分享：３２３８A／EW２５０F復(fù)合材料的彎曲疲勞性能

Bending Fatigue Properties of 3238A/E250F Composite Material

MA Li-ting,CHEN Xin-wen,WANG Hai-pang,DENG Li-wei,WANG Xiang

（１．ＢｅｉｊｉｎｇＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃａｌＭａｔｅｒｉａｌｓ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９５，Ｃｈｉｎａ；

２．ＢｅｉｊｉｎｇＡｖｉａｔｉｏｎＭａｔｅｒｉａｌｓＴｅｓｔｉｎｇａｎｄＥｖａｌｕａｔｉｏｎＬａｂｏｒａｔｏｒｙ，Ｂｅｉｊｉｎｇ１０００９５，Ｃｈｉｎａ）

Abstract:Ｔｈｅｂｅｎｄｉｎｇｆａｔｉｇｕｅｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓｏｆ３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌｗｅｒｅｓｔｕｄｉｅｄｂｙｔｈｒｅｅｐｏｉｎｔｓ

ｂｅｎｄｉｎｇｌｏａｄｉｎｇｍｏｄｅ．Ｔｈｅｒｅｓｕｌｔｓｓｈｏｗｔｈａｔｔｈｅｄｉｓｐｅｒｓｉｏｎｏｆｂｅｎｄｉｎｇｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅｏｆｔｈｅｃｏｍｐｏｓｉｔｅｗａｓｒａｔｈｅｒｓｍａｌｌ，ａｎｄｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｌｉｆｅｏｆａｌｌｔｅｓｔｓａｍｐｌｅｓｃｏｕｌｄｍｅｅｔ９０％ｃｏｎｆｉｄｅｎｃｅｍｅｄｉａｎｌｉｆｅｒｅｑｕｉｒｅｍｅｎｔｓ．Ａｌｌｓａｍｐｌｅｓｗｅｒｅｄｅｓｔｒｏｙｅｄａｔｔｈｅｅｆｆｅｃｔｉｖｅｐａｒｔ，ａｎｄａｆｔｅｒｓｕｒｆａｃｅｄｅｌａｍｉｎａｔｉｏｎｔｈｅｒｅｗａｓｓｔｉｌｌａｌｏｎｇｐｅｒｉｏｄｏｆｌｉｆｅ．Ｔｈｅｆａｔｉｇｕｅｌｉｍｉｔｅｘｐｒｅｓｓｅｄｗｉｔｈｄｙｎａｍｉｃｓｔｒｅｓｓｏｆ３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｌａｉｄｉｎ０°ｄｉｒｅｃｔｉｏｎｗａｓ７３．２ＭＰａ．

Keywords:３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆｃｏｍｐｏｓｉｔｅｍａｔｅｒｉａｌ；ｂｅｎｄｉｎｇｆａｔｉｇｕｅｐｒｏｐｅｒｔｙ；ｆａｔｉｇｕｅｌｉｍｉｔ

復(fù)合材料以其高比強(qiáng)度、高比模量、質(zhì)輕、結(jié)構(gòu)和性能可設(shè)計(jì)性強(qiáng)等優(yōu)異特性，在新一代殲擊機(jī)、武裝直升機(jī)、運(yùn)輸機(jī)等主要機(jī)種中被大量使用。隨著復(fù)合材料在軍民各行業(yè)中用量的逐漸加大，對(duì)材料性能的要求也越來(lái)越高，因復(fù)合材料構(gòu)件失效導(dǎo)致的事故也時(shí)有發(fā)生［１］。因此復(fù)合材料老化后的力學(xué)性能，也愈加引起材料生產(chǎn)和飛行器設(shè)計(jì)等部門(mén)的

高度重視，成為考查材料的重要指標(biāo)之一。

復(fù)合材料因具有層合結(jié)構(gòu)、多組分、制造工藝復(fù)雜且影響因素多、力學(xué)性能易受環(huán)境溫度的影響等特點(diǎn)，其失效機(jī)理非常復(fù)雜［２－３］。試驗(yàn)用３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ復(fù)合材料，較以往的復(fù)合材料在性能上有很大的提高。與其他復(fù)合材料相同，由該種復(fù)合材料制成的部件在貯存、停放或飛行過(guò)程中不可避免地會(huì)受到各種不同方式載荷的作用，而彎曲性能是評(píng)價(jià)材料工藝穩(wěn)定的比較簡(jiǎn)便的方法［４－６］，所以在材料試制階段彎曲性能的測(cè)試是很有必要的。為此，筆 者 采 用 三 點(diǎn) 彎 曲 加 載 的 方 式 對(duì) ３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ復(fù)合材料的彎曲疲勞性能進(jìn)行了研究，以期為材料設(shè)計(jì)生產(chǎn)部門(mén)提供數(shù)據(jù)依據(jù)。試樣制備與試驗(yàn)方法

１．１ 試樣制備

試驗(yàn)用復(fù)合材料牌號(hào)為３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ，由北京航空材料研究院提供，為樹(shù)脂基玻璃纖維復(fù)合材料，采用熱壓工藝加工而成。按照 ＨＢ７６２４－１９９８《碳纖維復(fù)合材料層合板彎曲疲勞試驗(yàn)方法》進(jìn)行取樣，彎曲疲勞試樣形狀及尺寸如圖１所示，取樣方向?yàn)椋?deg;，鋪層方向?yàn)榭v向。試樣尺寸為２５０ｍｍ×２５ｍｍ×８ｍｍ，試驗(yàn)件的幾

何尺寸用精度為０．０２ｍｍ 的游標(biāo)卡尺測(cè)量。試樣數(shù)量為３５件，其中成組法測(cè)試２０件，升降法測(cè)試條件疲勞極限１０件，備用試樣５件。

