复合材料的分层缺陷演示教学
含孔隙和分层缺陷大型复合材料构件强度多尺度分析
考虑复合材料的非线性特性，如弹性、塑性和断裂行为等，进行精 细的有限元模拟。
边界条件和载荷施加
根据实际应用场景，对模型施加适当的边界条件和载荷，如固定支撑 、压力和拉力等。
细观尺度分析与优化
强度分析
通过细观尺度有限元模拟，对复合材料构件的强度进行分析，预 测其承载能力。
缺陷敏感性分析
宏观尺度有限元模拟
前处理
建立复合材料的宏观有限元模型，确定纤维和基 体的材料属性、形状和分布。
加载与边界条件
根据实际情况对模型施加相应的边界条件和加载 条件，如压力、温度、位移等。
模拟计算
利用有限元方法求解模型，得到复合材料的宏观 应力、应变分布和整体性能表现。
宏观尺度分析与优化
性能评估
根据模拟结果，评估复合材料的整体性能表现，如强度、刚度、韧 性等。
由于实验数据的限制，本研究只对少 数几种复合材料构件进行了实验验证 。未来研究可以通过更多的实验验证 ，以更全面地评估多尺度分析方法的 可靠性和适用性。
多尺度分析方法优化
本研究提出的多尺度分析方法虽然能 够有效地预测复合材料构件的强度， 但还存在一些不足之处。例如，微观 尺度分析中材料属性的确定方法还有 待进一步改进，以提高预测的准确性 。未来研究可以对多尺度分析方法进 行优化和完善，以提高其预测能力和 适用性。
细观尺度
研究由纤维和基体组成的复合材料的细观结构，建立细观力学模型 ，预测复合材料的整体力学性能。
宏观尺度
研究复合材料构件的整体结构，建立宏观力学模型，预测复合材料 构件的强度和刚度。
多尺度有限元模拟
微观有限元模拟
基于微观力学模型，利 用有限元方法对复合材 料的组成单元进行模拟 ，分析纤维、基体和界 面的力学行为。
碳纤维复合材料分层缺陷的超声相控阵检测方法研究
碳纤维复合材料分层缺陷的超声相控阵检测方法研究
朱滨海;王佳;付国;李怡琳;程梦婷
【期刊名称】《中国设备工程》
【年(卷),期】2024()1
【摘要】CFRP是一种具有较低的相对密度、较高的比强度和较大的比模量的材料,它已经被广泛应用于航空航天、汽车等领域。
然而,由于它在生产和使用过程中容易出现分层缺陷,这会严重影响它的力学性能。
因此,我们开发了一种新的超声相控阵检测方法来解决这个问题。
首先,利用超声相控阵检测仪器测量了不同大小和位置的分层缺陷超声A扫描信号;其次,通过设置A扫描信号的闸门,提取闸门内的幅值和深度信息作为表征分层缺陷大小和位置的信号特征;最后,利用提取的幅值和深度信号特征分别构建了分层缺陷的C扫描图像。
结果表明,超声相控阵技术对分层缺陷有良好的成像效果,基于深度特征的图像可以准确识别分层缺陷的位置;而基于深度和幅值特征的图像,用于识别分层缺陷的轮廊。
【总页数】2页(P191-192)
【作者】朱滨海;王佳;付国;李怡琳;程梦婷
【作者单位】南京航空航天大学;成都国营锦江机器厂
【正文语种】中文
【中图分类】TB33
【相关文献】
1.碳纤维复合材料分层缺陷的超声相控阵检测方法
2.超声相控阵的碳纤维复合材料夹杂缺陷检测方法
3.相控阵超声检测技术在碳纤维结构分层缺陷检测中的试验
4.复合材料层压板分层缺陷相控阵超声检测参数优化方法
5.相控阵超声检测技术在碳纤维复合材料分层缺陷的应用研究
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复合材料构件分层缺陷的概率分析方法与群子理论模型
用超声 Ａ扫 描 并 根 据 构 件 的 检测 标 准 确定 的 。在 无损检 测 中 ， 通常 将底 波 消 失且 形 成 一 定 面积 的 缺
合 材料 构件 的报废 ， 造 成重大 经济 损失 。 因此 ， 高 品 质 与 高合格 率是 复合材 料制 造永恒 的 目标 。对 于 复 合 材料 构件 成型 工 艺质 量 的评价 ， 即某 种 复 合 材料
的分层 缺 陷 ， 提 出并 建立 了复 合材 料 构 件分 层 缺 陷
的概 率分析 方法 与群 子 理 论模 型 ， 并 分 别利 用 这 两 种方 法对不 同构 形复合 材料构 件 的分 层缺 陷进行 了
成 型过程 （ 尤其是热压成型） 温 度 与 压 力 传 递 陷 控 制 问 题 变 得 极 为 复
构 件 分 层相 对 可 接 受 率 与反 映分 层 面积 倾 向性 的群 子 参 数 。结 果 表 明 ， 两 种 统 计 方 法 对 分 层 缺 陷 的 评 价 结 果 一 致
性较好 ， 构 形 复 杂 的复 合 材 料 构 件 产 生 大 分 层 的 倾 向 性 增 大且 分层 相对 可 接 受 率 较 低 。 关键词 ： 复合材料 ； 工 艺 质量 ； 概率 ； 群 子 理 论
先 进 复合材料 因有 着传 统材料 无法 比拟 的综合
复合材料成型缺陷分析与控制
复合材料成型缺陷分析与控制在现代工业领域中，复合材料因其优异的性能，如高强度、高刚度、良好的耐腐蚀性等，被广泛应用于航空航天、汽车、船舶、体育器材等众多领域。
然而，复合材料的成型过程并非一帆风顺，常常会出现各种缺陷，这些缺陷不仅影响产品的外观质量，更可能严重削弱其性能和可靠性，甚至导致产品报废。
因此，对复合材料成型缺陷进行深入分析，并采取有效的控制措施，具有至关重要的意义。
一、复合材料成型缺陷的类型及成因（一）孔隙孔隙是复合材料成型中最常见的缺陷之一。
它表现为材料内部存在的微小空洞，其成因较为复杂。
树脂浸润纤维不充分、固化过程中产生的挥发物无法及时排出、成型压力不足等都可能导致孔隙的产生。
孔隙的存在会降低材料的强度和刚度，影响其耐疲劳性能和耐腐蚀性。
（二）分层分层指的是复合材料层间的分离现象。
通常是由于层间结合力不足、成型过程中的冲击或振动、树脂固化不均匀等原因引起的。
分层会显著降低复合材料的层间强度，使其承载能力大幅下降。
（三）纤维弯曲和断裂在成型过程中，纤维可能会发生弯曲和断裂。
这可能是由于纤维在铺放过程中受到不当的张力或压力，或者在模具中流动的树脂对纤维产生了剪切作用。
纤维的弯曲和断裂会直接影响复合材料的力学性能，使其强度和刚度达不到设计要求。
（四）树脂富脂和贫脂区树脂分布不均匀会导致富脂区和贫脂区的出现。
富脂区树脂含量过高，会增加材料的重量和成本，同时降低其强度；贫脂区则由于树脂不足，无法充分浸润和保护纤维，影响复合材料的性能和耐久性。
（五）表面缺陷表面缺陷包括表面粗糙、凹坑、鼓包等。
这可能是由于模具表面不光滑、脱模剂使用不当、树脂固化收缩不均等原因造成的。
表面缺陷不仅影响产品的外观质量，还可能成为应力集中点，降低材料的使用寿命。
二、复合材料成型缺陷的影响（一）力学性能下降孔隙、分层、纤维弯曲和断裂等缺陷都会导致复合材料的力学性能，如强度、刚度、韧性等下降。
这使得复合材料在使用过程中无法承受预期的载荷，增加了失效的风险。
复合材料无损检测技术PPT课件
2018-4-27
目录
01-02
复材常见缺陷
03-03
复材常见检测技术
04-05
X射线检测
06-07
红外热成像检测
08-10
超声波检测
一、复材常见缺陷
分层
纤维弯曲
孔隙
基体开裂、脱粘 纤维断裂、突出
冲击、撞伤损伤
1
一、复材常见缺陷
1 分层：
存储时间过长；热膨胀系数不匹配；挥发物产生 2 夹杂：
10
3
三、X射线检测
原理：利用缺陷与基体间的密度差异引起的X射线吸收率 不同来判定被测物；
优势
1. 分辨率高； 2. 检测结果直观；
局限
1. 设备复杂成本高； 2. 需安全防护； 3. 无法现场检测；
4
三、X射线检测
适用于：检测材料中的孔隙（黑影），裂纹（黑纹）， 纤维屈曲（白纹），夹杂（白点）等 缺陷；
白点
黑影
黑纹
中小型复材部件
5
四、红外热成像检测
原理：利用缺陷与基体间不同热特征引起的温度差异来 判定被测物；
优势
1. 操作方便； 2. 设备简单； 3. 可现场检测；
局限
1. 要求工件传热性好； 2. 测试深度有限； 3. 灵敏度不高；
6
四、红外热成像检测
适用于：脱粘，分层等面积性缺陷；
复材薄板与金属胶接
7
五、超声波检测
原理：利用缺陷与基体间不同特征引起的波长吸收/反射差 异来判定被测物（20KHz）；
优势
1. 操作简单； 2. 可定位缺陷位置；
局限
1. 不同的缺陷需使用 不同的探头；
2. 对人员要求高；
复合材料缺陷及无损检测技术
常见的复合材料缺陷
夹芯结构以及蜂窝芯子
面板 胶接层 蜂窝芯子
