复合材料冲击后压缩强度试验
复合材料薄板冲击后压缩性能研究
分关 心 的 问题 。评 价复 合材料 冲击 阻抗 性能 的指 标 是 冲击后压 缩 （ ＡＩ强 度 ， 内外 许 多学 者 都 Ｃ ） 国 对 此 问 题 进 行 了 研 究 。林 智 育 等 对 Ｔ ０ ／ ３０
正能 将三维动态有 限元 素法 和三维静态有 限 元相结合 ， 实现 了层合板 冲击损伤与统计分析 ，
Ｑ ８ １ 和 Ｔ ０ ／４５两种材料体系的冲击后压 Ｙ ９１ ３０ ５０
收 稿 日期 ： ０ １— ７—１ ２１ ０ ２
作者简介 ： 丁聪 （９ ３ ， ， １８ 一） 男 上海人 ， 助理工程师 ， 主要研究方 向： 复合材料结 构设计 与分析 ， — ａ ： ｎ ｃｎ ＠ｃｍ ｃＣ 。 Ｅ ｍ ｉ ｄ ｇｏ ｇ ｏ ａ ．Ｃ ｌｉ
第２ 卷 第５ ８ 期
２ １ １ １ 年 ０ ０月
， ＋ ”＋ ”＋ “— ‘ 、
沈 阳 航 空 航 天 大 学 学 报
Ｊ ｕ ｎ ｌｏ ｅ ｙ ｎ ｒ ｐ ｃ ｉ ｅ ｓｔ ｏ ｒ ａ ｆＳｈ ｎ ａ ｇ Ａｅｏｓ ａ ｅ Ｕｎ ｖ ｒｉ ｙ
Ｖ Ｏ１ ２ Ｎ ｏ ５ ．８ ．
Ｏｃ ． ２ ０ ｌ ｔ １
｛ 料工 材 程｝
ｋ －＋ ＋ ＋ 。＋ 一
文章编号 ： ０ ５—１４ （ ０ １０ ０ ３ ０ ２９ ２ ８ ２ １ ）５— ０ ８— ５
复 合 材料 薄 板 冲击 后 压 缩 性 能研 究
丁 聪 李 萍 关志 东 ， 星 ， ， 李
比了不同铺层、 不同材料复合材料薄板的 Ｃ Ｉ Ａ 性能。
１ 标准 Ｃ Ｉ Ａ 试验方法
复合 材 料 层 合 板 Ｃ Ｉ的 试 验 方 法 很 多 ， Ａ ∞０ ∞∞ ∞ ∞∞ ∞ ∞ ∞ Ａ Ｔ Ｂ ｅ ｇＳ Ｃ Ｓ Ｍ、 ｏｉ 、 Ａ ＭＡ、 Ｒ Ｇ＿ 等机构都 提 出 ｎ ＣＡ ６
T300级复合材料冲击容限和拉伸强度
T300级复合材料冲击容限和拉伸强度北京航空航天大学附属中学成员：崔容熊天宇张子琪指导教师：魏云波（以上姓名排序皆按照姓氏字母顺序）摘要：采用落锤式冲击台冲击了国产T300复合材料层板，测量冲击高度与冲击凹坑深度的关系。
采用高频疲劳力学试验机对冲击后的复合材料层板进行了压缩强度试验，测定了冲击凹坑深度与压缩剩余强度之间的关系，对复合材料层板的冲击损伤及其强度有深入的了解，验证了前人的猜想，得到了关于冲击凹坑深度、冲击能量、压缩(拉伸)强度的关系，这大大方便了实际中的简便计算。
关键词： T300级复合材料冲击损伤容限拉伸强度一、前言1.研究背景：目前冲击损伤是飞机结构强度设计中一个非常重要的问题。
飞机在实际飞行中由冰雹，鸟撞或者在维修过程中不经意都会对连接件产生一定程度的冲击损伤，并且在连接件材料的表面留有一定的破坏凹坑或表面拉伸。
而且，现如今，复合材料在飞机上的运用越来越受重视，了解复合材料的冲击性能就尤为显得重要。
本实验探究冲击损伤与凹坑深度之间的内在联系还有材料本身拉伸强度的结构特性。
就在不久前，应用了T300级复合材料的我国国产猎鹰06高教机准备投入实现首次装机件试制。
T300复合材料属环氧基碳纤维增强复合材料。
由碳纤维和树脂结合而成的复合材料由于具有比重小、韧性好和强度高、比强度高、比模量高、密度小、耐热、耐低温、优异的热物理性能、化学稳定性以及材料性能可设计等优点,已广泛应用于航天、航空、体育休闲和工业领域。
研究碳纤维/环氧树脂复合材料的力学性能,尤其是其高温性能,对其在超常环境下的使用具有重要意义。
所以现在是一个研究与应用复合材料的高速时代。
2.文献调研：我组共查阅了有关（及其相关）资料论文15篇，其中有效（对本组研究有一定帮助的）论文11篇。
通过对文献资料的研究与思考，我们认为（结合文献中思想）：新材料的引入有可能使航空器性能发生巨大的变化, 但新材料在航空器结构中真正得到使用, 必须经过耗时耗钱的研究和验证。
6-复合材料试验方法总结
(六) 复合材料试验方法总结
杨胜春 2015-06-25
（一）拉伸试验 （二）压缩试验 （三）弯曲/短梁剪切试验 （四）疲劳试验 （五）环境试验
（一六）拉总伸试结验
单向板（ 0°、 90°）拉伸 多向层压板拉伸 ±45°拉伸（面内剪切） 螺栓（拉伸）挤压 开孔拉伸 充填孔拉伸
（三）弯曲五、短总梁剪结切试验
三点弯曲 四点弯曲 短梁剪切
注意事项
与压缩试验一样，弯曲试验都通过夹具对试件加载，因此，试 验前必须调整好夹具的跨距，正确选择压头和支座的尺寸。 必须保证试验夹具压头的中心线与试验机的加载中心线保持一 致。
（四）复合五材料总疲劳结试验
几个试验参数：
（二）五压缩总试验结
（二）五压缩总试验结
（二五）压总缩试结验
（二）五压缩总试验结
压缩试验注意事项
压缩试验与拉伸不同，都需要压缩夹具，因此，试件安装时必须小心， 以保证试件与夹具的良好配合（包括夹具螺栓拧紧力矩的要求）。
通过压缩试验夹具保证试件的中心线与试验机的加载中心线保持一致。 压缩试验应尽量选择带有万向球绞压缩平台的试验机。
试验能力
试验机——20 余台（静力、疲劳、 动态）；
环境试验箱——20 余台（高温、 低温、高低温循环、盐雾、紫外 老化等）；
标准/非标准试验夹具 无损检测等
试验夹具研制
力学性能试验夹具研制
GB、HB试验夹具 ASTM 试验夹具 SACMA 试验夹具
压缩夹具（SACMA 1） 压缩夹具（ASTM D 6641）
（一六）拉总伸试结验
（六一）总拉伸结试验
（一六）拉总伸试结验
拉伸试验注意事项：
基于Puck准则的复合材料层压板低速冲击数值分析与试验验证
基于Puck准则的复合材料层压板低速冲击数值分析与试验验证