１．２ 試驗(yàn)方法

在Ｉｎｓｔｒｏｎ８８０１試驗(yàn)機(jī)上進(jìn)行彎曲疲勞試驗(yàn)，其上壓頭半徑犚＝５ｍｍ，下支座半徑狉＝２．５ｍｍ。

試驗(yàn)條件如下：試驗(yàn)頻率犳＝１０Ｈｚ；試驗(yàn)環(huán)境溫度為（２３±２）℃，濕度為（５０％±１０％）ＲＨ；應(yīng)力比犚＝０．０５２６３；加載波形正弦波；加載方式為三點(diǎn)彎曲；動(dòng)態(tài)載荷誤差小于±２％；條件疲勞極限指定

壽命為１×１０６ 次。試驗(yàn)過(guò)程如下：整條疲勞犛犖 曲線分別用成組法和升降法試驗(yàn)，共完成５組試驗(yàn)數(shù)據(jù)的測(cè)試，成組試驗(yàn)法共測(cè)試４組，每組５個(gè)有效數(shù)據(jù)；升降法完成條件疲勞極限（N＝１×１０６ 次）的測(cè)試。

成組法部分：通過(guò)預(yù)試驗(yàn)確定對(duì)應(yīng)于疲勞壽命在幾千次、２×１０４～３×１０４ 次、６×１０４～８×１０４ 次、

２×１０５～４×１０５ 次的加載系數(shù) 犓，犓＝σｍａｘ／σｂ（σｍａｘ為最大應(yīng)力，σｂ 為靜力拉伸強(qiáng)度），然后根據(jù)確定的４級(jí)加載系數(shù)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)。

升降法部分：用升降法測(cè)試試樣的條件疲勞極限，指定壽命為１．０×１０６ 次。有效數(shù)據(jù)為１０個(gè)，即應(yīng)力對(duì)子為５對(duì)。

對(duì)所有試樣，記錄在每一級(jí)應(yīng)力水平下的應(yīng)力水平值，并每隔１ｍｉｎ記錄一次試驗(yàn)時(shí)間、循環(huán)次數(shù)、載荷峰值和位移峰值（包括成組法和升降法試驗(yàn)）。

２ 試驗(yàn)結(jié)果與討論

２．１ 疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理

（１）成組法的試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

式中：犖犻 為第犻個(gè)試樣的疲勞壽命；犡犻 為對(duì)數(shù)疲勞壽命（或者叫子樣觀測(cè)值）；狀為子樣個(gè)數(shù)；犡珡 為對(duì)數(shù)疲勞壽命的平均值；狊為對(duì)數(shù)疲勞壽命的標(biāo)準(zhǔn)差；Cv為變異系數(shù)；N５０為中值疲勞壽命。在成組法中，試驗(yàn)數(shù)據(jù)是否滿(mǎn)足置信度要求，用變異系數(shù)Cv 判斷。

（ｂ）升降法的試驗(yàn)數(shù)據(jù)處理方法

式中：ui級(jí)應(yīng)力σｍａｘ，犻的試驗(yàn)次數(shù)；狀為試驗(yàn)總次數(shù)；犿 應(yīng)力水平的級(jí)數(shù)；σｒ 為條件疲勞極限；犓ｒ 為條件疲勞極限對(duì)應(yīng)的加載系數(shù)。

２．２S-N 曲線測(cè)試結(jié)果

復(fù)合材料疲勞性能試驗(yàn)有效數(shù)據(jù)見(jiàn)表１，升降圖如圖２所示，犛犖 曲線如圖３所示，試樣典型斷口形貌如圖４所示?？梢钥闯霾ＡЮw維增強(qiáng)樹(shù)脂基復(fù)合材料的彎曲疲勞性能有以下規(guī)律：隨著應(yīng)力水平的升高，疲勞壽命降低，但對(duì)數(shù)疲勞壽命的標(biāo)準(zhǔn)差與應(yīng)力水平的高低沒(méi)有明顯的規(guī)律。

所有斷裂試樣均在有效部位發(fā)生破壞，且都是下拉破壞，試樣表面出現(xiàn)分層后，還有較長(zhǎng)的一段壽命期；試樣未完全斷開(kāi)，卸下的未斷試樣彎曲變形很大。該復(fù)合材料疲勞壽命的分散性較小，在高低壽命區(qū)內(nèi)試樣壽命都較集中，所有試驗(yàn)點(diǎn)的疲勞壽命都滿(mǎn)足９０％置信度的中值壽命。

通過(guò)疲勞試驗(yàn)結(jié)果得到０°方向鋪層的３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ復(fù)合材料的條件疲勞極限，以動(dòng)應(yīng)力表示為７３．２ＭＰａ。

３ 結(jié)論

（１）所有３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ復(fù)合材料彎曲疲勞試樣均在有效部位發(fā)生破壞，且都是下拉破壞，但試樣未完全斷開(kāi)，卸下的未斷試樣彎曲變形很大。

（２）該復(fù)合材料疲勞壽命的分散性較小，在高低壽命區(qū)內(nèi)試樣壽命都集中，所有試驗(yàn)點(diǎn)的疲勞壽命都滿(mǎn)足９０％置信度的中值壽命。

（３）通過(guò)彎曲疲勞試驗(yàn)結(jié)果得到０°方向鋪層

３２３８Ａ／ＥＷ２５０Ｆ復(fù)合材料１０６ 周次條件下的疲勞極限為７３．２ＭＰａ（以動(dòng)應(yīng)力表示）。

（文章來(lái)源：材料與測(cè)試網(wǎng)-理化檢驗(yàn)-理化分冊(cè)）