常见的复合材料缺陷
纤维断裂、树脂富集和孔洞
常见的复合材料缺陷
面芯脱胶
常见的复合材料缺陷
芯间脱胶
常见的无损检测方法
1. 无损检测（NDT）：应用于制造过程、成品检验
和在役检测等各个阶段
2. 无损检测：在不破坏的前提下，检查工件宏观缺陷
复合材料缺陷、无损检测 及性能测试
常见的复合材料缺陷
1. 针对纤维增强层合板和夹芯板而言 2. 产生领域：生产、运输和使用过程 3. 类型：孔洞（voids, porosity)
脱胶 (debonds) 分层 (delaminatioБайду номын сангаасs) 撞击 (impact damage) 纤维断裂 (broken fibres) 树脂裂纹 (resin cracks)
状况的无损检测方法称为涡流检测
2. 原理:
常见的无损检测方法
涡流检测
常见的无损检测方法
涡流检测
常见的无损检测方法
非常规检测方法
声发射 光全息成像 红外热成像 微波检测 机械阻抗 泄漏检测 Acoustic Emission (AE) Optical Holography Infrared Thermography Microwave Testing Mechanical Impedance Leak Testing (LT)
激光全息成像
常见的无损检测方法
红外热成像：借助物体热辐射得到热气像的检测技术 特点：非接触
实时 高效 直观
常见的无损检测方法
红外热成像
常见的无损检测方法
红外热成像
铝蜂窝芯子
复合材料层压板分层缺陷超声相控阵检测与评估
第49卷2021年2月第2期第149-157页材料工程J o u r n a l o fM a t e r i a l sE n g i n e e r i n gV o l.49F e b.2021N o.2p p.149-157复合材料层压板分层缺陷超声相控阵检测与评估D e l a m i n a t i o nd e f e c t s t e s t i n g a n d e v a l u a t i o no f c o m p o s i t e l a m i n a t e su s i n gp h a s e da r r a yu l t r a s o n i c t e c h n i q u e曹弘毅1,马蒙源1,丁国强1,姜明顺1,孙琳2,张雷1,贾磊1,田爱琴2,梁建英2(1山东大学控制科学与工程学院,济南250061;2中车青岛四方机车车辆股份有限公司,山东青岛266111)C A O H o n g-y i1,MA M e n g-y u a n1,D I N G G u o-q i a n g1,J I A N G M i n g-s h u n1,S U N L i n2,Z H A N GL e i1,J I A L e i1,T I A N A i-q i n2,L I A N GJ i a n-y i n g2(1S c h o o l o fC o n t r o l S c i e n c e a n dE n g i n e e r i n g,S h a n d o n gU n i v e r s i t y,J i n a n250061,C h i n a;2C R R CQ i n g d a oS i f a n gC o.,L t d.,Q i n g d a o266111,S h a n d o n g,C h i n a)摘要:针对碳纤维增强树脂基复合材料分层缺陷的无损检测与评估问题,通过制备预埋分层缺陷的标准试样,利用超声相控阵技术对缺陷进行无损检测与定量评估,并对测量误差进行分析㊂首先,在层压板铺层中间埋入聚酰亚胺薄膜制备分层缺陷试样;然后,对试样进行超声相控阵检测,通过超声S扫和C扫图像对缺陷进行定性分析与定量测量,并结合声场仿真对检测误差进行分析㊂结果表明:所制备试样内分层缺陷形状规则㊁埋深及大小与预设一致;超声相控阵步进方向检测尺寸比较准确,而扫查方向尺寸误差较大;超声相控阵技术能够准确识别分层缺陷的形状㊁尺寸及位置,具有很高的检测精度,对较小缺陷具有很好的检测效果㊂关键词:复合材料;分层缺陷;无损检测;超声;评估d o i:10.11868/j.i s s n.1001-4381.2020.000405中图分类号:T B553文献标识码:A 文章编号:1001-4381(2021)02-0149-09A b s t r a c t:C o m p o s i t em a t e r i a l sa r e p r o n e t od e l a m i n a t i o nd e f e c t sd u r i n g t h e p r e p a r a t i o n p r o c e s s.F o r t h en o n-d e s t r u c t i v e t e s t i n g a n de v a l u a t i o no fc a r b o nf i b e rr e i n f o r c e d p o l y m e r(C F R P)d e l a m i n a t i o n d e f e c t s,a s t a n d a r d s p e c i m e nw i t h e m b e d d e d d e l a m i n a t i o n d e f e c t sw a s p r e p a r e d,a n d t h e n p h a s e d a r r a y u l t r a s o n i cn o n-d e s t r u c t i v et e s t i n g t e c h n o l o g y w a s u s e d t o d e t e c tt h e d e l a m i n a t i o n d e f e c t s.T h e q u a l i t a t i v e a s s e s s m e n t a n d q u a n t i t a t i v e e v a l u a t i o no f d e l a m i n a t i o nd e f e c t sw e r e c a r r i e do u t.F i r s t,t h e d e l a m i n a t i o nd e f e c t s p e c i m e n w a s p r e p a r e dw i t ht h ea u t o c l a v e f o r m i n gp r o c e s s,a n d p o l y i m i d e f i l m s w e r e e m b e d d e d i n t h e s p e c i m e nb e f o r e p r o g r e s s;t h e n,t h e s p e c i m e nw a s i n s p e c t e du s i n gp h a s e d a r r a y u l t r a s o n i c t e c h n i q u e,q u a l i t a t i v ea n d q u a n t i t a t i v em e a s u r e m e n t o f d e l a m i n a t i o nd e f e c t sw e r ea n a l y z e d w i t hu l t r a s o n i cS-s c a na n dC-s c a n i m a g e,u n c e r t a i n t y a n a l y s i so f t e s t r e s u l t sw e r ea l s od i s c u s s e d i nc o m b i n a t i o nw i t ht h es o u n df i e l ds i m u l a t i o n.T h er e s u l t ss h o wt h a t t h es h a p e so f t h ede l a m i n a t i o nd e f e c t s i n t h e s a m p l e a r e r e g u l a r,t h e e