DOI：1O. 19936/j. cnki. 2096-8000. 20210628. 003
2021年6月
基于Puck准则的复合材料层压板低速冲击数值分析与试验验证
李 磊1,宋贵宾1,郑华勇2,程鹏飞1,赵 剑3”
(1.中国飞机强度研究所，西安 710065; 2.上海宇航系统工程研究所，上海 201108; 3.同济大学航空航天与力学学院，上海 200092)
本文针对目前飞机结构常用复合材料体系开展 冲击试验研究，获取不同复合材料体系损伤阻抗性 能;并提出了一种基于Puck准则的渐进损伤冲击数 值仿真分析方法，考虑了基于断裂应变能的损伤演 化准则，通过ABAQUS/Explicit求解器对冲击过程 进行数值仿真，编写相应的VUMAT子程序，预测复 合材料层压板的冲击响应，建立一套能够准确模拟 不同复合材料体系冲击响应过程的数值分析手段。
Table 4 Mechanical properties of T800/XX
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
参数
值
参数
值
Eu/GPa E22二 E33/GPa
©12=©13 °23
G〔2 - G^/GPa G23/GPa
165 8.88 0.288 0.3 5.55 3.52
X/MPa Xc/MPa F/MPa yc/MPa S〔2二 S13/MPa
©12=©13 °23
G〔2 - G^/GPa G23/GPa
144 9.37 0.282 0.3 5.60 3.58
X/MPa Xc/MPa F/MPa yc/MPa S〔2二 S13/MPa
p/g* cm-3
2477 1430 76.7 250 88.8 1.60
温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响研究
装 备 环 境 工 程第20卷 第9期 ·178·EQUIPMENT ENVIRONMENTAL ENGINEERING 2023年9月收稿日期：2023-08-14；修订日期：2023-09-06 Received ：2023-08-14；Revised ：2023-09-06引文格式：葛辛辛, 赵南, 屈毫拓, 等. 温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响研究[J]. 装备环境工程, 2023, 20(9): 178-184.GE Xin-xin, ZHAO Nan, QU Hao-tuo, et al. Effect of Temperature on Impact Resistance of Woven Composite Thick Laminates[J]. Equipment 温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响研究葛辛辛1，赵南1，杨骏1，屈毫拓1，欧阳旭宇1，张攀2*（1. 中国船舶科学研究中心，江苏 无锡 214082； 2. 华中科技大学 船舶与海洋工程学院，武汉 430074）摘要：目的 研究室温和低温下编织复合材料层合厚板的冲击性能。
方法 通过开展低速冲击试验和冲击后的压缩试验，对冲击响应曲线、冲击损伤容貌、压缩失效模式和剩余压缩强度进行分析，探讨冲击时的环境温度对编织复合材料层合厚板冲击性能的影响。
结果 冲击后的编织复合材料层合厚板存在凹坑、分层、基体裂纹和纤维断裂等多种失效模式，压缩失效模式主要表现为横贯冲击损伤区域截断式破坏失效。
结论 低温环境增强基体强度，降低了复合材料的冲击损伤程度，从而提高编织复合材料结构的剩余压缩强度。
关键词：编织复合材料；低速冲击；损伤；失效模式；压缩强度中图分类号：U668.1 文献标识码：A 文章编号：1672-9242(2023)09-0178-07 DOI ：10.7643/ issn.1672-9242.2023.09.020Effect of Temperature on Impact Resistance of Woven Composite Thick LaminatesGE Xin-xin 1, ZHAO Nan 1, YANG Jun 1,QU Hao-tuo 1, OUYANG Xu-yu 1, ZHANG Pan 2*(1. China Ship Scientific Research Center, Jiangsu Wuxi 214082, China; 2. School of Naval Architecture and Ocean Engineering, Huazhong University of Science and Technology, Wuhan 430074, China)ABSTRACT: The work aims to study the impact resistance of woven composite thick laminates at room and low temperature. By carrying out the low-velocity impact test and post-impact compression test, the impact response curves, impact damage appearance, compression failure mode and residual compressive strength were analyzed and