u r v e s t h et e n s i l ef a t i g u eb e h a v i o ro fac r o s s - p l yc a r b o n - - c a r b o n l a m i n a t ew a s e x a m i n e da tr o o mt e m p e r a t u r e t e n s i o n - t e n s i o nc y c l i cf a t i g u et e s t sw e r ec o n d u c t e d u n d e rl o a dc o n t r o la tas i n u s o i d a lf r e q u e n c yo f1 0h zt oo b t a i ns t r e s s - - c y c l e s r e l a t i o n s h i p t h ef a t i g u el i m i tw a sf o u n dt ob e1 6 0m p a 侈1 7 o ft h et e n s i l e s t r e n g t h ) a n dn of r a c t u r ew a gf o u n da to v e r1 0 4c y c l e s 丑1 er e s i d u a lt e n s i l es t r c n g h o fs p e c i m e n st h a ts u r v i v e df a t i g u el o a d i n gw a se n h a n g c e d ，a n dt h ei n n e rf i b e r so f m a t e r i a lw e r en o td a m a g e da i m o s t l yw i t l ls m a l ls t r e s sl o a d i n g t h e “i n t e r f a c ec o n t r o l ” p l a y e da ni m p o r t a n tr o l ei nt h ef a t i g u el o a d i n g t h es h a p eo fs - nc u r v eo fc c c o m p o s i t e sf i i s 讲a y e dt h r e es e g m e n t sa n dt h ed a m a g e df o r mo fm a t e r i a lb yf a t i g u e l o a d i n gw a sd i f f e r e n ti nd i f f e r e n ts e g m e n t t h ef o r m u l aw a sg i v e nt od e s c r i b e dt h e s - nc u r v eo f c r o s s p l yc a r b o n - c a r b o nl a m i n a t e ，a n di tc a nf o r e c a s tt h ef a t i g u el i m i to f c c sc o m m e n d a b l y t h em e t h o d so ff e mw i t hn a s t r a nw a su s e dt oa n a l y s i st h em e c h a n i c a lp r o p e r t y o fc r o s s - p l yc a r b o n - - c a r b o nl a m i n a t ea n di t st e n s i l ef a t i g u ep r o p e r t yw a sa n a l y s e di n m s c f a t i g u e k e y w o r d s ：c a r b o n - c a r b o nc o m p o s i t ef a i t g u e f e mm s c f a t i g u e 西北工业大学硕士论文 1 1 c c 复合材料概述 第一章绪论 1 1 1c c 复合材料的优异性能 c c 复合材料是以碳纤维或石墨纤维为增强体，碳或石墨为基体的一类复合 材料，是新材料领域中重点研究和开发的一种新型超高温材料，它的显著特点“。