m b e d m e n t d e p t ha n ds i z e a r e c o n s i s t e n tw i t ht h e p r e s e t.T h e i n d e xd i r e c t i o n s i z eo f t h ed e l a m i n a t i o nd e f e c t i sm o r ea c c u r a t e,a n dt h es c a nd i r e c t i o ns i z e i s l a r g e r t h a n t h ea c t u a ls i z e.P h a s e da r r a y u l t r a s o n i ct e c h n i q u ec a na c c u r a t e l y i d e n t i f y t h es h a p e,s i z ea n d p o s i t i o no f d e l a m i n a t i o nd e f e c t sw i t hh i g hd e t e c t i o na c c u r a c y a n ds t i l lh a s g o o dd e t e c t i o ne f f e c t s f o r s m a l l d e f e c t s.K e y w o r d s:c o m p o s i t e s;d e l a m i n a t i o nd e f e c t;n o n-d e s t r u c t i o n t e s t i n g;u l t r a s o n i c;e v a l u a t i o n材料工程2021年2月碳纤维增强树脂基复合材料(c a r b o nf i b e r r e i n f o r c e d p o l y m e r,C F R P)作为高性能结构材料,具有比强度高㊁比刚度大㊁耐腐蚀㊁可设计性好等优点,在航空航天㊁轨道交通和船舶等领域获得了广泛应用[1-2]㊂但由于复合材料的特殊制造工艺及其多铺层的特点,导致在制造过程中容易出现不稳定现象,伴随着某些制造缺陷的产生,常见的缺陷有分层㊁夹杂㊁脱粘㊁孔隙等,严重影响材料结构性能㊂并且缺陷在服役过程中由于应力作用不断扩展,大大降低结构件的残余强度,导致结构整体失效或其他灾难性后果[3]㊂因此,复合材料缺陷检测是复合材料制造过程中需要关注的焦点㊂复合材料具有各向异性及多铺层界面特性,导致其界面行为及缺陷信号特征复杂㊂而无损检测与评估技术能够提供复合材料内部损伤的基础信息,是缺陷定量评估及损伤行为分析的一种有效手段[4-6]㊂因此,很多学者对复合材料无损检测技术进行了广泛研究,常用无损检测技术包括超声[7]㊁L a m b波[8]㊁红外热成像[9-10]等㊂超声相控阵技术具有声束灵活可控㊁检测精度和灵敏度高㊁检测效率高等优势,被认为是一种非常有发展潜力的无损检测方法,在复合材料无损检测领域受到越来越多的关注[6]㊂N a g e s w a r a n等[11]通过在C F R P试样中预埋特氟龙薄膜制备分层缺陷,并使用超声相控阵技术对其检测,准确识别出预埋缺陷形状,但并未对缺陷进行定量评估;徐娜等[12]利用线型相控阵换能器对L型构件R区进行检测,通过对相控阵聚焦法则的优化设计,准确检测出R区分层缺陷形状及深度,但未对缺陷尺寸进行定量评估;张冬梅等[13]利用超声相控阵技术对复合材料R区分层缺陷进行检测,通过对线阵及弧阵相控阵探头的实验研究,对试样厚度及缺陷深度进行了定量测量,缺少对缺陷尺寸的定量分析;李健等[14]利用超声相控阵检测A扫数据,结合小波包与B P神经网络算法,对C F R P分层㊁夹杂和脱粘缺陷进行分类,有效提高了缺陷的检测效率,但是仅限对缺陷进行定性分析识别,未进行有效的定量评估;M e o l a等[15]利用超声相控阵技术对C F R P中预埋分层缺陷进行了检测,并和红外热成像技术进行对比,证明超声相控阵技术能够有效检测出预埋缺陷的形状㊁尺寸和深度,但其仅预埋一个直径20m m的圆形缺陷,数量较少且直径较大,不利于对超声相控阵技术检测能力进行充分评估;C a m i n e r 等[16]为充分评估超声相控阵技术对C F R P分层缺陷的检测能力,制备了预埋多种不同材质㊁形状㊁尺寸及埋深分层缺陷的试样,并对铺层方式及厚度对检测结果的影响做了研究,但其制作工艺及缺陷材质特性导致其预埋分层缺陷易产生变形,一定程度上影响对检测结果的定量评估,且缺陷尺寸较大(ȡ10m m)也不利于对超声相控阵检测能力的评估㊂上述研究中受限于分层试样的制作效果,对分层缺陷的检测误差分析较少;此外,预埋缺陷数量较少㊁直径较大,不能对超声相控阵检测能力进行很好的评估㊂针对上述问题,本工作首先制备含有不同埋深及尺寸分层缺陷的C F R P层压板试样;然后利用超声相控阵技术对其进行检测,通过S扫描与C扫描图像对检测结果进行分析与测量,并结合声场仿真对检测结果进行误差分析,实现了试样分层缺陷的可视化分析与定量评估㊂1实验材料及方法1.1分层缺陷试样超声信号在复合材料传播过程中,当内部存在损伤或缺陷时,由于声阻抗的不同,将会导致入射声波发生反射㊁衍射等行为㊂声波的反射强度(能量)与缺陷的物理性质(如密度㊁弹性常数)有关:R=νDρD-νCρCνDρD+νCρC(1)式中:R为入射声波在缺陷界面的声压反射系数;νD 为入射声波在缺陷中的传播速率;ρD为缺陷区密度;νC为入射声波在复合材料中的传播速率;ρC为复合材料的密度㊂R值越大,表明声波反射越强烈㊂因此,选择声阻抗与复合材料相近的聚酰亚胺薄膜作为分层缺陷,声波在缺陷处反射信号较弱,能够有效地评估超声相控阵对分层缺陷的检测能力,且聚酰亚胺耐高温可有效防止预埋缺陷在制备过程中的扭曲变形㊂分层缺陷试样尺寸为250m mˑ200m m,厚度为3.0m m㊂原材料为东丽T300编织碳纤维斜纹预浸布(F AW200/69),克重200g/m2,单层名义厚度0.25m m㊂试样铺层方式[90/0]7,共14层,其中0ʎ方向为长边方向㊂通过在铺层之间预埋聚酰亚胺薄膜制备分层缺陷,薄膜厚度为0.025m m㊂试样铺层及缺陷埋入方式如图1所示,预埋位置共3处,分别为浅层(第2,3铺层之间)㊁中间层(第7,8铺层之间)㊁深层(第11,12铺层之间),每层预埋4个圆形缺陷,直径分别为12,9,6,3m m㊂聚酰亚胺薄膜预埋入铺层时喷涂适量脱模剂,阻止其与预浸布铺层发生粘连,有效防止其在试样固化成型过程中发生扭曲变形㊂试样使用热压罐成型工艺制备,将铺叠后的试样毛坯密封于真空袋内,抽真空后放入热压罐中,按照预浸布固化工艺进行升温㊁升压㊁固化成型,固化温度与压力分别为130ħ,600k P a㊂051第49卷 第2期复合材料层压板分层缺陷超声相控阵检测与评估图1 试样尺寸及缺陷预埋方式F i g .1 S pe c i m e n s i z e a n dd e l a m i n a t i o nd ef e c t s e m b e d m e n tm e t h o d 铺叠后试样名义厚度为3.5m m ,但在试样制备过程中由于高温高压作用,试样成品最终厚度约为3m m ㊂假定固化过程中各铺层具有相同的压缩量,则各层分层缺陷预埋深度(d s )分别为浅层0.43m m ㊁中间层1.50m m ㊁深层2.34m m ㊂1.2 超声相控阵检测技术超声相控阵检测原理如图2所示,超声相控阵技术可以同时对阵列探头中的多个晶元进行激励,通过控制每个晶元的激发延迟时间,实现发射声束的自动偏转与聚焦;在反射信号处理过程中,对每个晶元接收到的反射信号进行时间延迟校准,然后进行叠加处理即可得到当前检测点的反射信号㊂检测过程中,通过对激发孔径和聚焦法则的设置,可以动态调整发射声束的偏转方向㊁聚焦深度和焦点大小㊂图2 超声相控阵检测原理F i g .2 P r i n c i p l e o f p h a s e da r r a y u l t r a s o n i c t e s t i n g相控阵探头接收到的原始信号以A 扫描的形式被记录,每一扫查点的入射波㊁缺陷波及底面波以幅值-时间(或厚度)曲线的形式显示㊂通过不同成像算法对A 扫信号进行处理,可得到超声S 扫与C 扫图像㊂超声相控阵检测视图如图3所示,对于线性聚焦扫查方式,超声S 