the effect of ambient temperature on the impact resistance of woven composite thick laminates was explored. The woven composite thick laminates after impact had many impact failure modes, such as pitting, delamination, matrix crack and fiber fracture, and the compression failure mode was truncation failure crossing through the impact damage area. The low temperature environment enhances the strength of the matrix, reduces the impact damage degree of composite material, and thus increases the residual compressive strength of the woven composite structure. The results of this study can provide references for the application in ice zone of the woven carbon fiber reinforced thick composite laminates.KEY WORDS: woven composite; low-velocity impact; damage; failure mode; compression strength复合材料因其具有高比刚度和高比强度的优异力学性能、抗疲劳性、耐腐蚀和易成形等特性，在船舶与海洋工程领域得到广泛应用[1]。
复合材料层合结构抗冲击性能研究进展
复合材料层合结构抗冲击性能研究进展石南南2,亢志宽1>2*,王利辉,王小娟2,赵卓(1.北京工业大学建筑工程学院，北京100124； 2.北京工业大学城市与工程安全减灾省部共建教育部重点实验室，北京100124)摘要：层压复合材料因具有良好的综合力学性能，被广泛用于工业民用、建筑桥梁、军事等结构中。
综述了四类复合材料层合结构的抗冲击性能，包括纤维增强复合材料、混杂纤维增强复合材料、仿生复合材料和功能梯度复合材料。
总结了国内外复合材料层合结构抗冲击性能的研究现状，分析四类常见复合材料层合结构的抗冲击特性。
结合复合材料层合结构抗冲击性能的研究进展，对未来复合材料层合结构在抗冲击方面的应用进行了展望。
关键词：复合材料；抗冲击性能；层合结构；堆叠顺序；功能梯度中图分类号：TB332文献标识码：A文章编号：2096-8000(2021)02-0115-08层压复合材料由于具有良好的耐腐蚀、抗疲劳及良好的材料和结构可设计性等因素被广泛用于工业民用、建筑桥梁、军事等结构中。
然而，复合材料层合结构使用过程中，若受到冲击损伤，其内部会产生微观损伤，从而会严重影响复合材料层合板的剩余强度、耐久性及稳定性［1］。
因此，许多学者对层压复合材料在抗冲击性能方面进行了深入的研究。
通过整理相关文献,将常见的层压复合材料大致分成了纤维增强复合材料、混杂纤维增强复合材料、仿生复合材料和功能梯度复合材料四类。
纤维增强复合材料层合板［2］有很多优良特性,如比强度高、可设计性强等，被用于土木工程、军事、船舶等多个领域，纤维增强复合材料层合板还可以进一步分为碳纤维复合材料层合板［3］、玻璃纤维复合材料层合板［4］、芳纶纤维复合材料层合板［5］等。
混杂纤维增强复合材料板［6］是具有多种纤维特性的复合材料。
仿生复合材料层合板是根据生物材料的组分或堆叠顺序等因素而设计的。
生物材料融合了许多特性,高性能的轻质材料由相对较弱和普通的成分制成，是进化发展的结果［7,8］o功能梯度复合材料层合板［10］是组成元素不断变化的新型材料，具有更轻、更坚固、抗冲击性能更强等突出优点。
复合材料层板低速冲击后剩余压缩强度
图1 冲击试验装置
Fig. 1 Impact test fixt ure
・1 4 2 ・
复合材料学报
的能量等级作用下 , 某些试验件凹坑深度已超过层 板的厚度 , 此时层板已被穿透 。同样随着冲击能量 的增大 , 背面基体裂纹的长度也增大 , 但当冲击能 量超过 0. 65J / 层时 , 背面基体裂纹长度的增长已很 平缓 , 这是因为背面基体裂纹已经到达试件的冲击 边界 。可 以 认 为 基 体 裂 纹 不 可 以 用 以 表 征 冲 击 损伤 。 图 3 ( c) 为损伤面积 ( 采用 C 扫描测量 ) 随冲击 能量改变的变化规律 , 可见随着冲击能量的增大 , 层合板的损伤投影面积扩大 。材料 T300/ Q Y8911 相对于材料 T300/ 5405 随着冲击能量的增大 , 其损 伤面积增加相对平缓 , 表明其具有更好的抗冲击阻 抗性能 。从试件的外观看 , 由于该系列试验的冲击 能量均较大 , 试件背面的铺层由于分层扩展被限制 而出现纤维断裂 。在相同的冲击能量冲击后 , 试件 的损伤面积分散性还是比较大 , 这是因为复合材料 工艺很难保证试件的厚度和基体分布完全一致 , 导 致板的弯曲刚度不同 , 韧性分布不均匀 , 以及板的 支持边界不完全一致等因素造成的 。 冲击后压缩 , 所有试件的破坏均起始于试件的 冲击点位置 , 沿垂直于载荷的方向扩展破坏 。图 4 为压缩破坏时前后表面的破坏形式 。试件在受压过 程中 , 分层扩展时层合板内会发出响声 , 当载荷较 低时 , 后表面会出现局部屈曲 。继续加载时 , 该失 稳区只沿垂直载荷方向 ( 90° 方向 ) 向两边扩展 , 而 在平行载荷方向 ( 0° 方向) 不变 。当载荷达到一定水 平时 , 板的前后表面铺层纤维发生断裂 , 紧接着整 个层合板发生最终破坏 。从破坏后板的侧边进行观 察 , 发现大部分铺层已发生断裂 。 图 5 给出了不同冲击能量下的 CA I 试验结果 , 可以看出 , 随着冲击能量等级的增加 , 层合板的剩 余压缩强度线性比例下降 。而且还可以看出 , 随着 能量等级的增加 , T300/ Q Y8911 和 T300/ 5405 这 两种热固性材料的变化趋势完全相同 。