- 是： 密度低( 小于2 0 9 c m 3 ) 。 商温力学性能优异。在惰性气氛下，随着温度的升高，c c 复合材料的强 度不断增加，至1 2 0 0 2 2 左右时达到最大，然后逐渐下降，至2 0 0 0 2 2 时，强度与 室温强度接近，2 0 0 0 2 2 以后，强度持续下降，塑性增加。c c 复合材料这一独特 性能是其它材料如金属基复合材料、陶瓷材料等所无法比拟的。 优异的抗烧蚀性能。c c 复合材料是一种升华一辐射型烧蚀材料，被烧蚀 时吸收的热量高，向周围辐射的热流大，烧蚀均匀。而且其热膨胀系数低、抗热 冲击性好，不仅可以用于高温环境，还适合温度急剧变化的场合。作为烧蚀、防 热材料，其优越性是无与伦比的。 耐摩擦磨损性能优良。其摩擦系数小、性能稳定，是各种耐磨和摩擦部件 的最佳候选材料。 强度、模量高。由于其低密度、高强度、高模量，因此其比强度、比模量 高，很符合现代结构或装备材料轻型化要求。 c c 复合材料还具有其它复合材料的优点，如疲劳强度高、抗蠕变性能良好、 结构尺寸设计灵活、耐腐蚀等。其最大的缺点是高温下抗氧化能力差，在空气 中，5 0 0 以e 有明显的氧化现象，而且随温度升高，氧化越来越严重，c c 复 合材料的多孔性导致氧化不仅发生在材料的表层，而且延伸至一定的深度，7 的氧化失重将导致强度下降5 0 ，因此c c 复合材料的防氧化技术非常重要。 1 1 2c c 复合材料的发展历程 c c 复合材料自1 9 5 8 年问世以来就引起了全世界的关je ，各发达国家纷纷 两北工业大学碗士论文绪论 投入这方面的研究。在近5 0 年研究中，c c 复合材料的发展大致可以分为四个 阶段： 6 0 年代初期为c c 复合材料基础研究阶段，c c 复合材制各工艺处于实验研 究阶段，以化学气相沉积工艺为代表。1 9 6 3 年日本成功研制出了沥青基碳纤维， 制造出高模量、高强度、低成本的碳纤维，极大地促进了高性能c c 复合材的发 展，为此后c c 复合材的应用打下了良好的基础： 7 0 年代末期为c c 复合材料的应用开发阶段，在这个阶段c c 复合材料逐 渐在工程中得到应用，以飞机碳刹车片和c c 复合材料导弹端头帽的应用为代 表： 8 0 年代为c c 复合材料热结构应用开发阶段，此阶段c c 复合材料的研究 极为活跃，在提高性能、快速致密化工艺研究及扩大应用等方面取得很大进展， 尤其以皖天飞机抗氧化c c 复合材料锥帽和机翼前缘的应用为代表； 9 0 年代以来是c c 复合材料新工艺开发和民用应用阶段。此阶段中c v d 、c v i 工艺的发展使得c c 复合材料的制备周期大大缩短、成本显著降低，c c 复合材 料制品逐渐走向民用化，以高性能燃气涡轮发动机航天器和高温炉发热体等领域 的应用为代表，而且c c 复合材料的应用领域从航天航空已经扩展到了核能、冶 金、医疗、汽车、体育用品等众多领域。 1 1 3c c 复合材料的应用 c c 复合材料的优异特性使其既可作为结构材料承担载荷，又可作为功能材 料发挥作用，因此受到了各国军方的高度重视，在航空和航天领域迅速得到应用 1 4 6 。 c c 复合材料以其优良的耐摩擦磨损性能，及质轻、优异的高温力学性能和 热学性能，被成功地应用于飞机刹车装置。目前，已有6 0 多种型号的飞机均采 用c c 复合材料的刹车盘，一半以上的c c 复合材料用作飞机刹车材料。采用 c c 复合材料刹车盘的突出优点是： 1 ) 重量轻一大型客机采用c c 复合材料刹车盘后可减重约6 0 0 公斤，一年 降低飞行成本上百万美元； 2 ) 使用寿命长一约为钢刹车盘的5 7 倍，性能价格比大于钢刹车盘： 3 ) 使用性能高一与钢刹车盘相比，有热稳定性好、使用温度高、每次飞行 磨损小、可超载使用等优点。 西北工业大学硕士论文 绪论 图卜l 大型民航客机机轮刹车盘 c c 复合材料另一重要的应用领域是用做航天飞机、宇宙飞船、战略导弹等 进入大气层的飞行器的防热材料和火箭发动机的烧蚀材料。目前c c 复合材料己 成功地用于航天飞机的鼻锥和机翼前缘，火箭发动机的喷管，导弹的端头帽等构 件。 图卜2 导弹的头锥 三维纺织技术的出现，使得c c 复合材料的层问性能和抗冲击性能得到极大 提高，大大促进了c c 复合材料的应用和发展，使其不仅可以用做耐高温抗烧蚀 的功能材料，还可以用做结构材料，承受一定的力和冲击。