扫描图像为横断面视图,由探头阵列方向的A 扫描信号处理后得到,能够提供缺陷深度信息及断面形状;超声C 扫描图像为平面视图,由扫查区域内所有A 扫信号处理后得到,包括幅值或深度两种不同的视图形式,能够提供缺陷平面形状及尺寸信息㊂图3 超声相控阵检测视图F i g.3 V i e w s o f p h a s e d a r r a y u l t r a s o n i c 超声相控阵检测系统如图4所示,主机为O m n i S c a n M X 2便携式超声相控阵探伤仪,相控阵探头选择线性阵列近壁探头(5L 64-NW 1),晶元数为64,晶元中心间距为1m m ,探头中心频率为5MH z ㊂为解决检测近表面盲区问题,使用高度为20m m 的有机玻璃楔块㊂在楔块与被检试样之间使用纯净水作为耦合剂,确保超声信号能够顺利经楔块射入试样,探头在扫查方向的行程位置通过E N C 1-2.5-D E 编码器获取㊂图4 超声相控阵检测实验装置F i g .4 E x p e r i m e n t a l s e t -u p o f p h a s e d a r r a y u l t r a s o n i c t e s t i n g相控阵探头聚焦法则选择线性聚焦方式,超声声束只聚焦不偏转㊂设置激活孔径为8,晶元步距为1,即每次通过软件控制激发8个晶元产生超声声束,然后从第1个晶元到第64个晶元依次移动激发㊂在不移动探头的情况下即可获取57(64-8+1)个扫查点,扫查宽度约为57m m ㊂采用单线扫查方式对试样进行检测,一次扫查可覆盖宽度为57m m ㊂因此,需要对试样进行3次单线扫查,每次扫查只检测同一埋深位置的分层缺陷㊂扫查方案如图5所示,单线扫查方151材料工程2021年2月向为试样长边方向,图中C F R P 板为分层缺陷试样实物㊂图5 扫查方案F i g.5 D e t a i l s o f s c a ns c h e m e 为准确获得缺陷深度信息,检测前需要对试样中的声速进行校准㊂试样厚度通过测量其4个边的中心位置厚度,然后取平均值得到㊂选择试样中无明显制造缺陷的位置进行声速校准,试样校准声速为2857.1m /s㊂2 实验结果与分析图6为单线扫查的结果图像,包含A 扫㊁S 扫和C扫视图,S 扫和C 扫图像均对A 扫信号幅值进行颜色编码,建立信号幅值与图像颜色的对应关系,信号幅值强度范围0%(白色)到100%(红色)㊂C 扫描成像结果与A 扫描图像中设定的闸门(G a t eA )范围和阈值紧密相关,当反射信号在闸门范围内且幅值大于设定阈值时,被识别为有效反射信号,因此需要准确设置闸门参数㊂检测前先对试样无缺陷区域进行扫查,分析其噪声信号幅值强度㊂扫查结果显示,试样噪声信号幅值均在15%以下㊂为保证成像效果,闸门阈值应稍高于噪声幅值,因此实验中设定闸门阈值为20%㊂图6 扫查结果视图 (a )A 扫;(b )S 扫;(c )C 扫F i g.6 V i e w s o f l i n e s c a n (a )A -s c a n ;(b )S -s c a n ;(c )C -s c a n 由于复合材料自身具有各向异性及多层界面特性,超声信号在其内部传播过程中衰减严重,深层反射信号较弱,导致深层缺陷检测尺寸偏小或出现漏检㊂而且试样中所预埋的聚酰亚胺缺陷声阻抗与复合材料相近,缺陷界面反射信号能力较弱,进一步减弱了深层反射信号强度㊂因此,在对分层缺陷试样进行超声相控阵检测时,使用时间校正增益技术增强反射信号[17],改善深层信号质量,提高检测精度㊂设定增益后,底部反射信号幅值与上表面反射信号幅值相同㊂2.1 C 扫描幅值图像分析图7为分层缺陷C 扫描幅值图像,可以看出,预埋的12个分层缺陷被全部检出,缺陷形状近似圆形,与预埋的圆形薄片基本一致,且缺陷圆形区域内颜色无明显差别,表明预埋薄膜未发生明显褶皱变形㊂图中分层缺陷与其他区域颜色差别较明显,图像颜色为红色或黄色,反射信号较强;其他区域图像颜色为蓝色,反射信号较弱㊂除缺陷外其他区域颜色均匀,试样无明显其他制备缺陷㊂图7(a )~(c)中同一埋深处分层缺陷图像颜色基本相同,反射信号强度相近㊂但仍然能够观察到随着缺陷直径的减小,缺陷颜色变浅,说明缺陷越小其反射信号能力越弱,越不容易被检测㊂图7(a ),251第49卷 第2期复合材料层压板分层缺陷超声相控阵检测与评估图7 分层缺陷C 扫描幅值图像(a )d s =0.43m m ;(b )d s =1.50m m ;(c )d s =2.34m m F i g .7 A m p l i t u d eC -s c a n i m a g e s o f d e l a m i n a t i o nd e f e c t s (a )d s =0.43m m ;(b )d s =1.50m m ;(c )d s =2.34m m (b)中缺陷中心在同一水平位置,与铺层时预埋位置一致,制备过程中未发生偏移;而图7(c)中3m m 缺陷中心位置相比其他3个缺陷有明显下移,说明此缺陷在制备过程中发生了移位㊂对比不同埋深分层缺陷图像颜色可知,随着缺陷埋深的增大,缺陷图像颜色由红变黄,反映出随着缺陷埋深的增加其反射信号越来越弱㊂为对分层缺陷尺寸进行定量评估,使用-6d B 方法[18-19]对超声相控阵检测结果进行定量测量,此方法中分层缺陷边界为信号幅值下降到缺陷区域内最大幅值的50%时位置㊂使用O m n i P C4.4软件的数据分析功能,首先利用数据光标定位缺陷内最大幅值点,获取缺陷内最大幅值,然后根据-6d B 方法确定缺陷边界,实现缺陷长度与宽度的测量,分层缺陷长度与宽度检测误差分别如图8(a ),(b)㊂可明显看出,超声相控阵检测结果比缺陷实际尺寸稍微偏大,长度测量值误差均比宽度测量值误差大,宽度测量值更接近缺陷实际直径㊂图8 分层缺陷检测误差 (a )长度误差;(b)宽度误差F i g .8 T e s t e r r o r s o f d e l a m i n a t i o nd e f e c t s (a )l e n gt he r r o r ;(b )w i d t he r r o r 351材料工程2021年2月由于线阵超声相控阵探头只能沿阵元宽度(步进方向)聚焦,对选定超声探头,聚焦声束焦斑尺寸是由激活孔径㊁聚焦深度决定㊂为对上述误差原因进行准确分析,建立基于瑞利积分的固固界面多点源三维声场模型,使用MA T L A B 对平行于试样平面方向超声声场进行仿真[20]㊂仿真中楔块密度为1.18g /c m3,纵波声速为2730m /s ,聚焦深度为3m m ,激活孔径为8㊂图9为聚焦点位置处平面声场仿真结果,能够直观观察到超声声束在步进方向聚焦效果较好,扫查方向上焦斑尺寸较大大,使用-6d B 方法测量聚焦声场在扫查方向与步进方向尺寸分别为5.7,1.9m m㊂图9 聚焦点位置声场仿真图像F i g.9 S i m u l a t i o n r e s u l t o f s o u n d f i l e d a t f o c u s p o i n t 根据上述仿真结果,当声束沿扫查方向向缺陷移动时,聚焦点中心到达缺陷边缘前已经产生较强缺陷反射信号(信号幅值大于设定闸门阈值)㊂在图7中可以发现,随着探头在扫查方向移动,反射信号逐渐增强,导致图像颜色逐渐变深;同样在探头远离缺陷时也会发生部分声束反射现象,反射信号逐渐变弱,图像颜色逐渐变浅㊂相控阵超声聚焦声场的不对称导致缺陷检测尺寸的不对称结果,在步进方向聚焦焦斑尺寸更小,检测结果更接近真实值㊂聚焦声束焦斑扫查方向与步进方向尺寸差值为4m m ,而缺陷检测结果在两个方向的误差差值约2m m ,为焦斑尺寸差值的一半㊂因此,在实际工程应用中,应该以步进方向检测结果为准,为准确检测缺陷长宽尺寸可对缺陷进行两次方向垂直的扫查㊂为验证上述分析的正确性,调整扫查方向为试样短边方向(与原扫查方向垂直),对不同埋深的3m m 缺陷进行单线扫查㊂扫查结果如图10所示,调整后缺陷扫查方向尺寸依然大于步进方向尺寸,验证了上述分析的正确性㊂综上,超声相控阵C 扫描幅值图像能够直观呈现分层缺陷沿铺层方向的形状,对最小直径3m m缺陷图10 3m m 缺陷C 扫幅值图像F i g.10 A m p l i t u d eC -s c a n i m a g e o f 3m md e f e c t s 