三维机织碳纤维/环氧树脂复合材料热氧老化的强度降解机制

三维机织复合材料热氧老化强度降解机制对复合材料的安全性和耐久性设计至关重要。采用“基体收缩”二步法结合高速摄影记录冲击压缩变形过程和micro-CT表征冲击内部损伤形态,研究三维角联锁机织复合材料老化前后的冲击压缩行为,揭示热氧老化的强度降解机制。研究发现,老化复合材料表面产生的界面裂纹随老化时间增加持续变宽。老化复合材料的冲击压缩性能随老化时间增加逐渐下降,其压缩模量在老化32 d后下降了16.6%,老化复合材料中树脂基体热氧降解和界面脱粘共同作用阻碍了应力波从树脂到纱线的传递导致纱线断裂时间提前,破坏形态更严重。同时,老化裂纹会影响剪切裂纹的扩展路径导致剪切带更宽、损伤更严重,使老化复合材料的冲击压缩性能严重下降,但不会改变冲击压缩45°剪切破坏模式。研究结果为复合材料在热氧环境长期服役的冲击工程制造提供了理论依据。     

聚乙烯基吡咯烷酮改性氰酸酯树脂耐湿热性能研究

对聚乙烯基吡咯烷酮(PVP)/氰酸酯树脂体系的耐湿热性能进行系统研究.选取湿热老化环境为100h/100℃沸水老化.结果表明,随着体系中PVP用量的增大,固化改性树脂的吸湿率逐渐增大.湿热老化使固化树脂的力学性能急剧下降,但PVP的加入能够有效改善下降趋势.当PVP用量为5wt%时,湿热老化后固化树脂的弯曲强度和冲击强度的强度保持率从原始氰酸酯的38.8%和35.5%提高到86.8%和66.1%.湿热老化对体系力学性能的损伤可从固化树脂老化前后断口形貌得到合理解释.湿热老化过程中,PVP的加入对体系的热性能、电性能及尺寸稳定性的不利影响较小.综合考虑体系的各项性能指标,以PVP用量为5%时体系耐湿热性能最佳.     

氰酸酯／环氧树脂体系的研究

采用环氧树脂(E 51)与氰酸酯树脂共聚以改善氰酸酯树脂的韧性,研究了环氧树脂的加入量、后处理温度、湿热老化、紫外光老化等条件对改性后树脂体系的力学性能和介电性能的影响规律,采用扫描电子显微镜对断口形貌进行了分析。结果表明环氧树脂可以明显改善氰酸酯树脂的韧性,环氧树脂含量为30wt%的体系的冲击强度和弯曲强度分别比改性前提高了100%和50%。随环氧树脂用量的增加,改性树脂的冲击强度和弯曲强度增大,树脂表现为明显的韧性断裂;改性体系经200℃后处理2h的介电性能最佳,环氧树脂用量的增加、湿热老化和紫外光老化都使介电常数和介电损耗增加,但当环氧树脂用量低于30wt%时仍属于优异的介电材料。     

树脂基复合材料T300/5405的吸湿性能及湿热环境对力学性能的影响

研究了单向铺层的T300/5405复合材料在六种湿热环境中的吸湿行为,并利用扫描电镜研究了材料吸湿过程中的形貌变化。同时计算了在不同湿热条件下的水分扩散系数。结果表明在较高的温度和湿度下会使水分的扩散速率增加。老化后试样的剪切强度、弯曲强度和压缩强度随着老化时间的延长均有所下降,同时在相同的温度条件下,提高湿度会使材料的力学性能下降更快。     

湿热环境下复合材料孔板压缩性能的研究

采用压缩试验的方法,对含孔机织碳纤维环氧复合材料层板进行了湿热环境下的压缩试验,研究了湿热环境对其压缩性能的影响。分析了复合材料孔板的吸湿特性、压缩强度、破坏模式及动态力学性能。结果表明:机织碳纤维环氧复合材料吸湿率较低,其饱和吸湿率仅为0.88%左右。湿热环境会降低由基体性能主导的压缩强度,130℃下湿态试样的开孔压缩强度保持率约为70%。含孔复合材料层合板的破坏模式均为过孔破坏,破坏均发生在应力集中的区域,并且断裂都是沿着应力集中最大的方向扩展。侧面断口主要为剪切失效,有分层和屈曲的特征。吸湿后复合材料的DMA Tg为125℃,比干态时下降了16℃。     