复合材料冲击强度测试标准
复合材料冲击强度测试标准
范围
本标准规定了复合材料冲击强度的测试方法，包括定义、测试设备、试样制备、试验程序等。
本标准适用于复合材料的冲击强度测试，包括玻璃纤维增强塑料、碳纤维增强塑料等复合材料。
引用标准
以下标准为本文所引用的相关标准：
2.1 GB/T 2567-2008 玻璃纤维增强塑料浴缸
2.2 GB/T 3856-2005 硬质泡沫塑料压缩性能试验方法
定义
3.1 冲击强度：材料在冲击载荷作用下破坏时所吸收的能量与试样原始横截面积的比值。
单位为kJ/m2。
3.2 冲击韧性：材料在冲击载荷作用下抵抗破坏的能力。
单位为kJ。
测试方法
4.1 试样制备
4.1.1 试样尺寸：试样尺寸应符合标准要求，一般应为矩形或圆形，表面应平整、无缺陷。
4.1.2 试样处理：试样应按照所用材料的特点进行预处理，如干燥、固化等。
4.2 试验设备
4.2.1 冲击试验机：冲击试验机应符合国家相关标准，并具有自动记录冲击曲线和计算冲击韧性的功能。
其精度应达到国家相关标准要求。
4.2.2 试样支座：试样支座应能保证试样在冲击过程中不发生偏移或损坏。
4.3 试验程序
4.3.1 将试样放置在冲击试验机上，确保试样与冲击砧对中。
4.3.2 根据所用材料的特点和标准要求，设置冲击速度、冲击能量等参数。
复合材料的冲击、损伤容限和吸能-12
损伤容限
损伤容限：是指材料在经受冲击后，具有的 残余强度或刚度。
实验方法：经受撞击或冲击后的试件进行再 压缩测量从而求得其是否具有足够的强度 或刚度。
在压缩载荷下金属铝泡沫
纤维增强复合材料层合结构 在冲击载荷下的层间开裂
开口泡沫铝材料的动态压缩试验可看出，该种材料具 有良好的吸能特征，可用于耐撞性材料。
复合材料的冲击、损伤容限和吸能
冲击实验的意义
• 冲击试验是用来衡量复合材料在经受高速 冲击状态下的韧件或对断裂的抵抗能力的 试验方法。
• 对于研究各向异性复合材料在经受冲击载 荷时的力学行为有一定的实际意义。
• 对于车辆、航天器等运动着结构来讲，除 了满足自身结构强度等要求外，要求必须 具有一定的“耐撞性”。
利用有限元软件，进行计算的过程
研究结果表面：在冲头上升前损伤面 积最大，并发现层合复合材料的损伤 面积与撞击能有很好的线性关系。
需要确定如下物理量；
• 冲击载荷输入历程和大小； • 结构载荷响应历程、大小和分布； • 结构位移响应历程、大小和分布； • 测量的应变率响应特点
Hopkinson Pressure Bar
飞机上的缓冲吸能部件（结构）
各类吸能结构
各类吸能结构
各类吸能结构
各类吸能结构
各种缓冲结构的吸能比较
Hopkinson法冲击实验原理
如其核心部分是两段分离的弹性压杆: 输入和输出杆。
子弹以一定的速度撞击输入杆,在其中产生一入射脉冲 i ,
试样在该应力脉冲作用下被高速压缩变形,同时向输出杆传播
一透射波 t 和向输入杆返回一反射波 r 。
根据SHPB 实验 的一维假定和均 匀性假定,利用一 维应力波理论可 得试样的应变率εt (t) 、应变ε( t) 以 及应力σ( t) :
复合材料损伤研究现状
复合材料损伤研究现状复合材料是一种新型材料，由于其具有比强度、比模量高等优点，使其在众多领域都具有潜在的应用可能性。
然而复合材料是由纤维、基体、界面等组成，其细观构造是一个复杂的多相体系，而且是不均匀和多向异性的，这使其结构内部的损伤与普通材料结构不同，在结构表面可能完全看不出损伤迹象，甚至用X 光和超声分层扫描也探测不到。
现有的各种无损检测方法很难对复合材料结构损伤进行准确的探测与损伤程度评估，更无法对使用中的复合材料结构实现在线实时监测。
将智能传感器敏感网络埋入复合材料内部，并配合适当的现代信号处理技术，构成智能复合材料结构系统，从而实现对复合材料内部状态的在线实时监测，及时发现并确定材料结构内部损伤的位置和程度,监视损伤区域的扩展，从而为材料结构的损伤检测、维修及自我修复提供准确信息，避免因复合材料结构损伤而带来巨大的损失。
由于智能复合材料内部传感网络信号具有高度非线形、大数量、并行等特点，故使用传统的分析方法进行处理往往十分耗时、困难，甚至完全不可能。
而现代模式识别方法(包括人工神经网络)、小波分析技术、时间有限元模型理论以及光时域反射计检测技术等就成为实现实时、在线、智能化处理分布式信号的理想工具。
结构损伤诊断，即对结构进行检测与评估，确定结构是否有损伤存在，进而判别结构损伤的程度和方位，一级结构目前的状况、使用功能和结构损伤的变化趋势等。
结构损伤诊断是近40年来发展起来的一门新学科，是一门适应工程实际需要而形成的交叉学科。
结构损伤诊断概念的提出和发展，机械故障诊断问题开始引起各国政府的重视。