依然有很好的检测效果㊂在对分层缺陷进行定量评估时,特别是对于小尺寸缺陷,应对缺陷进行两次不同方向扫查并以步进方向检测结果为准,以提高定量评估准确性㊂2.2 C 扫描深度图像分析C 扫描深度图像是利用闸门内A 扫描原始数据,根据超声信号渡越时间t 及声速c p ,计算每一扫查点反射信号的深度信息d t (d t =(c p ˑt )2),并以颜色编码的方式成像,深度范围为0m m (红色)到3m m (蓝色)㊂图11为分层缺陷C 扫描深度图像,图中同一埋深处缺陷深度颜色基本相同,说明缺陷埋深相同,与缺陷预埋在同一铺层一致;对比不同埋深缺陷图像,浅层㊁中层㊁深层缺陷图像颜色分别为黄色㊁绿色㊁蓝色,图像颜色所代表缺陷埋深基本与预设埋深d s 一致㊂图11 分层缺陷C 扫描深度图像(a )d s =0.43m m ;(b )d s =1.50m m ;(c )d s =2.34m m F i g .11 D e p t hC -s c a n i m a ge s of d e l a m i n a t i o nd e f e c t s (a )d s =0.43m m ;(b )d s =1.50m m ;(c )d s =2.34m m 为对缺陷深度进行定量评估,选取图像中缺陷中心位置深度作为检测深度(d t ),表1为缺陷深度检测451第49卷 第2期复合材料层压板分层缺陷超声相控阵检测与评估结果㊂中间层及底层缺陷埋深检测结果较准确,最大误差仅为0.04m m ;而浅层缺陷埋深检测结果误差相对较大,4处缺陷埋深误差均为0.11m m ㊂超声相控阵对分层缺陷深度检测精度较高,但对于近表层缺陷深度误差相对较大㊂表1 分层缺陷深度T a b l e 1 D e pt ho f t h e d e l a m i n a t i o nd e f e c t s d s /m m d t /m m ϕ12m m ϕ9m mϕ6m mϕ3m m0.430.540.540.540.541.501.541.521.501.502.342.362.342.332.312.3 S 扫描图像分析S 扫图像是基于信号渡越时间的试样断面深度图像,不同埋深分层缺陷中心位置S 扫描图像如图12所示,图中上表面波与底面波图像颜色为红色,表明信号在此处发生较强的界面(楔块-试样界面㊁试样-空气界面)反射,而缺陷图像颜色相比要浅很多,说明缺陷反射信号较弱;另外在缺陷下部均未发现明显声影,说明声波在遇到缺陷后大部分发生透射,与缺陷所用聚酰亚胺材质声阻抗特性一致㊂图中分层缺陷外其他位置能够明显观察到浅蓝色横向条纹,表明在铺层界面处发生了超声弱反射现象,说明超声相控阵技术具有很高的纵向分辨力㊂图12 分层缺陷S 扫描图像(a )d s =0.43m m ;(b )d s =1.50m m ;(c )d s =2.34m m F i g .12 S -s c a n i m a ge s of t h e d e l a m i n a t i o nd e f e c t s (a )d s =0.43m m ;(b )d s =1.50m m ;(c )d s =2.34m m 551材料工程2021年2月S扫图像能够反映试样整个厚度区间的断面信息,更加直观地观察到不同埋深缺陷在试样厚度方向上的位置及缺陷断面形状㊂并且能够实现对试样厚度㊁缺陷深度及缺陷断面尺寸的定量检测(详见图中标注尺寸)㊂图像上缺陷断面形状为直线,说明缺陷未发生扭曲变形㊂缺陷中心位置断面尺寸与通过C扫描测量的宽度信息基本一致,缺陷形状为圆形相符㊂3结论(1)实验所制备的分层缺陷标准试样效果较好,缺陷实际形状㊁深度及尺寸置信度较高,能够实现对超声相控阵检测能力的评估㊂(2)仿真结果显示,相控阵超声聚焦声束的不对称导致了检测结果的不对称,步进方向尺寸误差较小,在工程应用中对缺陷定量分析时应以此方向结果为准㊂(3)定量测量结果表明,超声相控阵技术能够准确识别分层缺陷形状㊁尺寸及位置,对不同深度及尺寸的分层缺陷均具有很好的检测效果,尺寸检测结果误差<1m m,深度检测结果误差<0.1m m㊂(4)超声相控阵C扫图像能够呈现缺陷形状及大小,S扫描图像能够揭示缺陷位置及断面形状,结合C 扫描图像与S扫描图像,可实现对分层缺陷的可视化检测分析,是对分层缺陷进行定性分析与定量检测的有效手段㊂参考文献[1]邢丽英,包建文,礼嵩明,等.先进树脂基复合材料发展现状和面临的挑战[J].复合材料学报,2016,33(7):1327-1338.X I N GLY,B A OJ W,L IS M,e t a l.D e v e l o p m e n t s t a t u sa n d f a-c i n g c h a l l e n g eo fad v a n ce d p o l y m e r m a t r i xc o m p o s i t e s[J].A c t aM a t e r i a eC o m p o s i t a eS i n i c a,2016,33(7):1327-1338. 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复合材料层合板分层损伤数值模拟_图文
武汉理工大学硕士学位论文复合材料层合板分层损伤数值模拟姓名：韩学群申请学位级别：硕士专业：复合材料学指导教师：王继辉20100501武汉理工大学硕士学位论文摘要随着复合材料的广泛应用，其破坏形式的研究日渐完善。
从细观损伤力学角度分析，复合材料层合板破坏分为面内破坏和层间破坏，如面内的纤维断裂，层间的分层、子层屈曲等。
统计资料表明，在各种损伤破坏中，分层失效约占６０％。
无论是单调静态还是疲劳荷载加载，分层的产生和扩展都会显著地降低复合材料结构的强度，甚至对结构造成灾难性的毁坏，从而带来严重的安全问题。
分层是复合材料最为严重的一种破坏形式。
所以研究复合材料层合板分层损伤演化过程具有重要意义。
复合材料层合板分层损伤的数值模拟，主要有两种建模方法：一种是基于损伤力学的模型；另一种是基于断裂力学的模型。
损伤力学模型在层间引进界面元。
分层界面的行为由界面处的张开位移与张力的关系控制。
应力．相对位移曲线围成的面积等于临界能量释放率。
由于微观裂纹和孔隙的扩展，能量发生耗散。
分层前缘处的网格精度要求比断裂力学模型的低，也不需要重新划分网格。
损伤力学模型建模方便，无需预先定义裂纹。
本文选用损伤力学模型建模，采用界面元模拟分层界面，壳单元模拟层合板。
为防止层合板的子层穿透，分层界面施加接触约束条件。
本文的主要研究目的是分析含初始分层损伤的层合板损伤在拉压荷载作用下的力学响应。
对于层合板受拉伸荷载作用的情况，本文考察了界面刚度、初始分层长度、非中面对称分层和分层界面铺层对层合板力学响应的影响。
分析结果表明，界面刚度对分层扩展的影响不大；初始分层长度只在分层扩展以前的加载阶段对层合板的力学性能有影响，而对分层扩展阶段影响甚微；对于非中面分层，本文提出了一个预测含非对称分层损伤的层合板的破坏强度的理论公式，理论预测值与有限元的计算结果吻合得较好。
对于层合板受压缩荷载作用的情况，考察了初始分层面积大小、不同铺层和非中面对称分层等因素对板中分层损伤的扩展和层合板力学性能的影响。
金属基复合材料界面问题课件.ppt
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2．界面的作用
2024散射与吸收效应、诱导效应及不连续效 应。
传递效应：是指界面可以将外力通过基体传递给增强体，起连接基体与增强 体的作用。
阻断效应：是指界面具有阻断裂纹扩展、延缓应力集中的作用。 散射与吸收效应：是指界面具有透光、隔热、隔音、吸振、耐热冲击的性能。 诱导效应是指界面使周围物质的结构发生改变，从而产生出一系列特殊的性 质。不连续效应是指界面的物理不连续性。
产生界面反应产物一脆性相 ：界面反应结果形成各种类型的化 合物,如A14C3、AIB2、A12MgO4、MgO、Ti5Si3、TIC等。
造成增强体损伤和改变基体成份 ： 严重的界面反应使高性能纤 维损伤。
界面反应还可能改变基体的成份。
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主要的界面问题：
1.界面反应及其控制途径: 2.界面微结构及其表征: 3.界面结构特性对微观、宏观性能的影响: 4.界面结构与复合材料组分的关系: 5.界面稳定性: 6.界面的优化设计和优化界面的有效途径
