航空复合材料疲劳性能研究

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刘牧东（1990－）男，博士，工程师。主要研究方向：直升机结构疲劳和损伤

容限设计。

中国直升机设计研究所 结构强度研究室

本文针对近年来航空复合材料疲劳性能研究现状，从试验、模型表征和寿命估算三个方面进行归纳和分析，并指出了目前尚未解决、

中国科技信息2019年第1期·CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Jan.2019◎航空航天

而在压－压循环载荷作用下，复合材料层合板的剩余强度降低。方光武等在对2D针刺C/SiC复合材料进行拉－拉疲劳试验，结果表明：2D针刺C/SiC复合材料具有较好的抵抗疲劳能力，随着加载循环次数的增加，其剩余强度先增大后减小。Schon J根据飞机机翼实测载荷谱进行加载，对碳纤维/环氧树脂基复合材料连接件进行疲劳试验，试验结果表明：低于复合材料疲劳极限的应力循环对试样的疲劳寿命不产生影响，考虑这一因素，滤去载荷谱中的低应力循环能够加快试验进度且保证试验结果的有效性。Zhang C等试验研究了2.5D－C/SiC复合材料的纵向和横向疲劳性能，发现纵向的疲劳极限是横向的1.5倍，这是由于纵向和横向的纤维束数量不同导致。

在试验的基础上，常采用扫描电镜（SEM）分析复合材料试样断口的微观结构，探寻循环载荷下航空复合材料损伤机理的变化。冯培锋等对玻璃纤维和碳纤维增强复合材料层合板进行断口分析，发现在不同的应力水平加载下试样的损伤机理明显不同：在低应力水平加载下，试样断裂失效前出现大量的疲劳损伤，而在高应力水平下，试样经历的疲劳损伤较少。Pandita SD和Verpoest I对平面编织和针织纤维复合材料的断口分析显示：平面编织纤维复合材料的疲劳失效形式与加载方向有关，其中轴向加载下以纤维失效为主，而偏轴加载下以基体失效为主；平面针织纤维复合材料的疲劳裂纹均在与载荷方向垂直的织物处萌生，之后沿着针织方向进行扩展。王军等对T300和T700碳纤维增强复合材料进行断口分析，发现：与T300相比，T700碳纤维的延伸率较大，从而T700复合材料层合板的疲劳寿命分散性更小；同时，T700碳纤维表面更光滑，纤维与树脂基体的界面性能较弱，导致T700复合材料层合板断口处的分层和劈丝现象明显。Zhang C等对2.5D－C/SiC复合材料的断口分析显示：复合材料的疲劳裂纹主要在纤维束交叉位置萌生，而疲劳裂纹的扩展导致了复合材料的断裂失效。Luo Z等对SiC/SiC复合材料进行断口分析，发现：在超过材料比例极限的高应力水平加载下，疲劳载荷主要由纤维承受；在低于材料疲劳极限的低应力水平加载下，疲劳载荷主要由基体承受；而对于比例极限与疲劳极限之间的应力水平，其疲劳载荷由纤维和基体共同承受。

航空复合材料疲劳性能模型表征研究

在循环载荷作用下，航空复合材料的疲劳性能常借用Basquin模型进行表征。Caprino G和Giorleo G考虑应力比的影响对Basquin模型进行修正，并采用威布尔分布模拟失效概率，根据修正的Basquin模型绘制了复合材料疲劳性能S－N曲线，与试验数据吻合良好。Petermann J和Plumtree A在Basquin模型的基础上，考虑复合材料开裂面上正应力和剪应力的影响，提出了单向复合材料层合板的统一疲劳寿命失效模型，能够评估单向层合板在不同方向和应力比加载下的疲劳性能，模型的有效性在试验中得到了验证。Epaarachchi JA和Clausen PD同时考虑了加载频率和应力比的影响对Basquin模型进行非线性修正，修正模型的分析结果表明：在相同环境温度下，玻璃纤维增强复合材料的疲劳寿命分别随着加载频率和加载应力比的增大而线性提高。Xiong JJ和Shenoi RA将n次循环后的剩余强度()R n引入Basquin模型，提出了复合材料疲劳性能n－S－R曲面模型，模型可以有效表征复合材料在不同应力水平和剩余强度下的疲劳寿命，计算结果与试验相差不大。剩余刚度模型也常用于航空复合材料疲劳性能的表征，一些学者对此进行了研究，万志敏和赵承杰将复合材料层合板的性能作为随机变量进行表征，提出了剩余刚度衰减模型，建立了剩余刚度分布函数，并给出剩余刚度与疲劳寿命之间的关系，模型的预测结果与试验吻合良好。Paepegem WV等和Tserpes KI等针对复合材料的面内循环加载问题，提出了表征刚度退化、应力分配和永久变形的剩余刚度模型，构建了复合材料的应力－应变－损伤函数关系，模拟疲劳演化规律。Xiong JJ等在n－S－R曲面的基础上进一步提出应变控制下的复合材料剩余刚度曲面模型，考虑了n次循环后剩余刚度下降的影响，模型预测结果在碳纤维/环氧树脂基复合材料的试验中得到了验证。此外，廉伟和姚卫星还提出了剩余刚度－剩余强度的关联模型，给出了基于剩余刚度和剩余强度的损伤定义间的关系，并通过试验对模型进行校验，分析表明：剩余刚度－剩余强度关联模型能较好地描述各类铺层复合材料的刚度退化规律，并能符合复合材料疲劳损伤的演化机制。

航空复合材料在循环载荷作用下的分层扩展性能常借用Paris模型进行表征，Schön J和Allegri G等考虑应力比对复合材料分层扩展性能的影响，在Paris模型的基础上，提出了修正的分层扩展速率表征模型，模型分析结果表明：随着应力比的提高，复合材料的分层扩展速率减慢；与Paris模型相比，修正模型的拟合精度更高，能更好地描述分层扩展性能的变化规律。Shivakumar K等和Murri GB 在Paris模型的基础上引入能量释放率门槛值Ith G和分层断裂韧性IR G，同时考虑了分层扩展的近门槛区、稳定扩展区和快速扩展区3个阶段，提出了表征复合材料分层扩展性能的全范围模型，模型的预测精度高，但需要大量的试验数据确定待定参数，限制了在工程上的应用。Yun XY等基于欧拉梁和断裂力学理论，考虑应力比效应的影响，提出了复合材料层合板II型分层扩展能量释放率II G∆的表示方法，并借助Paris模型表征II型分层扩展速率，分析结果的有效性在碳纤维/环氧树脂基复合材料的II型分层扩展试验中得到了验证。此外，还借助内聚力模型表征航空复合材料的分层扩展性能，Barenblatt GI在描述疲劳裂纹的演化时引入了内聚力的概念，提出了内聚力模型，模型的主要参数有反映疲劳裂纹萌生的最大界面强度σc和反映裂纹扩展的断裂韧性Gc，从而将疲劳裂纹萌生和扩展相结合，能有效表征复合材料的分层扩展特性。

航空复合材料疲劳寿命估算研究

航空复合材料的疲劳寿命常借助不考虑载荷交互作用的线性累积损伤Miner理论进行估算，Bond IP借助雨流计数法对实测载荷谱进行处理，之后采用Miner理论估算复杂时间加载历程下的疲劳寿命，结果的有效性在玻璃纤维复合材料试验中得到了验证。Yao WX和Himmel N假定循环载

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