所以c c 复合材料是 一种很有潜力的超高温材料。 由于c c 复合材料极强的超高温性能，目前各国研究人员把注意力集中于将 该材料用于高温长时间使用的热结构方面的研究，尤其是如何将其用于新一代高 性能航空发动机的热端部件。目前，能够在1 6 0 0 2 0 0 0 c 高温下正常工作的材 料只有c c 复合材料，其用于发动机的热端部件有以下的优越性：在1 6 0 0 。c 以上仍能保持强度不降低；减轻发动机重量，提高推重比；减少冷空气消耗， 西北_ 【_ = 业大学硕士论文绪论 提高发动机效率：提高工作温度，提高发动机的热效率。可以说哪个国家能完 全解决c c 复合材料的问题，哪个国家就享有了发展高性能发动机的主动权。 总之，c c 复合材料以其优异的性能，不仅可以作为耐高温、耐摩擦磨损、 抗烧蚀的功能材料，又可以作为结构材料，在未来的航空航天等高科技领域得到 发展。 1 2c g 复合材料力学性能及疲劳行为的研究进展 由于c c 复合材料具有以上的优异特性，自其5 0 年代末问世以来就引起了 全世界的关注，各发达国家纷纷投入这方面的研究。c c 复合材料作为不承载零 部件，已成功用于飞机刹车盘、火箭喷管喉衬和防热零部件等，对于这方面的研 究，技术已经比较成熟。近年来，由于纺织技术的进步，c c 复合材料的性能得 到了很大的提高，人们已经开始了c c 复合材料结构方面的应用研究，如将其用 于火箭喷管出口锥、涡轮发动机零件、航天航空飞行器构件、卫星构件等，这些 零部件要承受主结构载荷或热结构载荷。 对于c c 复合材料的力学行为，国内外学者做了大量研究”。顾震龙等测 定了国产3 d c c 复合材料的拉压模量、剪切模量、泊松比、剪切极限应变，建立 了双模量的复合材料力学模型，给出了表征c c 复合材料双模量模型的表达式， 提出了可以作为设计依据的3 d c c 复合材料在复杂应力状态下的强度准则，并实 验证明了3 d c c 复合材料在拉伸、压缩时的应力一应变关系基本上是线性的，在 受剪力作用时应力一应变曲线是非线性的。韩杰才等把毡基c c 复合材料简化成 短切纤维增强复合材科，分析了其裂纹扩展阻力特性。曾汉民等用扫描电镜和透 射电镜系统研究了国产c c 复合材料不同工艺、不同结构、不同使用条件下，纤 维、基体、界面的细微观特征，为指导c c 复合材料研究和工艺改进提供了理论 基础。d o m o n t 等研究了3 d c c 复合材料的损伤力学规律，分析了其损伤的演化 过程，实验测得了基体和界面的损伤演化。f e l d m a n 根据石墨晶体结构的各向异 性，探讨了3 d c c 复合材料的残余应力分布。j o n e s 通过测定材料主方向上的拉 伸和压缩特性曲线，建立了c c 复合材料的j o n e s - n e l s o n - m o r g a n 非线性多模量 材料模型。 目前人们对c c 复合材料的疲劳行为已经做了一些研究。a o t z t u r k 、k e n g o t o 及y z p a p p a s 等人在实验中发现：c c 复合材料，随着疲劳载荷周期数的 增加，基体中会产生基体裂纹，纤维会出现脆断和拔出现象，纤维和基体的界面 会出现纵向开裂以及纤维脱粘行为，对于碳布叠层的c c 复合材料还常有分层现 亘! ! 三些查兰堡主笙苎一型 象，他们认为c c 复合材料的疲劳行为主要体现在纤维、基体、界面三者的微观 结构变化上，基体裂纹、界面脱粘、纤维断裂或拔出是c c 复合材料的主要损伤 形式。在c c 复合材料的疲劳研究中发现c c 复合材料有优异的抗疲劳性能及疲 劳强化特性。k e ng o t o 。1 ”在实验中测定的c c 复合材料拉一拉疲劳极限为静态拉 伸强度的9 0 ，而且发现疲劳载荷作用下的c c 复合材料的剩余疲劳强度有所提 高。韩红梅在c l c 复合材料的拉拉疲劳实验中发现，当循环周次到1 0 4 以上时， 其试样的剩余强度是原静态强度的1 5 倍。y a s u h i r ot a n a b e 等人在实验中测定 的弯曲疲劳极限为静弯曲强度的8 0 以上，而且发现c c 复合材料的弯曲疲劳剩 余强度稍高于原始静弯曲强度。在研究中，人们还发现c c 复合材料疲劳试验数 据的分散性很大，分散度高达2 0 以上。 c c 复合材料的力学性能和疲劳行为不仅与材料组成、结构有关，还与测试 的试验参数有关。