美国国家宇航局（NASA）成立了机械故障预防小组（MFPG），英国成立了机器保健中心（MHMC），这些机构专门从事故障机理、检测、诊断和预报的技术研究，以及可靠性分析及耐久性评价，至此大型旋转机械的状态监测与故障诊断技术开始进入实用化阶段。
20世纪80年代，以微型计算机为核心的现代故障诊断技术得到了迅速发展，涌现出许多商业化得计算机辅助监测和故障诊断系统，如美国SCIENTIFIC公司的PM系统、我国研制的大型旋转机械计算机状态检测与故障诊断系统等。
实验 15 纤维增强聚合物基复合材料落锤冲击后压缩试验
实验13 纤维增强聚合物基复合材料落锤冲击后压缩试验一、实验目的1.掌握纤维增强聚合物基复合材料层合板冲击后压缩性能测试的方法原理、试样、试验条件、试验设备、试验步骤和结果计算。
2.掌握具有多个纤维方向，且纤维方向相对试验方向均衡对称的连续纤维增强型塑料层合板[45/0/-45/90]的冲击后压缩强度的试验方法。
二、术语、定义和符号1.固化后单层名义厚度2.固化后单层名义厚度是通过计算得到的复合材料层合板的单层厚度，数值上等于纤维材料面密度除以纤维材料密度和纤维体积含量之积。
3.符号i,j,k——复合材料层合板中某一单层重复连续铺贴的次数n——复合材料层合板铺设镜面对称的次数S——对称铺层层合板三、方法原理矩形试样沿厚度方向在试样中心受到一定能量的冲击后，对试样沿厚度方向施加压缩载荷，直到试样失效。
四、试样1.试样形状及尺寸试样形状及长度、宽度尺寸如图所示试样尺寸公差为±0.25mm2.试样厚度试样厚度为4.0~6.0mm，尽可能接近5.0mm3.层合板的铺层方式a）单向层合板铺层顺序为[45/0/-45/90]ns，其中n为整数。
如果预计的厚度值小于4.0mm则n 值应变为n+1。
针对不同的固化后单层名义厚度推荐层合板的铺层方式，见表13。
层合板的0°纤维方向与试样长度方向一致。
b）机织物层合板铺层顺序为[(45/-45)/(0/90)]ns，其中n为整数。
如果预计的厚度值小于4.0mm 则n值应变为n+1。
记号(45/-45)和(0/90)表示机织物单层。
针对不同的固化后单层名义厚度推荐层合板的铺层方式，见表2。
层合板的0°纤维方向与试样长度方向一致。
c）其他铺层方式层合板应有多个纤维方向（对单层为单向纤维的层合板纤维方向至少为3个，对机织物层合板至少为两个铺层方向），它们相对试验方向是均衡对称的。
通常铺层方式应选择[45i/0i/-45j/90k]ns单向层合板或[45i/0j]ns织物层合板，使得纤维在按照热压罐工艺、热压机工艺或RTM工艺制备层合板，根据图1尺寸切割试样。
考虑偏轴角影响的2.5D机织复合材料冲击后压缩性能
in the 2° Uiaction , anU as the impacO enayy increases , the compressive strength of the 2° specimen Uecreases
more oPviopsiz- With the increase of off-vxis ngle , the mechanichi response of the materiao cOanges from brittleness te
（1.江南大学 机械工程学院，江苏 无锡 210102； 2.江南大学 纺织科学与工程学院，江苏 无锡 210102）
摘要：2.3D机织复合材料作为一种各向异性材料，其冲击后压缩性能亦表现出显著的各向异性特征。为了探究偏轴
角对2.3D机织复合材料冲击后剩余力学性能的影响，课题组进行了低速冲击和压缩试验，并借助超声C扫描技术等检
・2・
轻工机械 Light Industry Machinery
2021年第3期
ygioe, mainly alone tIr ±45° Uirechont. It has gyat ereieeeyne significhech for acchrately evaluatine tIr service performaech of tic materials in tic impact-proec ecvironmeci. Keywords : wovec composites; ultasonic C-sccv techeolony; off-pxit anele; mechanicd response; Uamagc mechanism
测手段，对比了 2.3D机织复合材料受不同能量冲击后沿2。及45。方向的压缩性能。对材料在冲击后压缩试验中的力学
cfrp层合板冲击后压缩失效分析数值模拟
摘要: 复合材料层合板的损伤容限是复合材料结构设计的关键因素ꎮ 针对碳纤维增强复合材料( ＣＦＲＰ) 层合板低速冲击
损伤和压缩破坏问题ꎬ本文基于连续损伤力学和粘结单元模型ꎬ在 ＡＢＡＱＵＳ 中对两种不同冲击能量下的层合板进行了低速冲
击和冲击后压缩仿真分析ꎬ并对层内和层间损伤进行了研究ꎬ分析了层合板的冲击损伤与压缩失效行为ꎬ通过与试验结果进行
二次冲击设备启动阻止试件受到二次冲击ꎮ 数据采
参数如表 １
[１５]
所示ꎮ
定到夹具上ꎬ落锤从设定高度落下冲击试件ꎬ之后防
Ｔａｂｌｅ １ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ＣＦＲＰ ｌａｍｉｎａｔｅｓ
集系统利用压力传感器采集冲击过程中的冲击力
参 数
数 值
参 数
数 值
Ｅ １ / ＭＰａ
ＣＦＲＰ 层合板冲击后压缩失效分析数值模拟
１２
２０２０ 年 ５ 月
ＣＦБайду номын сангаасＰ 层合板冲击后压缩失效分析数值模拟