不同状态HTPB推进剂动态冲击损伤研究

针对HTPB推进剂长期服役中面临动态冲击的风险,以未老化、热老化和湿热老化三种不同状态HTPB推进剂为研究对象,研究动态冲击条件下HTPB推进剂损伤情况,采用细观检测设备(SEM,CT),以分形维数相结合的方式,定性和定量分析了损伤情况。研究结果表明,未老化和热老化HTPB推进剂动态冲击后,内部的损伤主要表现为颗粒穿晶断裂和破裂、基体与颗粒的界面损伤、基体撕裂、孔隙率增大等,经分析表明冲击时应力集中区易于在AP颗粒内部和颗粒/基体界面产生。而湿热老化HTPB推进剂在动态损伤后,表现为基体与颗粒的界面"脱湿"、基体撕裂和少量的颗粒断裂,冲击时应力集中区主要在颗粒/基体界面产生。采用分形维数对冲击后的损伤情况进行定量表达,损伤情况的严重程度由高到低依次是热老化、未老化和湿热老化,温度越低应变率越高,损伤越严重,同等实验条件下湿热老化的分形维数比未老化的情况减小了0.13%～4.82%,而热老化后的分形维数比未老化的情况提高了11.8%～15.0%。     

固体火箭发动机粘接界面湿热老化实验

对固体火箭发动机粘接界面试验件进行了不同湿热条件下的加速老化试验,并测量了不同老化时间粘接界面的扯离强度,描述了湿热老化试验和性能测试中的试验现象,结合复合材料微粘接结构吸湿规律对试验现象和撤离强度随老化时间变化曲线进行了分析.研究结果表明:衬层推进剂粘接界面是固体火箭发动机粘接结构中最薄弱环节,应予以重点考虑;湿热老化促进了环境水分从衬层-推进剂界面向推进剂内部的扩散和渗透,致使弱边界层向推进剂内部扩展,导致了衬层-推进剂界面粘接强度的降低.试验件平均扯离强度随老化时间呈下降趋势,中间有一个强度趋于稳定的平台期.     

"湿热"老化对复合材料胶补金属结构 力学特性的影响

通过玻璃纤维复合材料补片对含穿透双边裂纹的铝合金板进行单面胶接修补,测试修补试件"湿热"(加温浸泡)老化实验前后力学性能,并与未修补试件进行对比,分析老化前后修补结构的破坏模式、失效机理,评估"湿热"老化对修补结构疲劳裂纹扩展寿命和承载能力的影响。结果表明:"湿热"老化降低了复合材料补片削弱疲劳裂纹之间干涉效果的能力,老化试件从裂纹的扩展长度小于未老化试件的;距离补片越近,沿金属板厚度方向疲劳裂纹扩展速率越慢,老化后复合材料补片减缓沿金属板厚度方向疲劳裂纹扩展速率的作用下降;老化严重削弱了修补结构承载能力恢复率和疲劳裂纹扩展寿命,老化试件的承载能力恢复率下降为未老化试件的45%,疲劳裂纹扩展安全寿命下降为未老化试件的63.7%;老化降低了胶层与金属之间的粘合力,造成了复合材料补片的提前脱落,胶层的破坏模式由内聚破坏转变为界面破坏。     

低速冲击后复合材料层合板的修补研究

在对含低速冲击损伤复合材料层合板压缩破坏研究的基础上,探讨了层合板在低速冲击损伤后的修补问题,提出了开口、金属填充以及机械修补等 3种修补方法,并考核了它们对改善板的压缩强度的作用。结果表明,所提出的修补方法均有较好的效果,其中的机械修补方法成倍地提高了层合板的压缩强度;同时还进一步证明了,子层失稳、扩展是导致低速冲击后层合板承压能力下降的重要因素。     

