T700／3234碳纤维层合板的拉伸疲劳特性分析

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4机械设计与制造Machinery Design & Manufacture第 10期2013年 l0月T700／3234碳纤维层合板的拉伸疲劳特性分析李祚军，张 娟，王佩艳，李晓宇(西北工业大学 力学与土木建筑学院，陕西 西安 710129)摘 要：通过对T700／3234碳纤维复合材料层合板进行静力拉伸试验和拉一拉疲劳试验 ，得到层合板的拉伸性能、疲劳寿命和刚度衰减规律，然后采用数值分析方法对层合板的拉伸强度进行预测，并对碳纤维层合板的疲劳s—N曲线以及疲劳刚度衰减进行了研究。结果表明：采用逐渐累积损伤的数值方法所得到的拉伸强度与试验结果较为吻合，根据疲劳理论拟合得到的 S—N曲线和刚度衰减曲线很好地描述 了材料的疲劳性能，为研究 T70o碳纤维层合板的疲劳损伤演化提供了重要参考。

关键词：层合板 ；累积损伤；疲劳寿命；数值方法中图分类号：TH16 文献标识码：A 文章编号：1001—3997(2013)10—0004—03Tensile and Fatigue Properties of T700／3234 Carbon FiberReinforced Composite LaminatesLI Zuo-jun，ZHANG Juan，WANG Pei-yan，LI Xiao-yu(School of Mechanics，Civil Engineering and Architecture，Northwestern Polytechnical University，Shannxi Xi’an 710129，China)Abstract：The experiments on static andfatigue behaviors ofT700／3234 carbonfiber reinforced composite laminates werecarried out here，and ultimate tensile properties，fatigue Z ，and stifness degradation rule were obtained．Based onexperimental data，ultimate tensile strength Was predicted by nume rical methods，and the S-N cur'1)e and stifnessdegradation ClZl"13e were studyed．It appears that the staic strength obtained by the me thod of damage progression analysisagrees well with the experime ntal result，and the S-N curve and stifness degradation CUl~3e fittied byfatigue theory COltdescribe the~igue property comme ndably，which provides a signifcant referencefor studying thefatigue damage evolutionofT700 carbonfiber laminate.

Key W ords：Laminate；Damage Progression Analysis；Fatigue Life；Numerical M ethod1引言碳纤维具有比强度高、比模量高、耐高温等优点，在航空、航天、船舶、汽车等领域得到广泛的应用l】1。疲劳载荷是结构部件承受的主要载荷 ，因此对碳纤维复合材料进行疲劳陛能研究具有重要意义 。文献[51在考虑材料分散性的基础上，利用 Nastran和iSIGHT的联合，预测了复合材料的疲劳寿命和损伤扩展规律，该模型可以预测任意铺层的复合材料。文献 基于工程方法论研究了±45。层合树脂基复合材料在随机载荷下的扭转疲劳，并通过试验观察材料的损伤和失效行为，证明了该方法的有效性。文献暇寸复合材料开孔层合板应力集中情况进行了深入探讨，得出了影响应力集中问题的主要因素，得出开孔复合材料板应力集中较金属材料严重的结论。

通过试验和有限元数值模拟方法对比分析了T700／3234碳纤维复合材料层合板的静力拉伸破坏，并预测了层合板的静强度和损伤扩展过程，对材料的疲劳衰减规律进行了研究。

2试验材料试件基材为 '1"700／3234碳纤维树脂基复合材料层合板，铺层顺序为 [_45o／90。／45。／0。／90。2／_45。／90。]S。单层厚度均 为0．125mm，总厚度2mm；试件长 150mm，宽 15mm。试件的平面尺寸图，如图 1所示。材料的性能，如表 1所示。

[二工[二二 ]口 l50图 1试样尺寸Fig．1 Dimensions of Specimens来稿日期：2012—12—14基金项目：国家自然科学基金(51175424)；高等学校学科创新引智计划项目(1307050)；西北工业大学基础研究基金(JC201237)；西北工业大学基础研究基金(JC20110256)作者简介：李祚军，(1989一)，男，安徽安庆人，硕士研究生，主要研究方向：先进复合材料的力学行为研究第 1O期 李祚军等：T700／3234碳纤维层合板的拉伸疲劳特性分析 5表 1 T7o0／3234材料性能Tab．1 Mechanics Properties of T700／3234 Composite室温试验环境为25℃，干态。静力拉伸试验按照要求采用位移控制加载，加载速率为 1mm／min；疲劳试验统一采用正弦波变化载荷，应力比R-0．06，加载频率为 10Hz。