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2024/10/8
Cf/Al复合材料界面反应工艺控制
在现有的金属基复合材料体系中， Cf/Al复合材料对界面是最为敏感的， 甚至成为复合材料能否成功应用的关键技术障碍一般地,C 与 Al的复合界面在 773K便可生成 Al4C3
三方面的危害： 1.呈脆性，可降低界面在复杂应力下传递载荷的作用; 2.会导致碳纤维损伤，降低纤维的承载能力 3.易于水解，潮湿环境下易腐蚀。
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3．界面的类型
3.界面分类
2024/10/8
•结合的原理 机械结合 化学结合
•相互作用
既不反应又不扩散 不反应但溶解扩散 界面反应
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4.界面反应
4.1界面过程 （1）界面的吸附和偏聚 （2）扩散和传质 （3）成核和生长 （4）界面化学反应
碳纤维复合材料制孔分层缺陷的研究
企业文化是企业核心竞争力的源泉 ， 是 企业持续发展 的关键 ． 不 断加强企业文化建设 ． 塑造企 业精神 ． 是培养 高素质员工队伍 的重要 举措 “ 团结创业” 是抓好企业 文化建设 的核心 。 在经济发展和改革中． 领导班子要始终以团结 、 协作 、 创业 、 奋进为 目标 ， 努力建设政治过硬 ， 作风清廉 、 管理能力强 、 业务素质高 的班子队伍 ， 为企业 文化建设 和经 济持续发展提供强有 力的组织保证 在员工 中进行培育企业文化教 育， 开展“ 打 造一流企业 、 培养一流 员工 、 创造 一流业绩 、 提供一流 服 务” 活动 ． 造就一支“ 四有 ” 职工 队伍 ， 使企业文化建设步伐加快 。加 强 企业文化建设过程中 ． 结合行业实际 、 开拓创新 ， 不断提炼建立适合本 行业 的企业 文化 ． 通过 充分发挥企业 的文化优势 ． 注重培养职工 的主 人翁意识 ． 自觉树立企业 的核心价值观 ， 企业上下形成有效 发展业 务 、 严格管理 、 热忱服务 、 防范风 险的道德环境和文化氛围， 形成 和谐发展 的局面 还记得奥 克斯是近 ２ ０ 年来在宁波发迹 的大企业而奥克斯 集 团能够保持快速 、 健康 、 高效 的发展 ， 主要的动力源 自于奥克斯 多年 经 营中总结积累起来的企业 文化理念 。 奥克斯一贯坚持“ 以人为本 、 诚信 立业 ” 的企业宗 旨， 对 企业 文化理念的探索 ， 始终 抱着一种与时俱进 、 不 断 自我超越 的精神 ． 本着务实高效原则进行创新 和定位 ． 最终形成 了以经济价值规律为 刚性平 台 ． 以有理服从原则 为柔性 理念 ， 将严密 性和开放性有机统一 ． 并强调效率为中心的管 理特色 。集 团董事长郑 坚江将其提炼为三句话 ： “ 一切按经济价值规律办事 ． 一切按有理服从 原则办事 ． 一个以提高效率为 中心的企业风格 。 ” 这三句话同时更是奥 克斯人经营思想 、 文化理念最核心的 内涵。 ３ ． ２ 创新建设是企业文化 的生命 创新载体 ， 增 强企业核心竞争力。 要 围绕社会主义核心价值 观． 以 热爱祖 国 、 热爱企业 、 热爱 岗位 等方面的教育为抓 手 。 内化于心引导 员工热爱热爱企业 、 热 爱岗位 ， 营造 良好 的企业 文化建设环境要深化 “ 平凡 的岗位 ． 不平凡 的价值 ” 微故事精品集萃宣传 教育活动 。 在潜移 默化 中培育和践行 工人 阶级 的核心价值观
碳纤维复合材料钻削孔分层缺陷的研究
由图 1 和图 6 还可以看到，进给量对各层间 分层的影响呈现一上凹曲线。在进给量很小（ # 8 4"’ ! &）时，进给量增大分层尺寸降低；当进给量超 过 4"’ ! & 时，进给量增大，各层间分层尺寸上升。 所以 # # 4"’ ! & 是产生最小分层的进给量，是一个 临界值。
" 0 " 0 " 切削速度、进给速度之比 " $ "# 与孔出口 分层间的关系
主要目标的切削参数选取中，切削速度与进给速
计；UU- 采用并行结构进行训练，其参数调整独 立于系统的实时控制，有效地解决了普通模糊神 经网络控制方法通常存在的实时性差的问题，使 复杂系统的在线控制成为可能。为未知不确定非 线性系统的智能控制提供了一条有效的途径。
度两者选取的最佳值是 ! " !# # !"""。 图 $ 是在不考虑进给速度情况下将孔出口侧
侧分层和出口侧分层两部分组成，入口侧分层尺寸远远小于出口侧分层尺
寸，入口侧分层为圆形，出口侧表面几层分层为椭圆形，深层分层仍为圆形。
在此基础上，进一步对多向碳纤维复合材料板材钻削孔孔出口分层缺陷的大
小与钻削参数间的关系进行了试验探索，得到一些有价值的试验数据和结
论。
关键词：碳纤维复合材料；钻削孔；孔出口；分层尺寸
图 42、图 43 分别为孔出口侧 $ ! "、" ! 1 层层间 的分层尺寸与切削速度、进给速度之比 " $ "# 间的 试验关系曲线。可以看到，在不同进给速度下得
到的试验数据点比较集中，在 " $ "# 值较低的范围 集中程度尤其高。
在切削 速 度 与 进 给 速 度 比 值 较 低（ " $ "# % · $9:9 ·
复合材料的分层缺陷
复合材料的分层缺陷引言目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。
在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。
由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。
有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的50%以上[1]。
分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。
在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。
因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。
1.1分层产生的原因Pagano 和Schoeppner [2] 根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。
第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。
在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。
以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。
由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一[3，4] 。
在层合板的制备过程中，由于手工铺设质量具有分散性，极易形成富树脂区，进而引发树脂固化时铺层间的收缩程度差异，使层间具有较低的力学特性，极易形成分层[5，6] 。
复合材料结构与修理PPT课件
▪ 波音认为复合材料除减重外，还可提供更好的耐 久性，降低使用维护要求，增加未来发展的潜力 和空间。
▪ 主要用材体系为T800/韧性环氧，已在B777完成 验证和使用。
▪ 所上的新技术还包括： ▪ TiGr层板，即碳纤维增强钛板，一种新的超混杂
复合材料，其由Ti箔加上IM6/PEEK相间制成，具 有优异的抗疲劳性能。 ▪ 结构健康监控技术，以光纤系统为传感器，连续 探测损伤，监视结构完整性，预报早期的结构维 护、修理的要求。
53
图3-11 腐蚀控制 54
先进复合材料在飞机上的应用
近30多年欧美民用飞机上复 合材料占整机结构重量的百 分比（不包括支线飞机）
55
国内飞机上的复合材料应用情况
56
国外民用飞机上的复合材料应用情况
57
图3－12先进复合材料在波音737－300上的应用
58
图3－13先进复合材料在波音757上的应用
3
第一章 复合材料的简介
复合材料的定义 材料的形式 纤维增强材料 织物 基体和环氧树脂体系 粘接剂 蜂窝及蜂窝夹芯结构
4
定义