不同载荷、不同加载频率得到的c c 复合材料的力学性能和疲 劳行为有很大的差异。目前对c c 复合材料的力学性能和疲劳行为的研究虽然受 到了广泛的重视，但仍然很有限，尤其是对c c 复合材料疲劳行为的研究还很少。 1 3 选题依据和主要研究内容 c c 复合材料综合了碳材料的高温性能和复合材料的优异力学性能，具有高 的比强度和比刚度、优异的抗烧蚀性能和抗摩擦性能、良好的抗热震性能、低蠕 变、高温下强度保持率高以及生物相容性好等一系列优异的性能，它既可以作为 功能材料，又可以作为高温结构材料使用，是目前唯一可以用于2 8 0 0 高温的 复合材料“。迄今为止，c c 复合材料已成功地应用于导弹的再入头锥、固体发 动机喷管、航天飞机结构件、刹车盘、热交换器、高功率电子装最的散热装置和 人工骨骼、关节、牙齿等诸多领域，有很大的发展潜力和广阔的应用前景。 作为理想的高温结构材料，c c 复合材料在使用过程中不可避免地会遇到疲 劳加载的情况，而疲劳损伤的逐步积累会在某一循环次数下导致材料的突然断 裂，这种断裂往往无明显征兆，危害性极大，尤其是在c c 复合材料用于航空航 天等领域时造成的损失会更大，因此对其疲劳行为进行研究具有十分重要的意 义。 尽管c c 复合材料在高温下有很高的强度和刚度，但到目前为止它还没有用 于主要的承力构件，仅仅用于耐热、耐磨结构。其中限制c c 复合材料使用的原 因之一就是缺乏对其长期使用可靠性的研究，对于长期使用的主要承载构件，其 材料的疲劳性能是一个很重要的设计参数，然而，到目前为止，对c c 复合材料 两北工业大学硕士论文绪论 疲劳行为的研究很少，其疲劳断裂机理还没有得到很好的描述“。 c c 复合材料的疲劳行为不仅与材料本身有关，还与制作工艺、试验测试参 数有关。作为结构件使用，其使用环境比较复杂，所受疲劳载荷的大小、种类、 加载频率等是多种多样的，因此需要对c c 复合材料的疲劳机理进行全面深入的 研究。 c c 复合材料的损伤表现为基体裂纹、界面脱粘、纤维断裂或拔出等多种损 伤形式，这些损伤形式还会相互影响和组合，使得c c 复合材料表现出非常复杂 的疲劳行为，而且c c 复合材料生产周期长，制造工艺复杂，价格昂贵，这些 都增加了对c c 复合材料疲劳性能研究的难度 总的来说，对c c 复合材料疲劳性能的研究还处于初级阶段，在许多问题上 仍缺乏深入的了解，c c 复合材料的疲劳问题，仍是今后复合材料研究的一个重 要方向， 针对上述情况，本文做了以下研究工作： 1 c c 复合材料力学性能的研究对纤维网胎叠层纵向针刺、一层无纬碳 布与一层超薄型网状织物相间隔叠层、碳布叠层纵向穿刺三种c c 复合材料进行 了三点弯曲试验，研究了它们的弯曲力学性能，并通过显微观察分析了三种材料 的弯曲断裂机理。同时对对称正交铺层c c 复合材料和一层无纬碳布与一层超薄 型网状织物相间隔叠层c c 复合材料进行了拉伸试验，研究了两种材料的拉伸力 学性能，并通过显微观察分析了它们的拉伸断裂机理。 2 c c 复合材料拉伸疲劳性能的研究对对称正交铺层c c 复合材料进行 了拉伸疲劳试验，研究了材料的拉伸疲劳性能，通过显微观察，分析了拉伸疲劳 过程中材料内部的损伤过程，并对试验过程中材料表现出的“疲劳强化”现象进 行了分析，用非线性晟d , - - 乘法拟合了材料的s - n 曲线，该曲线可以很好地预测 材料的疲劳极限。 3 基于淞c f a t i g u e 的c c 复合材料疲劳性能的研究对对称正交c c 复 合材料铺层结构的拉伸力学性能进行了有限元分析，并根据有限元分析结果，利 用m s c f a t i g u e 软件对材料在三角波载荷作用下的疲劳寿命进行了预测，生成了 正交对称铺层c c 复合材料在1 7 0 m p a 载荷作用下的疲劳寿命云图。 两北工业大学硕士论文c c 复合材料力学性能及断裂机理的研究 第二章c c 复合材料力学性能及断裂机理的研究 2 1 c c 复合材料的制备 c c 复合材料生产过程中的第一步是选择碳纤维，制作复合材料的骨架( 预 制体) ，然后液相浸渍或化学气相渗透，最后石墨化处理，工艺流程如图2 - i 所 示。 图2 - l c c 复合材料的制各- 艺流程图 c c 复合材料生产过程中的两个关键步骤是制各预制体和致密化处理，对于 高温环境下使用的c c 复合材料，防氧化处理也非常重要。 