3静力拉伸性能分析为验证试验结果，对这碳纤维复合材料层合板进行了拉伸载荷作用下的损伤破坏仿真分析。在 ABAQUS软件中编制USDFLD材料子程序定义复合材料层合板的拉伸损伤失效行为，仿真分析流程图，如图2所示。由此实现复合材料层合板拉伸破坏的损伤分析过程。

图2仿真流程图Fig．2 The Flow Chart of Progressive Damage复合材料层合板主要有三种失效模式，分别为纤维失效、基体失效和面内剪切失效。选用 Hashin失效准则对复合材料层合板模型进行损伤分析，其失效判据，如表2所示。当e ≥1时，层合板相应单元发生失效。剪切非线性系数取a_7．7 1x10-SMPa-3。

在子程序中定义了三个场变量Field variable，三种失效模式互相组合，共有8种材料性能组合。若发生某个单元失效，则该单元相应的弹性模量降为初始模量的7％，泊松比降为0．1。

Abuqus载荷位移图，如图 3所示。从图 3可以看出，仿真曲线与试验结果基本一致，随着位移的增加，载荷逐渐变大，达到最大载荷后试件基本破坏。通过仿真计算得到的T700／3234层合板的拉伸破坏载荷为 14．49kN，而试验结果为 16．89kN，仿真分析与试验结果相差5．59％。模拟结果比试验值偏小，主要原因在于当单元发生失效时，其模量直接降为初始模量的7％，所以计算所得到的结果偏于安全。

表 2 Hashin失效准则Tab．2 Hashin Failure Criterion失效模式 失效准则基体拉伸失效( ≥O)基体压缩失效( ≤O)纤维拉伸失效( I>0)纤维压缩失效( 。≤0)纤基剪切失效( ．≤O)e = +2 0 42 e = +2 0 42 刊 )+ 2 0 4)+ 2 o 40 Z0 2 4displacemenfmm图3 Abuqus载荷位移图Fig．3 Abaqus Load and Displacement Relationship4拉一拉疲劳性能分析Hwang和 Han提出了双参数 S-N公式嗣，根据试验数据拟合可得在特定应力比R=0．06下的疲劳预测寿命，采用最小二乘法拟合后的S-N曲线，如图4所示。

0．70．60．5∽
0．40．3o．2o 2 4 6lgN图4试件的S-N曲线Fig．4 S-N Curvez ，Pg6 机械设计与制造No．100ct．2013复合材料在疲劳加载的过程中，因为损伤累积而性能发生退化，导致刚度和强度下降。试验对试件每加载循环2万次测量一 次弹性模量，根据常用的刚度衰减公式目可得试件在 40％~I载水平时的弹性模量衰减规律，试验数据及拟合曲线，如图 5所示。

很好地描述了T700／3234复合材料层合板的剩余刚度衰减规律。

工程实际中，在已知当前剩余刚度的情况下，可根据该剩余刚度衰减公式估算出结构的疲劳寿命。

1．00O．950．9OO盘50．8O0．750．70O．650．600．0 0．2 0．4 0．6 O．8 1．0n，N图5剩余刚度随疲劳加载次数的变化曲线Fig．5 The Residual Stifness and FatigueLoading Cycle Times Relationship5结论针对T700／3234碳纤维复合材料层合板开展了静力拉伸和拉一拉疲劳试验研究 ，并与有限元数值模拟进行了比较，得到以下结论：(1)采用 Abaqus软件损伤子程序对碳纤维层合板进行数值模拟，得到碳纤维复合材料层合板的拉伸破坏载荷与试验值相差5．59％。因此本模型可以用于复合材料拉伸破坏载荷的预估计算。

(2)试验得出了复合材料层合板的疲劳刚度衰减，为研究T700碳纤维层合板的疲劳损伤演化提供重要参考。

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