循环湿热老化对T700/TDE86碳纤维复合材料 层间断裂韧度的影响

对T700/TDE86碳纤维增强树脂基复合材料进行加速循环湿热老化实验,研究不同循环湿热老化天数对Ⅰ型张开以及Ⅱ型滑移两种层间断裂韧度的影响。结果表明:循环湿热老化之后的复合材料Ⅰ型层间断裂韧度出现明显的R曲线,且随着循环湿热老化天数的增加,裂纹初始扩展能量释放率(GIC,init)与裂纹稳态扩展能量释放率(GIC,prop)都获得了大幅提升;复合材料Ⅱ型层间断裂韧度随着循环湿热老化天数的增加,呈现阶梯状下降的趋势,而且在循环湿热老化前期,下降幅度最大,为21.68%。     

缝纫对复合材料层合板强度和抗冲击性能的影响

主要研究了缝纫对复合材料层合板的强度和抗冲击性能的影响。通过对不同缝纫密度、缝纫方向、缝线材料和缝线直径的试件进行试验研究 ,分析了缝纫参数对层合板的压缩强度、层间剪切强度、断裂韧性 GIC和 GIIC、低速冲击损伤以及冲击后压缩 ( CAI)强度的影响。结果表明 :缝纫使层合板的 GIC和 GIIC有明显提高 ;随缝纫密度的增大 ,层间剪切强度和 CAI强度有显著提高 ,冲击分层损伤面积有一定程度的减小 ;但它们与缝线的直径关系不大。     

一种交织铺层结构层合板性能

结合复合材料自动纤维铺放(AFP)技术,提出了一种交织铺层结构层合板成型方法,制备了非交织、交织正交层合板、非交织、两向交织和四向交织准各向同性层合板复合材料,并对交织铺层结构复合材料的层间结构和性能进行了分析研究。结果表明:交织正交层合板的拉伸、压缩、弯曲性能较非交织板性能均有所下降,但其层间剪切性能有明显提高,提高幅度约为16%;随着交织铺层组厚度的增加,交织层合板的拉伸性能呈下降趋势;交织层合板的开孔后拉伸、开孔后压缩和冲击后压缩强度保持率均高于非交织板,且冲击后分层损伤面积明显低于非交织板。交织铺层结构层合板相对于普通非交织层合板具有更好的损伤容限能力。     

二维编织层压板湿热环境下冲击后压缩性能的实验研究

实验研究了二维编织环氧树脂基玻璃纤维复合材料层压板在室温和湿热条件下的冲击后压缩性能。结果表明,该体系复合材料平衡吸湿量平均达到2.2%。吸湿过程中材料性能发生退化,退化程度与试件厚度有关。材料达到平衡吸湿后,室温环境下的冲击能量平均下降19.2%。摄氏70℃,相对湿度85%环境下,冲击后压缩破坏应力平均下降54.3%。     

Investigations on damage resistance of carbon fiber composite panels toughened using veils

This research focused on how to improve damage resistance of carbon fiber laminates. It was carried out at Cranfield University Composites Centre, Milton Keynes, UK as an MSc by research thesis project. A series of low-cost composite laminates, with or without novel veils provided by Tenax, was manufactured using current aircraft carbon fiber preforms via vacuum infusion (VI) molding in this research. All the investigations on damage resistance of these panels were carried out according to the British Standard (BS ISO 18353:2009). Initial damage was induced using a falling weight apparatus mounting a 16 mm hemispherical tip. C-scan and Micrograph were employed to reveal damage characteristics. Finally, both compression after impact (CAI) and plain compression strength were experimented. The behaviors of these panels, including damage size, damage construction, residual compression strength, and compression strength reduction, were utilized to investigate how and to what extent the veils affected the damage resistance. The results show that using veils is an efficient method of improving the damage resistance of the laminates studied. Maximum 32% increase in residual compression strength is achieved via veils accompanying with 7% increase in cost.     