碳纤维预制体的制造是c c 复合材料生产过程中非常重要的工序，它构成 7 西北工业大学硕士论文c c 夏台材料力学性能发断裂倒【理的研冗 c c 复合材料的骨架，不仅决定了碳纤维的体积含量和方向，还会影响材料的后 期致密化处理和力学性能。c c 复合材料的预制体可以采用纤维( 或布、带、条) 缠绕、短切纤维模压或喷射成形为布叠层或碳毡等形式、布叠层或碳毡加垂直平 面的纤维束穿刺、纤维编织等多种形式。 随着纺织技术的进步，尤其是多维整体编织技术的出现，使得c c 复合材料 充分发挥了其潜力和可设计性。现在c c 复合材料增强体有单向、两向、三向、 四向、五向、七向、十一向等多种形式，根据织物的成形技术，预制体可分为机 织、编织、针织和非织造结构，目前用的最多的是毡基针刺、碳布叠层、三维编 织预制体结构。 预制体是c c 复合材料的骨架，总的来说，三维或多维预制体形式的c c 复 合材料的力学性能较一维、二维、碳布、毡基的好一些，尤其是材料的层间剪切 强度得到极大的提高。生产中根据对c c 复合材料需求的不同，选取不同形式的 预制体。 致密化处理是一个十分复杂的工艺过程，其目的是填充碳纤维预制体中的孔 隙。c c 复合材料生产过程中的致密化通常采用液相( 热固性树脂或热塑性沥青) 浸渍再碳化处理或化学气相渗透( c v i ) ，前者易于填充碳纤维预制体中的大孔， 后者易于填充小的孔隙，两种方法也常常结合起来使用。 c v i 法是现今致密化技术 的主流，各种快速致密化工艺 都是在其基础上发展起来的， 如热梯度c v i 工艺、压差c v i 工艺、热等静压工艺等。常用 的c v i 工艺是在部分真空下， 把甲烷、天然气等碳氢化合物 加热到分解温度以上，使其高 温裂解，裂解出的碳逐步堆积 在碳纤维的表面，填充碳纤维 预制体中的孔隙，生成c c 复 合材料。图2 2 为等温化学气 相渗透法示意图，等温化学气 相渗透法是c v i 中常用的一 种方法。 抽真空 载气十碳氢气体化合物 图2 - 2 等温c v i _ t 艺示意图 墨筒 应线圈 根据不同的需要，c c 复合材料还要进行石墨化处理和抗氧化处理。而墨化 西北工业大学硕士论文c c 夏台材料力学性能及断裂机理的研筑 处理可以提高材料的石墨化程度，改善材料的导电、导热性能，提高材料的各向 异性，并降低材料的硬度，使其利于加工。对于高温环境下使用的c c 复合材料， 还要进行抗氧化处理。目前，已经发展了多种抗氧化技术，如在基体材料中添加 抗氧化剂，表面、界面及纤维的抗氧化陶瓷喷涂等，稳定持久的抗氧化防护技术 是c c 复合材料研究的一个重点。 2 2c c 复合材料弯曲力学性能及断裂机理的研究 2 2 1 试验材料、试样的制备及试验方案 试验材料i 及试样i 的制备： 材料i 的制备：预制体由碳纤维网胎叠层、纵向连续针刺而成，如图2 3 历 示，纤维采用的是日本生产的1 2 kp a n 基碳纤维t 一3 0 0 ，其基本性能列于表2 一l ， 预制体的体密度为0 2 9 c m 3 。致密化过程采用的是c v i 致密化工艺，前驱体为 天然气，载气为氮气，沉积温度为8 0 0 。c 1 2 0 0 c ，石墨化温度为2 1 0 0 。c ，时间 为2 5 小时，最终生成的c c 复合材料为圆棒形状，体密度为1 7 8 9 c m 3 。 一 z 髓岛i 增强扦地 图2 - 3 预制体 表2 - 1t - 3 0 0 纤维的基本性能参数 试样i 的加工：首先用金刚石电锯将棒材切成薄片，然后用线切割的方法加 工成型。由于本试验所用的( ：c 复合材料为横观各向同性材料，为测定材料不同 翌些三些查兰堡主堡壅 里! 墨鱼堑垫垄堂堡堂墨堑型垫墨塑旦塑 方向的力学性能，将试样加工成两种形式：横向( 垂直于增强纤维的方向) 和纵 向( 平行于增强纤维的方向) ，试样为6 0 x 1 5 x 5 m m 3 的矩形长条，如图2 4 所 不。 横向 图2 4 试样i 纵向 试验材料i i 及试样i i 的制备： 材料i i 的制各：预制体采用一层无纬碳布与一层超薄型网状织物( 特殊碳 毡) 相间隔叠层形式，无纬碳布为0 。9 0 。铺层，铺层厚度为1 5 + 1 层c m ，布毡 比( 7 5 ：2 5 ) 2 ，预制体的体密度为0 6 9 c m 3 ，纤维采用的是3 kp a n 基碳纤维 t - 3 0 0 。致密化过程采用的是快速c v d 致密化工艺，沉积气体为丙烯，载气为氮 气，沉积温度为8 0 0 1 2 0 0 ，石墨化温度为2 1 0 0 ，时间为2 5 小时，生成 的c c 复合材料为块状，如图2 4 所示，体密度为1 7 6 9 c m 3 。 