李要磊ꎬ 铁 瑛 ∗ ꎬ 李 成ꎬ 孙振辉
( 郑州大学机械与动力工程学院ꎬ 郑州
４５０００１)
２ 试验设备与方法
２ １ 材料和试件
度对冲击后压缩强度的影响
[７￣１０]
[１２]
分考虑了三维应力状态时的拉伸和压缩破坏机制ꎮ
分离定律来捕获损伤的发生和损伤演化ꎬ对复合材
料层间损伤、层内损伤情况以及损伤容限进行了相
关研究ꎮ Ｇｏｎｚáｌｅｚ 等
[１３]
采用连续壳单元和粘性表
面的有限元模型求解策略来模拟冲击后的压缩行
１３
２０２０ 年第 ５ 期
ｍｍꎮ 铺层顺序为[ ９０ / ４５ / － ４５ / ０] ３Ｓ ꎬ层合板的材料
复合材料冲击后压缩试验步骤
复合材料冲击后压缩试验步骤
复合材料冲击后压缩试验是用来评估材料在受到冲击载荷后的
压缩性能。
试验步骤如下：
1. 样品准备，首先需要准备好符合标准要求的复合材料样品。
样品的尺寸和几何形状需要符合试验标准的规定，通常是通过切割
或者制备成特定的几何形状。
2. 冲击试验，在进行压缩试验之前，需要对复合材料样品进行
冲击试验。
冲击试验可以模拟材料在实际使用中受到的冲击载荷，
以评估其受冲击后的状态。
冲击试验通常包括使用冲击试验机或者
冲击落锤对样品进行冲击，记录冲击载荷大小和冲击后样品的状态。
3. 样品固定，将经过冲击试验的样品固定在压缩试验机的压缩
夹具中，确保样品的位置和方向符合试验标准的要求。
4. 压缩试验，开始进行压缩试验，通过压缩试验机施加压缩载
荷到样品上。
压缩载荷的大小和加载速率需要按照试验标准进行控制，通常会进行多次循环加载以评估材料的压缩性能和稳定性。
5. 数据记录与分析，在压缩试验过程中需要实时记录样品的变形情况和压缩载荷的大小，以便后续的数据分析。
试验结束后，需要对试验数据进行分析，包括计算材料的压缩强度、压缩模量等指标，并对试验结果进行解释和评估。
6. 结果报告，最后根据试验数据和分析结果编写试验报告，包括试验步骤、试验参数、试验结果和结论等内容，以便他人了解和参考。
以上是复合材料冲击后压缩试验的一般步骤，每个步骤都需要严格按照试验标准和规程进行操作，以确保试验结果的准确性和可靠性。
复合材料力学性能测试技术
弯曲测试
总结词
弯曲测试是评估复合材料在弯曲载荷下性 能的重要手段。
弯曲测试的原理
弯曲测试基于材料力学中的弯曲理论，通 过测量复合材料在弯曲过程中的应变和应
力，计算其弯曲模量和强度等参数。
详细描述
通过弯曲测试，可以获得复合材料的弯曲 模量、抗弯强度等关键力学参数，从而评 估其在承受弯曲载荷时的性能表现。
当前复合材料力学性能测试技 术主要依赖于实验室的测试设 备和方法，这些设备和方法在 测试精度、测试范围和测试效 率等方面存在一定的局限性。
测试标准的不统一
目前对于复合材料的力学性能 测试，不同的国家和地区、不 同的行业领域所采用的标准并 不统一，这给复合材料的应用 和推广带来了一定的困扰。
对环境因素考虑不足
在线实时监测技术
总结词
在线实时监测技术是指在材料制备和服役过程中，对材料的性能和状态进行实时 监测和反馈，以便及时调整工艺参数或采取相应的措施。
详细描述
在线实时监测技术主要利用传感器、光纤传感器、红外热像仪等设备，对材料的 温度、应变、应力等参数进行实时监测。该技术可以及时发现材料的异常情况， 避免事故发生，同时提高生产效率和产品质量。
详细描述
通过拉伸测试，可以获得复合材料的弹性模量、屈服强度、抗拉强度 等关键力学参数，从而评估其在承受拉伸载荷时的性能表现。
拉伸测试的原理
拉伸测试基于胡克定律，通过测量复合材料在拉伸过程中的应变和应 力，计算其弹性模量和强度等参数。
拉伸测试的步骤
包括试样制备、安装、预加载、拉伸直至断裂等步骤，测试过程中需 要记录应力和应变数据。
剪切测试的原理
Z向增强复合材料层压板冲击后压缩性能试验研究
Z向增强复合材料层压板冲击后压缩性能试验研究ΞEXPERIMENTAL STU DY ON THE COMPRESSION AFTER IMPACT PROPERTIES OF Z2REINFORCED COMPOSITE LAMINATES李朝光ΞΞ 矫桂琼 黄 涛 杜 龙 李 俊(西北工业大学工程力学系,西安710072)LI Chao Guang J I AO GuiQiong HUAN G Tao DU Long LI J un (Northwestern Polytechnical Univer sity,Department o f Engineering Mechanics,Xi′an710072,China)摘要 通过对三种Z向增强(包括改进锁式缝合、Tu fting缝合和Z2pin增强)复合材料层压板的冲击及冲击后压缩试验研究,得到Z向增强复合材料层压板的冲击后压缩强度,分析破坏模式和破坏机制,并与未增强层压板试验结果进行对比。
研究结果表明,由于Z向增强有效抑制了分层损伤,使三种Z向增强试件的破坏模式与破坏机制明显不同于未增强试件,大幅度提高了抗冲击性能,与未增强层压板相比,三种Z向增强层压板的冲击损伤面积大幅减小,冲击后压缩强度大幅提高。
分析缝合工艺对两种缝合试件抗冲击性能的影响,结果表明,与改进锁式缝合相比,Tu fting缝合试件的冲击损伤面积减小了12.42%,而冲击后压缩强度则增加了13.43%,说明Tu fting缝合试件的抗冲击性能优于改进锁式缝合。
