聚酯纤维插层对碳纤维复合材料抗冲击性能的影响

    张云露

    摘 要： 为探明聚酯纤维插层对碳纤维复合材料抗冲击性能的影响， 通过落锤冲击试验， 借助C扫和扫描电镜分别在宏观和微观层面对基础板及插层板试样的损伤截面进行比对分析。 C扫结果表明聚酯纤维插层可大幅度提升复合材料的抗冲击性能， 阻碍裂纹的扩展； 扫描电镜结果表明无纺布聚酯纤维在复合材料中被树脂基体包围， 断裂过程中聚酯纤维通过拔出、 脱粘、 断裂等综合作用吸收了部分断裂能量， 造成裂纹在基体中沿曲线传播， 基体成河流状韧性断裂。 该研究结果可用于指导航空航天用复合材料的增韧设计， 同时对探索复合材料新型增韧方法、 提升复合材料飞行器抗冲击可靠性方面也具有重要意义。

    关键词： 碳纤维复合材料； 聚酯纤维插层； 落锤冲击； 复合材料增韧； 抗冲击性能

    中图分类号： TJ760； V257 文献标识码： A 文章编号： 1673-5048（2018）03-0088-05

    0 引 言

    与传统金属材料相比， 复合材料具有高强重比、 低热胀性、 出色的刚度、 优秀的疲劳性能和抗腐蚀性能等特点[1]， 无论是军用飞机还是民用飞机， 复合材料在飞机中比重都在不断加大， 应用范围从最初的次承力构件（例如控制面）发展到现在的主承力结构（例如机翼盒段）[2-3]。

    飞机结构中常用的复合材料面内力学性能优越， 但层间断裂韧性及层间强度偏低， 在外荷载作用下易产生分层， 对冲击破坏异常敏感[4]。 然而， 飞机复合材料部件在制造、 维修和使用过程中不可避免地会受到各种外部冲击， 如飞行中的鳥撞、 起飞和降落过程中的石子撞击、 装配维修中的工具坠落等。 相较于鸟撞等低概率高速冲击， 制造过程中的扳手掉落等大概率低速冲击同样会对材料造成不可逆损伤， 而且多数情况下这些损伤发生在部件内部， 被称为“难以觉察的冲击损伤”， 会使复合材料结构的压缩强度降低60%， 给飞机飞行带来潜在的危险， 也限制了复合材料结构的设计许用值的增加。 因此， 复合材料增韧技术受到了研究人员的广泛关注。

    目前， 对复合材料常用的增韧技术主要包括基体增韧、 纵向增韧（例如3D编织、 Tufting缝合、 Stitching缝合、 Z-pin增强等）[5-6]、 插层增韧等技术。 3D编织技术由于机器复杂和效率低的问题， 不能被广泛利用[7]。 Stitching和Tufting缝合是增强复合材料平面外性能的有效方式， 但会带来平面内性能的降低， 所以尚未应用于预浸料制作[8-10]。 Z-pin技术是一种新式的为预浸料增韧的手段， 但主要应用于“L”型拐角或“T”字型接头[11-13]。

    近年来， 新兴的插层增韧技术（Interleaving）[14]不仅克服了上述各增韧方法的不足， 而且由于其工艺简单、 成本低、 效率高等优点， 成为增韧技术的重点研究方向。

    1 试验材料与方法

    1.1 试验材料

    碳纤维复合材料基础板及插层板用树脂、 碳

    纤维布和聚酯纤维插层的材料清单如表1所示。 其中碳纤维布5HS（5-Harness-Satin）是一种航空用高强度五枚缎纹碳纤维布， 其碳纤维排布如图1所示。

    1.2 试验内容

    采用真空注胶工艺制作基础板和插层板， 碳纤维布和聚酯纤维层的排布如表2所示， 常温固化24 h后形成如图2所示的复合材料试样。

    采用Midas Water Jet C-Scan试验机分别对冲击前后的基础板和插层板进行C扫， 测试试样成型质量， 并在冲击后定量分析聚酯纤维插层对复合材料冲击韧性的影响。