图2 4 材料i i 试样i i 的加工：首先用金刚石电锯将块状材料i i 切成薄片，然后用线切割 的方法加工成型，试样的表面平行于碳布平面，为6 0 1 2 x 3 t i n 3 的矩形长条， 如图2 7 所示。 碳布铺层 碳毡铺层 图2 7 试样i i 试验材料i l i 及试样i i i 的制各： 材料i i i 的制备：预制体采用碳布叠层纵向穿刺的形式，无纬碳布为0 。9 0 。 西北工业大学硕士论文 c i c 复合材料力学性能及断裂机理的研究 铺层，预制体的体密度为0 7 9 c m 3 ，纤维采用的是1 kp a n 基碳纤维t - 3 0 0 。致 密化过程采用的是c v i 致密化工艺，前驱体为丙烯，载气为氦气，沉积温度为 8 0 0 1 2 0 0 。c ，石墨化温度为2 1 0 0 。c ，时间为2 5 小时，最终生成的c c 复合 材料为厚约3 衄的薄板，如图2 - 5 所示，体密度为1 7 8 9 c m 3 。 图2 5 材料i i i 试样i i i 的加工：试样由线切割方法加工成型，试样的表面平行于碳布铺层 方向，垂直于增强纤维方向，为6 0 7 3 m m 3 的矩形长条。 试验方案：对三种试样进行三点弯曲试验，测定三种材料的弯曲力学性能， 并对三种试样的断口进行显微观察，确定每种材料的弯曲断裂机理，同时进行材 料i 不同方向上力学性能的对比，分析导致不同方向上材料弯曲性能不同的原 因，对三种材料的弯曲力学性能进行对比，分析纤维含量、生产工艺等对材料力 学性能的影响。 试验在i n s t r o n 8 8 7 1 液压伺服试验机上进行，试验机最大载荷为l o k n ，精 确度误差小于0 1 0 。上压头半径5 衄，下支座半径2 岫，跨距5 0 衄，加载速 度0 5 哪m i n ，试验温度为室温。弯曲强度和弯曲模量的计算公式如下 3 p o f2 面 。蹬f l 二 丘。2 4 b h 2 3 一a f 其中，叶为弯曲强度( m p a ) ，吩为弯曲模量( g p a ) ，p 为最大载荷( n ) ，l 为跨距( m m ) ，h 为试样厚度( m 肌) ，b 为试样宽度( m m ) ，0 v 为载荷一 位移曲线的斜率。 2 2 2c c 复合材料的弯曲力学性能及断裂机理分析 按照试验方案一进行弯曲试验，试验数据见表2 2 、表2 3 、表2 4 和表2 5 。 表2 - 2 试样i 三点弯曲力学性能数据表( 纵向) 表2 - 3 试样i 三点弯曲力学性能数据表( 横向) 试样弯曲强度( m p a )弯曲模量( g p a )最大力处的挠度( m i l l ) 由表2 - 2 和2 3 可知，材料i 的弯曲强度和弯曲模量偏低，试样的最大弯曲 强度为2 4 i o m p a ，最大弯曲模量为4 3 4 g p a ，而且纵向试样的弯曲性能比横 向试样的还要低，纵向试样的平均弯曲强度为1 4 7 1 m p a ，为横向试样平均弯曲 强度的7 1 7 ，平均弯曲模量仅为3 4 2 g p a 。从以上数据可以看出，材料i 的 弯曲性力学能低，不能作为高温抗弯结构材料使用。 西北工业大学硕士论文 c c 复合材料力学性能及断裂机理的研究 圈2 - j 材料i 情曲方倥挡曲蜣1 ，谯冉2 ，取肖 从图2 - 5 可以看出，材料i 的两个方向上的弯曲力一位移蛆线在力达到最大 之前都近似呈直线关系，而且应力达到最大值后迅速下降，均呈典型的脆性断裂 方式。由图2 - 6 、2 - 7 可知，两种试样的断裂方式相同：微裂纹扩展形成大裂纹， 大裂纹扩展，并与其它裂纹相交、会合，形成贯穿试样横截面的主裂纹，导致材 料断裂。 ( ” ( 2 ) 图2 - 6 断裂试样i 的宏观裂纹( 1 ) 横向( 2 ) 纵向 ( 1 )( 2 图2 - 7 宏观裂纹的会舍( 1 ) 横向( 2 ) 纵向 外力作用在纤维增强复合材料上时，力主要由材料中的纤维承担，纤维的承 载能力很强，使得基体材料的性能得到提高。当材料中纤维的体积含量太低时， 纤维的增强效果不明显，很多文献都己报道过，纤维增强复合材料随纤维体积含 量的增加其强度增加。材料i 中纤维的体积密度仅为0 ，2 9 c m 3 ，纤维含量太低， 13 堡些三些查堂堡主丝苎! 