关键词 Z2pin增强 Tu fting缝合 分层 冲击 冲击后压缩中图分类号 T B332Abstract Z2rein forced(including m odified lock stitch,Tu fting and Z2pin rein forcement)com posite laminates under low velocity im pact and com pression after im pact were investigated experimentally,com pression strength after im pact were obtained,failure m odes and failure mechanisms were analysed,and the results were com pared with unrein forced com posite laminates.The results show that Z2re2 in forced appears to be effective in suppressing the delamination in the com posite laminates,s o it changes failure m odes and failure mech2 anisms of the Z2rein forced sam ples,thus it can im prove the im pact damage resistance of the Z2rein forced com posite laminates.The dam2 age area of the Z2rein forced com posite laminates reduced greatly com pare to unrein forced sam ples;com pression strength after im pact in2 crease rapidly.The effect of stitching techniques on the im pact damage resistance of the tw o stitched com posite laminates were analyzed, the results indicate that the damage area of the Tu fting sam ples lower than the m odified lock stitch by12.42%,while the com pression strength after im pact of the tu fting sam ples higher than the m odified lock stitch by13.43%,it shows that the per formance of the resis2 tance to im pact of the Tu fting sam ples better than the m odified lock stitch sam ples.K ey w ords Z2pin reinforcement;Tu fting stitch;Delamination;Imp act;Compression after imp actCorresponding author:JIAO GuiQiong,E2mail:jiaogq@,Tel:ΠFax:+86229288431023The project supported by the National Natural Science F oundation of China(N o.10572116).Manuscript received20080918,in revised form20081112.1 引言复合材料层压板近年来已被广泛应用于航空工业,但层压板结构厚度方向的性能较低,尤其是对低速冲击损伤比较敏感。
薄面板复合材料蜂窝夹层结构冲击试验
薄面板复合材料蜂窝夹层结构冲击试验摘要：复合蜂窝夹层结构在航空航天工业中得到了广泛的应用，对于薄面板结构，较低能量的冲击会造成目视可见损伤，甚至面板穿透。
因此，研究薄面板蜂窝夹层结构的冲击试验具有重要的意义。
本文以对薄面板复合材料蜂窝夹层结构冲击试验进行了论述。
关键词：薄面板；蜂窝夹层结构；冲击试验复合蜂窝夹层结构以其轻量化、高强度的特点，广泛应用于航空航天、船舶等领域。
然而，这种结构对冲击损伤高度敏感。
众多学者研究发现，冲击损伤在很大程度上破坏了复合材料夹层结构的完整性，从而降低了其强度与刚度。
因此，夹层结构的冲击损伤阻抗及损伤容限已成为国内外研究的热点。
一、试验1、试验件。
试验件由上下复合材料面板和中间的蜂窝芯体胶接而成，面板为上面板3个铺层、下面板2个铺层的编织复合材料。
芯体为正六边形蜂巢，相对密度为0.072。
2、试验设置。
试验在Instron Ceast 9350落锤冲击试验机上完成。
本试验参照ASTM D3763试验标准，冲击试件采用直径12.7mm的半球面冲头、内径76mm、外径100mm的圆环形夹具。
试件分为A、B、C组，A组研究相同冲击能量不同冲击速度的影响，B组研究相同冲击速度不同冲击能量的影响，C组研究不同板厚的影响。
二、冲击速度的影响试验现象。
A组用2.131kg及2.631kg的冲头对两个复合材料铺层面板分别施加1.50J、2.00J、2.50J的能量进行冲击；用2.131kg及2.631kg的冲头分别在2.00J、3.00J、4.00J处对3个复合材料铺层面板进行冲击。
由其结果可知，接触力-时间段分为上升段、波动段和下降段。
冲头接触面板后，接触力会在短时间内上升，然后突然下降，小幅度波动，最后缓慢下降。