    采用EVO MA 10扫描电子显微镜对落锤冲击破坏后的试样截面进行观察， 分析聚酯纤维插层对复合材料冲击韧性的影响及作用机理。

    2 试验结果与讨论

    2.1 复合材料板成型质量

    对注胶完成的基础板和插层板进行C扫， 结果如图4所示， 两类试样树脂浸润情况完好， 聚酯纤维插层的加入并未影响复合材料板的成型质量。

    2.2 冲击试验

    在5 J， 10 J， 15 J， 20 J， 30 J冲击载荷下， 基础板和插层板试样的正面情况如图5所示， 其凹痕深度测量结果如表3所示。

    对冲击后试样进行C扫， 基础板和插层板在不同能量下的损伤面积如图6所示。

    通过对比， 在5～20 J的冲击能量范围内， 即低于目视勉强可见冲击损伤的能量条件下， 基础板的损伤面积明显要大于插层板。 当冲击能量达到30 J时， 插层板和基础板的损伤面积基本相同， 沿层合板纵向的截面处形成了类似“喇叭”状的损伤形貌， 如图7所示。 结果表明， 当能量低于一定值时， 聚酯纤维插层可提升复合材料的抗冲击性能， 但在高冲击能量作用下对复合材料的高能量冲击性能影响有限。

    复合材料的裂纹扩展方式主要分为三种： Ⅰ型（张开型）、 Ⅱ型（划开型）和Ⅲ型（撕开型）。 复合材料在承受低速冲击过程中， 开裂形式以层合板的分层和基体开裂为主， 主要在Ⅱ型高剪切应力的作用下引发裂纹横向和纵向的扩展， 所有损伤被限制在一个锥形区域， 形成了“喇叭”状截面形貌。[15]

    为进一步分析低速冲击下聚酯纤维的增强机理， 借助扫描电镜对聚酯纤维增韧复合材料的冲击截面微观形貌进行系统研究。 落锤冲击试验后， 聚酯纤维复合材料试样断裂面的扫描电镜照片如图8所示。

    由图8可见， 冲击试样的层裂断面聚酯纤维在树脂基体中交织分布， 聚酯纤维与周围的树脂基体脱粘， 部分甚至拔出， 图中存在清晰的“剑鞘”痕迹， 同时树脂基体也发生了显著的塑性变形， 周围基体断面呈韧性“台阶状”断裂特征， 断面存在众多“河流状”分支， 导致裂纹在聚酯纤维插层中曲折扩展， 吸收了大量的冲击能量。 根据聚酯纤维的分布特点和形貌， 可推测在低能量冲击下聚酯纤维层在树脂基体中起到阻碍裂纹扩展的作用， 不仅能减慢层间裂纹扩展， 甚至可以止裂。

    3 结 论

    （1） 插层增韧技术可在较低成本的基础上大幅度提升碳纤维复合材料的抗冲击性能；

    （2） 复合材料在承受低速冲击过程中， 开裂形式以层压板内的分层和基体开裂为主， 在Ⅱ型高剪切应力的作用下引发裂纹横向和纵向的扩展， 损伤被限制在锥形区域， 截面处呈“喇叭”状；

    （3） 聚酯纤维插层在树脂基体中不仅能减缓层间裂纹扩展， 甚至可以止裂。 聚酯纤维被树脂基体包围， 在低速冲击过程中通过聚酯纤维的拔出、 脱粘、 断裂， 吸收了大部分的断裂能量， 使得裂纹沿树脂基体曲折扩展， 树脂基体也由脆性断裂转变为韧性断裂。

    参考文献：

    [1] 董慧民， 益小苏， 安学锋， 等. 纤维增强热固性聚合物基复合材料层间增韧研究进展[J]. 复合材料学报， 2014， 31（2）： 273-285.

    Dong Huimin， Yi Xiaosu， An Xuefeng， et al. Development of Interleaved FiberReinforced Thermoset Polymer Matrix Composites[J]. Acta Materiae Compositae Sinica， 2014， 31（2）： 273-285.（in Chinese）

    [2] Flynn B W， Bodine J B， Dopker B， et al. Advanced Technology Composite FuselageRepair and Damage Assessment Supporting Maintenance[R]. NASA-CR-4733. Washington： National Aeronautics and Space Administration， 1997.

    [3] 益小蘇， 曹正华， 李建宏， 等. 航空复合材料技术[M]. 北京： 航空工业出版社， 2013.

    Yi Xiaosu， Cao Zhenghua， Li Jianhong， et al. Aeronautical Composite Technology[M]. Beijing： Aviation Industry Press， 2013. （in Chinese）

    [4] Mills A R， Jones J.Investigation， Manufacture and Testing of DamageResistant Airframe Structures Using LowCost Carbon Fibre Composite Materials and Manufacturing Technology[C]∥ Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers， Part G， Journal of Aerospace Engineering， 2010， 224（4）： 489-497.