竺塞鱼塑坚垄兰丝丝墨堑型! ! 矍竺翌塞 这是其弯曲力学性能低的主要原因。纤维不仅可以起到增强复合材料强度的作 用，还可以增加复合材料的韧性，很多脆性基体加入增强纤维后韧性增加，材料 在弯曲、拉伸等过程中会表现出不同程度的伪塑性行为。复合材料中增强体的含 量过少会使得材料的性能更类似于基体，基体碳的力学性能偏低，属于典型的脆 性材料，因此材料i 的弯曲力学性能低、且呈脆性断裂。 纤维纵向穿刺增强材料的同时，也会引起横向面内纤维的损伤，使得材料的 横向强度受到影响。 从图2 - 8 中可以看到，试样的表面存在大量的的微孔洞，而且纵向材料的表 面微孔洞较横向的更深、更长，呈沟槽形状，这也是导致材料i 的力学性能低的 一个原因，同时也是导致纵向材料力学性能低于横向材料力学性能的一个原因。 从图2 6 ( 2 ) 中可以看出，毡基铺层问存在大量的鱼鳞状的突起，材料的裂 纹就是沿着这些突起进行扩展的，图2 8 ( 2 ) 中可以看到突起的两侧是凹陷的沟 槽，它的存在使材料在外力作用下更容易形成裂纹，并且使得裂纹更容易扩展， 这也是导致纵向材料力学性能低于横向材料力学性能的一个原因。 ( 1 ) 。( 1 ) 其中，、口为材料常数，为疲劳寿命。 本文采用吴富强“提出的基于w e i b u l1 分布的适用于纤维增强复合材料的 应力一寿命血线模型： 蹦棚h 一( 半肿) 其中，s = 吒。，为最大载荷，吒。为载荷方向上材料的静拉伸强 度，n 为材料在d k 下的疲劳寿命，m 、b 和口为材料常数。 由表3 - 1 中数据，用非线性最小二乘法拟合式( 2 ) ，得到如图3 - 8 所示的曲 线，参数m 、b 和口的拟合值分别为0 0 7 9 1 、2 8 1 8 6 和2 4 3 0 7 。 图3 - 1 1s - n 曲线的拟合 由于试验数据的分散性很大，拟合的曲线只能近似模拟s n 曲线的大致走 向，从图3 8 中可以看到曲线的拟合效果很好。 最大应力，：静 jl j i j 8 斟一 数 次- 卜 堂 数 一 眄 冉 邛 n n 拉伸强度 西北工业大学硕士论文c c 复合材料疲劳行为的研究 由该模型中可以得到，当j v 寸0 0 时，s - 9 1 一m ，m 反映材料的疲劳极限。 式中m 的拟合值为0 0 7 9 1 ，材料的疲劳极限估算为s “1 一m = l o 0 7 9 1 = o 9 2 0 9 ， 与试验测得的材料的疲劳极限0 9 1 7 的误差仅为0 4 0 2 ，所以可以根据试验测 得的数据对公式( 2 ) 进行拟合，估算材料的疲劳极限。 3 4 本章小结 对对称正交铺层c c 复合材料进行了应力控制的拉伸疲劳试验，应力比为 0 1 ，频率1 0 赫兹，试验温度为室温。试验中发现：对称正交铺层c c 复合材料 的疲劳寿命分散性很大；材料的s n 曲线呈明显的三段式，对应的应力控制区为 静强度区、退化区和安全区；材料具有“疲劳强化”现象，疲劳剩余强度提高的 最大值为1 5 7 ；在疲劳载荷作用下，材料的刚度几乎不降低；材料的疲劳极限 为1 6 0 m p a ，约为静拉伸强度值的9 1 7 ，在疲劳周次超过1 0 4 以后试样几乎不 再破坏，材料具有很好的抗拉疲劳性能。通过对材料的显微分析发现：在相对较 小的疲劳载荷作用下，材料内部的纤维几乎没有受到损伤；在材料的拉伸疲劳过 程中，“界面控制”起主要作用。根据试验数据，用非线性最小二乘法拟合的材 料的s - n 曲线方程为： s = ，+ 。，fe x f 一( 黜 2 。4 3 。71 一， 该方程能够很好地预测材料的疲劳极限。 西北工业大学硕士论文基于m s cf a t i g u e 的c c 复合材料疲劳有限元分析 第四章基于m s c f a t ig u e 的c c 复合材料疲劳有限元分析 4 1m s c f a t i g u e 有限元分析 材料疲劳行为的主要研究内容是揭示各种实际材料在应力或应变的反复作 用下发生失效的微观结构变化过程和宏观规律，准确预测材料的疲劳寿命。目前 确定材料疲劳寿命的方法主要有两大类，一类是试验法，它直接通过试验来获取 材料的疲劳性能和疲劳寿命，由于复合材料的疲劳行为( 尤其是c c 复合材料) 不仅与材料组成、结构有关，还与测试的试验参数等有关，试验数据分散性很大， 因此试验法要基于大量的试验数据，才有一定的可靠性，无论是人力、物力还是 财力都是一个很大的开销；另一类是试验分析法，亦称科学疲劳寿命分析法，它 是根据材料的应力一应变特性，建立材料的力学分析模型，分析材料的力学性能， 进而根据分析模型确定材料的疲劳寿命，这种方法的最大好处是降低疲劳分析对 大量试验的依赖性，并且可以节省人力、物力和财力。 