湿热环境对复合材料层间断裂韧性的影响规律及其机理

层间断裂韧性是表征复合材料抗层间分层扩展能力的主要指标,湿热环境是飞机复合材料结构面临的主要严酷环境,研究湿热环境下的层间断裂韧性在航空领域具有重要意义。通过不同湿热环境条件下的Ⅰ型和Ⅱ型层间断裂韧性实验,分析其微观结构,获取湿热环境对树脂基复合材料层间断裂韧性的影响规律和湿热环境对层间断裂韧性的影响机制。结果表明：湿热环境会对树脂基复合材料Ⅰ型和Ⅱ型层间断裂韧性产生截然相反的影响,随着温度上升,树脂基复合材料层压板Ⅰ型层间断裂韧性呈上升趋势,而Ⅱ型层间断裂韧性呈下降趋势;Ⅰ型分层时会发生大量纤维桥联现象,湿热环境下树脂发生软化,纤维桥联现象增多,导致Ⅰ型层间断裂韧性随温度升高而提高;湿热环境下随着温度的升高,树脂的剪切强度会逐渐降低,树脂与纤维的界面剪切强度也会逐渐降低,导致Ⅱ型层间断裂韧性随温度升高而降低。     

Effect of Stitching on Plain and Open-hole Strength of CFRP Laminates

 Experimental and analytical investigation is conducted to explore the effects of stitching on plain (without hole) and open-hole compressive and tensile strength of uniweave T300/QY9512 laminates under different environmental conditions (20 篊/dry and wet, 150 篊/dry and wet). Strength performance of stitched composite laminates is also studied using finite element analysis (FEA) model and compared with the experimental results to validate the model. It is found that under similar environmental conditions, the open-hole compressive strength of stitched laminate is decreased and open-hole tensile strength increased as compared to the unstitched laminates. Predicted tensile and compressive strengths are found to be in a good agreement with the test results and the relative error in all cases is less than 15%.     

单向C/C复合材料高温氧化环境力学性能试验

为研究高温氧化环境单向C/C复合材料力学特性,对C/C复合材料单向板开展了700℃和900℃的氧化试验以及室温、700℃和900℃的拉伸试验.结果 表明:无涂层单向C/C复合材料在相同温度下,失重率随着氧化时间的增加而增大,在相同氧化时间内,温度越高,氧化失重率越大;无涂层单向C/C复合材料在700℃氧化4h后失重率为...     

Progressive damage behaviors of woven composite laminates subjected to LVI,TAI and CAI

This paper seeks to deal with progressive damage behaviors of woven composite laminates subjected to low-velocity impact (LVI), tension-after-impact (TAI) and compression-after-impact (CAI). The LVI, TAI and CAI tests were conducted on woven carbon fibre lamina 3238A/CF3052 and woven glass fibre lamina 3238A/EW250F, and the time-dependent LVI contact force and deflection curves, static TAI and CAI load versus displacement curves were determined and discussed. A modified progressive damage model was presented for explicit dynamic LVI and implicit static TAI and CAI analysis by using basic material properties and geometrical dimensions, and progressive damage LVI, TAI and CAI behaviors of woven composite laminates were simulated, demonstrating a good correlation between simulations and experiments.     

湿热环境下聚酰亚胺复合材料的拉脱性能研究

复合材料结构已被广泛应用于航空航天领域,为了研究复合材料在不同湿热环境下的力学性能,分别对低温干态（CTD）、室温干态（RTD）和高温湿态（ETW）三种环境下的某型聚酰亚胺复合材料层压板进行拉脱试验,并对RTD 试验过程进行仿真分析;通过试验获得两类典型铺层的拉脱强度与破坏模式,并利用有限元仿真预测失效载荷。结果表明：某型聚酰亚胺复合材料具有优异的热稳定性,CTD 环境下复合材料的拉脱强度较RTD 环境下的拉脱强度提升8.1%~9.0%,ETW 环境下某型聚酰亚胺复合材料的拉脱强度与RTD 环境下的拉脱强度相当;（30/60/10）铺层的拉脱强度略高于（50/40/10）铺层。     

缝纫层合板压缩性能研究

试验研究了有、无缝纫层合板的压缩强度和破坏机理。通过有限元方法分析了缝纫参数对缝纫层合板压缩性能的影响。研究结果表明,缝纫层合板以折皱断裂为主要压缩破坏模式,分层损伤得到了有效的抑制,缝纫参数对压缩强度有一定的影响,计算模型与试验结果吻合得较好。