由两种或两种以上的材料组合而成的材 料称之为复合材料。复合材料的范围包括 玻璃纤维增强复合材料、碳纤维/环氧树脂 复合材料、碳/碳复合材料、金属基、陶瓷 基复合材料。
二. 对称 对称是复合材料层合板即为在中轴两边有相同数目的铺 层，且距离中轴相同之处的铺层的方向相同。 例如：（ +45°,0°,0°,90°，－45°/－45°,90°，0°,0°， +45°）是对称层合板。
46
图3-7 铺层方向符号
47
图3-8 拉伸与压缩问题及解决方法 48
夹层结构有以下典型特点：
【优】层合板分层损伤的修理最全PPT
2.修理铺层的准备
铺层样板制作 ★ 制作修理铺层样板
➢ 另取一张透明隔离膜；以此为修理铺层样板；
➢ 在隔离膜上标明0°方向；
➢ 并根据每层的铺层取向旋转一定的角度后，
画出每层外轮廓；
➢ 在每层上标出铺层信息。
《Composite Aircraft Structure》
即纤维与树脂的重量比例为 1: 1. 2 。 ➢ 考虑到在调配时有少量会粘在器皿上，通常还要增加一个的系数。 ➢ 得到总量后，再按树脂和固化剂的调配比例分别计算出各自需要的量。
《Composite Aircraft Structure》
2.修理铺层的准备
湿铺层制作 ★ 浸渍
《Composite Aircraft Structure》
Composite Aircraft Structure 并根据每层的铺层取向旋转一定的角度后，画出每层外轮廓；
能够看出层与层的边界，可以
The Repair Process of Delaminate Damage
固化时间是修理区温度达到规定温度所需保持的时间； 考虑到在调配时有少量会粘在器皿上，通常还要增加一个的系数。
层合板分层损伤的修理
The Repair Process of Delaminate Damage
Composite Aircraft Structure
1.损伤的确定和去除
损伤区域的确定 ➢ 目视法检查表面损伤 ➢ 敲击法检查复合材料层合板的内部损伤
★ 从损伤中心向四周辐射 ★ 敲击声沉闷则表明有可能分层 ★ 用马克笔将分层区域轮廓勾勒出来
《Composite Aircraft Structure》
复合材料的分层缺陷演示教学
复合材料的分层缺陷演示教学复合材料的分层缺陷复合材料的分层缺陷引言目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。
在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。
由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。
有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的 50%以上[1]。
分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。
在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。
因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。
1.1分层产生的原因Pagano 和 Schoeppner [2] 根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。
第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。
在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。
以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。
由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一 [3， 4] 。
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复合材料的分层缺陷复合材料的分层缺陷引言目前被广泛用于飞机承力构件的纤维增强树脂基复合材料（CFRP）主要是层合板与层合结构。
在层合板的制造过程中，常由于许多不确定的因素，使复合材料结构发生分层、孔隙、气孔等等不同形式的缺陷；同时，复合材料层合板在装配与服役过程中所受到低能冲击很容易引发各种形式的损伤。
由于增强纤维铺设方向的不一致常导致铺层间刚度的不匹配，引发较高的层间应力，而层间应力的主要传递介质是较弱的树脂基体，因此对于复合材料层合板，分层是其主要的损伤形式。
有报导统计，复合材料层合板在加工、装配和使用过程中产生的分层损伤，占缺陷件的 50%以上[1]。
分层常存在于结构内部，无法根据表面状态检测出来，并且分层的存在极大地降低了结构的刚度，特别在压缩载荷作用下，由于发生局部屈曲而导致分层扩展，使结构在低于其压缩强度时发生破坏。
在飞机研制与制造过程中，复合材料层合板的分层损伤问题一直是难以解决的结构问题之一，也是影响CFRP 在结构组分中应用的主要限制因素。
因此，如何充分地结合试验测试，利用数值模拟的方法评估分层的许和容限，成为决定飞机结构综合性能的亟待解决的关键问题。
1.1分层产生的原因Pagano 和 Schoeppner [2] 根据复合材料构件的形状，将分层产生的原因分为两类。
第一类为曲率构件，工程中常见的曲率构件包括扇形体、管状结构、圆柱形结构、球形结构和压力容器等；第二类为变厚度截面，工程中常见于薄层板与补强件连接区域、自由边界处、粘合连接处及螺栓接合处等。
在上述结构件中，临近的两铺层极易在法向和剪切向应力作用下发生脱胶和形成层间裂纹。
以外，温湿效应、层板制备和服役状态等亦是分层产生的原因。
由于纤维与树脂的热膨胀系数以及吸湿率均存在差异，因此，不同铺层易在固化过程产生不同程度的收缩并在吸收湿气后产生不同程度的膨胀，不同程度的收缩与膨胀所产生的剩余压力是导致分层的源头之一 [3， 4] 。
在层合板的制备过程中，由于手工铺设质量具有分散性，极易形成富树脂区，进而引发树脂固化时铺层间的收缩程度差异，使层间具有较低的力学特性，极易形成分层[5， 6] 。
在服役过程中，低速冲击所产生的横向集中力是层合板结构形成分层的重要原因之一。
冲击引发的临近铺层间的内部损伤、层合板制造过程中工具的掉落、复合材料部件的组装及维修以及军用飞机及结构的弹道冲击等均会引发层间分层。
1.2 分层的种类Bolotin [5， 6] 将分层分为内部分层（Internal delaminations）和浅表分层（Near-surface delaminations）两类。
其中，内部分层源自层合板的内部铺层，由于树脂裂纹和铺层界面间相互作用而形成，它的存在会降低结构件的承载能力。
特别是在压缩载荷作用下，层合板的弯曲行为受到严重影响（如图1）。
虽然分层将层合板分为两个部分，但是由于两个子层板变形间的相互作用，层合板呈现相似的偏转状态，发生整体屈曲。
图1 内部分层及对结构稳定性的影响浅表分层产生于层合板接近表面的浅层位置，呈现出比内部分层更为复杂的分层行为。
分层区域的变形受到厚子板的影响相对更小，浅表处的分层部分并不一定受较厚的子板的牵制而变形，因此对于浅表分层，不仅需要考虑浅表分层的扩展，还需要考虑分层子板的局部稳定性。
根据载荷形式及分层状态可将浅表分层分为如图 2所示的种类。
图2 浅表分层的种类在分层产生后，内部分层和浅表分层在静承载和疲劳载荷作用下可能发生分层扩展，层合板的强度和稳定性明显下降。
确定分层缺陷的形式对复合材料结构的完整性是十分层重要的。
1.3分层的微观结构在微观尺度下，层间裂纹扩展后将在裂纹前缘形成损伤区域。
根据树脂的韧性和应力水平（I 型，II 型，III 型和混合型，如图 3 所示），损伤区域的尺寸和形状呈现不同的状态。
剪切载荷下裂纹尖端应力场的衰减较缓慢，因此 II 型和 III 型裂纹尖端的损伤区域比 I 型区域广。
此外，受树脂基体的影响，脆性与韧性树脂基体的损伤状态具有明显的区别。
在脆性树脂体系下，I 型裂纹尖端的损伤区域会发生微裂纹的合并和生长以及纤维—树脂间的脱胶现象，上述现象都会诱发裂纹前进，其中，脱胶行为的发生常伴随着纤维桥接和纤维断裂现象的发生。