巨固 圈4 - 1m s c f a t i g u e 软件框架 堕! ! 三些查兰堡主笙兰 量三! = 竺! 兰：! 竺堡坚塑型曼墨盒型型些蔓壹堡娈坌堑 m s c f a t i g u e 是基于试验分析方法的通用性很强的基于有限元分析结果的疲 劳分析设计工具，可灵活地用来预测各种复杂零构件的疲劳寿命，图4 1 为 m s c f a t i g u e 软件框架。 它是由m s c 和n c o d e 公司共同开发的一套大型高级软件包，它将已有的有限 元计算结果作为输入，进一步分析结构的疲劳寿命。由于在自身的前处理系统中 提供了专用的工具包，它可以允许用户选择对有限元模型任一细节进行疲劳寿命 分析，从而实现了有限元分析和疲劳寿命计算之间的高度整合。m s c f a t i g u e 即 可以采用自身的前后处理器来单独运行，也可以和p a t r a n 环境以及n a s t r a n 有 限元分析器高度集成。它提供了友好的用户界面以及广泛的输入输出接口，可 以同其它有限元分析软件如a n s y s 、a b a q u s 、m a r k 等以及c a d 软件如a u t o c a d 、 c a t i a 、u g 、p r o e 等进行数据交换，是一套非常出色的结构疲劳有限元软件包。 m s c f m i g u e 的主要分析功能： 1 ) 全寿命分析：它是最传统的疲劳寿命分析方法，以材料或零件的应力为 基础，用雨流循环计数法和p a l m g r e n - m i n e r 线性累积损伤理论，进行全寿命分 析。全寿命分析可以选择诸如平均应力修正方法和置信参数等不同的分析参数， 可以应用材料或零件的s - n 曲线。材料的s - n 曲线允许指定材料表面的抛光和热 处理方法。这种方法对裂纹的产生和扩展不加以明确的区分，能够预测到有较大 的损伤或破坏为止的总寿命，也能够对材料在一系列循环载荷作用下各部位的损 伤度、剩余寿命进行评价。 2 ) 应变寿命分析：在m s c f a t i g u e 软件中，应变疲劳的分析方法是所谓的 裂纹萌生分析法或局部应力一应变法，它用循环应力一应变模型和n e u b e r 法进行 寿命分析，这种方法一般用于对整个结构的安全性可能造成致命危险的高应变 区域。 3 ) 根据线弹性断裂力学进行疲劳裂纹扩展分析：这种方法建立在线弹性断 裂力学的基础上，比较适用于结构的疲劳损伤容限分析。 4 ) 疲劳寿命敏感度分析及优化：m s c f a t i g u e 可对不同材料、焊接类型、 载荷大小、各种修正法、耐久性、可靠度、表面加工处理、残余应力、应力集 中等设计和制造中的因素进行敏感度分析，并可针对性地进行优化设计。 此外m s c f a t i g u e 软件也提供下述重要功能： 1 ) 材料、载荷历程数据库管理：m s c f a t i g u e 软件包中内建了进行疲劳寿 命分析所不可缺少的各种材料数据库，包括d i n 、s e a 、a s t m 等在内的约9 0 种 标准材料数据、3 7 种材料形状和裂纹应力强度因子数据以及载荷时间历程数据 库，并可以方便地根据任一字段进行编辑和检索，具有表格输出和图象管理等 堕j ! 三些查兰堡圭堡兰苎：! 竺! ! ：! 型壁! 塑! 竺堡鱼塑整壅茎壹堕娈坌塑 功能。 2 ) 同各种有限元软件兼容的接口：m s c f a t i g u e 软件根据有限元计算结果来 进行疲劳寿命分析，所以首先必须用有限元分析程序计算出结构的线性静态分析 或瞬态响应分析的结果，m s c f a t i g u e 与全开放式前后处理器m s c p a t r a n 可以 实现无缝整合，可存取任何由m s c n a s t r a n 、a n s y s 、m s c m a r c 、a b a q u s 等主要 有限元分析软件包得到的有限元计算结果。 3 ) 结果的后处理：m s c f a t i g u e 得到的各种分析结果可用m s c p a t r a n 的标 准后处理功能来进行处理，例如通过把分析对象的损伤度及疲劳寿命分布用适 当的图象形