随着冲击能的增大，最大接触力变化不明显。
三、冲击能量的影响1、试验现象。
B组试验件用2.13 lkg及2.631kg的冲头分别以0.97、1.19、1.38、1.53m/s四种速度冲击两个复合材料铺层面板；用2.131kg及2.631kg的冲头，以0.97、1.37、1.68、1.94m/s四种速度冲击三个复合材料铺层面板。
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损伤 区域 的检测方式。通过冲击损伤外 观形态 和内部 检测分析 了基体裂纹 、 分层 和纤维 断裂 ３种 冲击损伤机理 ；
分析 了局部屈 曲、 局部与整体耦合屈 曲及整体失稳 ３ 种压缩破坏过程和机理 。
关键词 落锤式冲击试验系统 ； 压缩夹具 ； 冲击损伤 ； 裂纹 ； 分层 ； 纤维断裂 ； 屈曲； 失稳
Ｃｏ ｍｐ ｏ ｓ ｉ ｔ ｅ Ｍａ ｔ ｅ ｒ ｉ ａ ｌ Ｃｏ ｍｐ ｒ ｅ ｓ ｓ ｉ ｏ ｎ Ｔｅ ｓ ｔ ａ ｆ ｔ ｅ ｒ Ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ
Ｌ Ｉ Ｊ ｉ ａ ｎ — ｇ ｕ ｏ （ Ｈ ａ ｒ ｂ ｉ ｎ Ｆ Ｒ Ｐ Ｉ ｎ ｓ ｔ ｉ ｔ ｕ ｔ ｅ ， Ｈ ａ ｒ ｂ ｉ ｎ １ ５ ０ ０ ３ ６ ）
ＡＢＳ ＴＲＡＣＴ Ｉ ｎ ｔ ｈ ｉ ｓ ｐ ａ ｐ ｅ ｒ ，ｔ ｈ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ａ ｎ ｄ ｗｏ ｒ ｋ ｉ ｎ ｇ ｐ ｒ ｉ ｎ ｃ ｉ ｐ ｌ ｅ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｄ ｒ ｏ ｐ ｈ ａ ｍｍｅ ｒ ｔ ｙ ｐ ｅ ｉ ｍｐ ａ ｃ ｔ ｔ ｅ ｓ ｔ ｓ ｙ ｓ ｔ ｅ ｍ ｗ ｅ ｒ ｅ ｅ ｘ ｐ ｏ ｕ ｎ —
机 械结 构系统 由钢框 架结 构 、 落锤 结构 、 防二 次冲击 结构 及位 移驱动 机 构 组成 ； 电测 系统 由数 据 采集 系
统 和数据 分析 系统组成 。
试 验机 横 梁 由直 流 电动 机驱 动并 进 行 控制 ， 横 梁 上安装 电磁 吸 盘 ， 通过 电磁 力 吸住 落 锤 。 当电磁
ｔ ｕ ｒ ｅ；ｂｕ ｃ ｋ ｌ ｉ ｎ ｇ；ｉ ｎｓ ｔ ａ ｂｉ ｌ ｉ ｔ ｙ
１ 引 言
复合 材料 以其 比强 度 、 比刚度 高 以及 可设 计 性 强 等特 点而 广泛应 用于航 天航 空结构 。然 而随 着研 究 的不 断深 入 以及 使 用 经 验 的不 断 增加 ， 发 现复 合
另模型对复合材料结构对载荷的响应进行模拟从而预测力随时间的演化预测损伤的发展的特征和程一种是试件冲击背面出现子层屈曲当载荷到达某一值后冲击背面的分层首先发生屈曲而其余的层度等在将来的一定时间内复合材料抗冲击和损伤直到破坏之前基本上都没有离面位移即破坏前一容限最大化的设计将依然依赖本实验类型
第 ２期
３ ４
ｄ ｅ ｄ ｂ ｉ ｒ ｅ ｌ ｆ ｙ ，ｓ ｅ ｖ ｅ ｒ ａ ｌ ｉ ｎ ｔ ｅ ｒ ｎ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ａ ｌ ｍｏ ｒ ｅ ｃ ｏ ｍ ｍ ｏ ｎ ｃ ｏ ｍ ｐ ｒ ｅ ｓ ｓ ｉ ｏ ｎ ｊ ｉ ｇ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｓ ｃ ｈ ｅ ｍ ｅ ａ ｎ ｄ ｄ ａ ｍ ａ ｇ ｅ ａ ｒ ｅ ａ ｄ ｅ ｔ ｅ ｃ ｔ ｉ ｏ ｎ ｍ ｏ ｄ ｅ ｗ ｅ ｒ ｅ ｉ ｎ ｔ ｒ ｏ —
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材 料构 件在 制造 和使用 过程 中常常会 遇 到诸如 工具
坠落 、 设 备撞 击等 低 能 量 冲击 ， 使 其 产 生损 伤 ， 损 伤 往 往 肉眼不 可见 ， 但 对 复合 材 料 的压 缩 性 能影 响很 大 。这 主要 是 因为外来 物 的冲击 和碰撞很 容易 使复 合 材料 内部 产生 分层 ， 在压 缩 载 荷下 分 层 区 产生 局 部屈曲， 这种 局部屈 曲又会进 一步 引起分层 扩展 ， 从 而使 总体压 缩承 载 能力 大 大 下 降 ， 其 抗 压 强 度将 低
纤
维
复
合
材
料
Ｎｏ ． ２
２ ０ １ ３年 ６月
ＦＩ ＢＥＲ Ｃｏ Ｍ Ｐｏ Ｓ Ｉ ＴＥＳ
Ｊ ｕ ｎ ．． ２ ０１ ３
复 合 材 料 冲 击 后 压 缩 强 度 试 验
李建 国
（ 哈尔滨玻璃钢研究院 ， 哈尔滨 １ ５ ０ ０ ３ ６ ）
摘
要
本文 阐述 了落锤式冲击试 验系统的机构及工作原理 ， 介绍 了几种 国际上较 为通用 的压缩夹具设计方 案及
力 释放后 ， 落锤 沿两侧 导轨 自由落 下 ， 冲击 试件 所发
生 的物 理现象有 结构 响应 、 冲击效 应 以及 波 的传播 ， 冲击 后 由防二 次 冲击 结构 对 冲击 锤进行 捕捉 。 电测 系统原 理框 图如 图 １ 所示 。在 导轨上 沿落
锤 的下 落方 向布有 ３对光 纤 传 感器 ， 当落 锤 冲 击试 样 过程 中 ， 落锤 阻 挡 了光 的 通 路 ， 传 感 器 被 触发 ， 由 内部时 钟可 得 到 落 锤 经 过 各 光 纤 传 感 器 的 间 隔 时 间， 因为光纤传 感器 间距 离 已知 ， 从 而得 出下 列计算