而对于剪切模式的 II 型和 III型分层，裂纹前缘处的微裂纹发生合并的现象，并与铺层角度呈 45°方向扩展，直至到达富树脂区域。
界面处微裂纹的合并在纤维间的树脂区域呈现锯齿状，如图 4所示。
而对于韧性材料体系，裂纹前缘的塑性变形推进裂纹扩展，呈现出韧性断裂并伴随层间脱层现象的发生 [7]。
图3 I 型、II 型和 III型裂纹拓展模式图4 层间II 型分层的扩展模式：（a）裂纹尖端处微裂纹的形成；（b）微裂纹的生长及张开；（c）微裂纹的合并及剪切尖端的形成2 准静态下分层行为预测方法分层力学由前苏联的固体物理学家 Obreimoff (1894-1981)最先着手研究，1930 年，他在题名“The Splitting Strength of Mica”[8]的论文中详细讨论了层间断裂韧性并研究了在剪切力作用下云母试样的分层现象。
时至今日，分层的力学问题在吸引重多科研工作者兴趣的同时，已取得了突出的成果，分层行为的预测方法发展成为强度理论方法、断裂力学方法和损伤力学方法等三类。
2.1 强度理论方法强度理论方法是研究分层问题的传统方法，是以结构或材料抵抗损伤发生的能力为基础，通过将材料内部的节点应力与界面强度的大小进行比较来判断界面是否发生分层。
该预测分层损伤的方法由 Whitney 等[9]首先提出；在进一步应用平均应力准则的基础上，Kim 等 [11]对受拉、压载荷作用下的层合板的分层产生时的临界载荷值进行了预测。
但是由于不连续铺层端部易出现应力奇异，应力准则方法高度依赖网格尺寸；且由于平均应力准则或点应力准则都引入了特征长度的概念，而特征长度并没有很强的理论基础，使该方法不能够准确地预测分层扩展行为 [12]。
2.2 线弹性断裂力学方法断裂力学方法通过计算裂纹尖端应力场与裂纹尖端张开位移来评价界面的损伤状态。
在忽略材料非线性的前提下，可以采用线弹性断裂力学方法（LEFM）有效地预测分层扩展状态，该方法的核心内容为裂纹尖端能量释放率的计算。
计算应变能释放率的常用方法包括虚裂纹扩展技术（VCCT）、J 积分、虚裂纹扩张和刚度微分方法等，通过比较应变能释放率分量的组合式与某临界值间的关系，可以对分层的状态进行预测。
2.3 损伤力学方法损伤力学方法是通过引入微缺陷 / 微裂纹的面积等形式的损伤变量来预测界面处分层状态，相比断裂力学方法，该方法不仅可以预测已存在裂纹的扩展状态，更重要的是，可以预测新裂纹的产生。
以内聚力理论为基础，该方法考虑了复合材料基体与增强相间以化学反应的形式生成的一层界面物质层，以界面参数的形式，充分地反映了界面物质层的模量、强度和韧性等材料参数。
内聚力裂纹模型由 Dugdale [13]和 Barenblatt [14]首次提出：材料在屈服应力的作用下，会在裂纹前缘形成薄的塑性区域，在该区域范围内的裂纹表面有应力作用，此作用力为“内聚力”；而与之相对的裂纹表面不受任何应力作用的区域为断裂区（如图 5所示）。
图5 内聚力模型虽然内聚力模型属于局部损伤模型[15]，对网格具有依赖性，但由于其支持网格间的相互独立，因此可以方便地实现网格的充分细化，达到准确计算的目的。
采用内聚力模型方法可以同时预测分层的产生和扩展，可以同时完成损伤容限和强度分析。
参考文献：1 王雪明 , 谢富原 , 李敏 , 王菲 , 张佐光 . 热压罐成型复合材料构件分层缺陷影响因素分析 . 第十五届全国复合材料学术会议 . 20082 N. J. Pagano, G. A. Schoeppner. Delamination of polymer matrixcomposites:problems and assessment, (Ed.) Anonymous Kelly, A.; Zweben, D., Oxford (UK).20003 T. E. Tay, F. Shen. Analysis of delamination growth in laminated composites withconsideration for residual thermal stress effects. Journal of Composite Materials.2002, 36(11):1299~13204 A. S. Crasto, R. Y. Kim. Hygrothermal influence on the free-edge delamination of composites under compressive loading, In: Composite Materials: Fatigue and Fracture 6, (Ed.) Anonymous Armanios, E.A., Philadelphia. 1997:381~3935 V. V. Bolotin. Delaminations in composite structures: Its origin, buckling, growth and stability. Composites Part B-Engineering. 1996, 27(2):29~1456 V. V. Bolotin. Mechanics of delaminations in laminate compositestructures.Mechanics of Composite Materials. 2001, 37(5-6):367~3807 W. L. Bradley, C. R. Corleto, D. P. Goetz. Fracture physics of delamination of composite materials. AFOSR-TR-88-0020. 19878 N. Blanco. Variable mixed-mode delamination in composite laminates under fatigue conditions: testing and analysis. PhD Thesis, University of Girona. 20059 I. W. Obreimoff. The splitting strength of mica. Proceedings of the Royal Society of London A. 1930, 127:290-29710 J. M. Whitney, R. J. Nuismer. Stress Fracture Criteria for Laminated Composite Containing Stress Concentrations. Journal of Composite Materials. 1974, 8: 253-26511 R. Y. Kim, S. R. Soni. Experimental and Analytical Studies on the Onset of Delamination in Laminated Composites. Journal of Composite Materials. 1984,18: 70-8012 Z. Petrossian, M. R. Wisnom. Prediction of delamination initiation and growth from discontinuous plies using interface elements. Composites Part A. 1998,29A:503-51513 D. S. Dugdale. Yielding of steel sheets containing slits. Journal of the Mechanics and Physics of Solids. 1960, 8:100-10414 G. Barenblatt. The mathematical theory of equilibrium cracks in brittle fracture.Advances in Applied Mechanics. 1962, 7:55-12915 Z. P. Bažant, M. Jirásek. Nonlocal integral formulations of plasticity and damage:survey of progress. J. Engineering Mechanics. 2002, 128:1119-1149。