    [5] 蔡艳， 蔡玲， 朱林刚. 采用簇绒法缝纫的复合材料层压板抗冲击损伤性能研究[J]. 机械强度， 2014， 36 （4）： 620-624.

    Cai Yan， Cai Ling， Zhu Lingang. Investigations on Damage Resistance of Tufted Composite Panels [J].Journal of Mechanical Strength， 2014， 36 （4）： 620-624. （in Chinese）

    [6] 张涛涛， 周洪， 史文华， 等.Z-pin植入对二维机织复合材料层合板力学性能影响的数值模拟[J]. 复合材料学报， 2014， 31（2）： 295-303.

    Zhang Taotao， Zhou Hong， Shi Wenhua， et al. Numerical Simulation of the ZPin Inserting Effect on Mechanical Properties of 2D Woven Composite Laminate[J]. Acta Materiae Compositae Sinica， 2014， 31（2）： 295-303.（in Chinese）

    [7] Mouritz A P， Cox B N. A Mechanistic Interpretation of the Comparative InPlane Mechanical Properties of 3D Woven， Stitched and Pinned Composites[J].Composites， Part A： Applied Science & Manufacturing， 2010， 41（6）： 709-728.

    [8] Sohn M S， Hu X Z. Processing of CarbonFiber/Epoxy Composites with CostEffective Interlaminar Reinforcement[J]. Composites Science & Technology， 1998， 58（2）： 211-220.

    [9] Yoshimura A， Nakao T， Yashiro S， et al. Improvement on OutofPlane Impact Resistance of CFRP Laminates Due to ThroughtheThickness Stitching[J]. Composites， Part A： Applied Science and Manufacturing， 2008， 39（9）： 1370-1379.

    [10] Dell′Anno G， Cartie D D， Partridge I K， et al. Exploring Mechanical Property Balance in Tufted Carbon Fabric/Epoxy Composites[J]. Composites， Part A： Applied Science & Manufacturing， 2007， 38（11）： 2366-2373.

    [11] Wood M D K， Sun X N， Tong L Y， et al. The Effect of Stitch Distribution on Mode I Delamination Toughness of Stitched Laminated Composites—Experimental Results and FEA Simulation[J]. Composites Science & Technology， 2007， 67（6）： 1058-1072.

    [12] Mouritz A P. Compression Properties of ZPinned Composite Laminates[J]. Composites Science & Technology， 2007， 67（15）： 3110-3120.

    [13] Cartie D D R， Dell′Anno G， Poulin E， et al. 3D Reinforcement of StiffenertoSkin TJoints by ZPinning and Tufting[J]. Engineering Fracture Mechanics， 2006， 73（16）： 2532-2540.

    [14] Shyr T W， Pan Y H. Impact Resistance and Damage Characteristics of Composite Laminates [J]. Composite Structures， 2013， 62（2）： 193-203.

    [15] 益小蘇， 许亚洪， 程群峰， 等.层间韧化的碳纤维复合材料层压板的力学性能[J].材料研究学报， 2008， 22（4）： 337-346.

    Yi Xiaosu， Xu Yahong， Cheng Qunfeng， et al. Interlaminar Toughness and Characteristic Morphology of Laminated Graphite Composites InterlaminarToughened[J].Chinese Journal of Materials Research， 2008， 22（4）： 337-346.（in Chinese）

    Abstract： To explore the influence of interleaved polyester fibres to carbonfibre composite on impact resistance， dropping weight tests， Cscan system and scanning electron microscope are used to compare and analyze the damaged section of the specimen from macroscopic and microcosmic levels. The results of Cscan show that interleaved polyester fibres can impede the crack propagation and improve impact resistance of the material significantly. The results of scanning electron microscope show that the fibres of interleaved veils are surrounded by the resin matrix. It can absorb some energy in the pullout， debonding and crack process. The crack propagates along the curve in the matrix which results in a river shape ductile fracture of the matrix. The research can give guidance to toughening design of composite used in aeronautics and astronautics. It is also of great importance to explore the new toughening method of the composite and improve the impact resistance reliability of aircrafts.

    Key words： carbonfibre composite； interleaved polyester fibre； dropping weight impaction； composite toughening； impact resistance