試談碳纖維復(fù)合材料濕熱性能研究進(jìn)展(編輯修改稿)
2025-07-17 02:34 本頁(yè)面
【文章內(nèi)容簡(jiǎn)介】 因此根據(jù)樹脂基體的吸濕行為來評(píng)價(jià)復(fù)合材料的濕熱性能缺乏理論依據(jù)的。 復(fù)合材料濕熱加速循環(huán)周期的制定2005年，法國(guó)學(xué)者J. Jedidi等學(xué)者[15]模擬了飛行器加速飛行環(huán)境。作者認(rèn)為飛行器經(jīng)歷的濕熱環(huán)境分析如下：飛行器基本上是所謂的“低頻循環(huán)”，每個(gè)循環(huán)包括一個(gè)維護(hù)期和N次飛行“高頻循環(huán)”。每個(gè)低頻循環(huán)材料經(jīng)歷濕態(tài)到假干態(tài)。作者通過幾種途徑來減少這兩個(gè)狀態(tài)的時(shí)間：一是更改溫濕度，將溫度23℃，濕度50%改為溫度50℃，濕度80%，達(dá)到飽和吸濕時(shí)的平均濃度的時(shí)間是原來的1/6；二是認(rèn)為130℃N次飛行后，材料處于干態(tài)環(huán)境，這樣簡(jiǎn)化后，試驗(yàn)時(shí)間是原來的1/；三是減小試件尺寸，4mm厚的試件試驗(yàn)時(shí)間是1mm厚的16倍。這樣處理后得到的加速循環(huán)與服役狀態(tài)的平均吸濕濃度相同，所用時(shí)間比真實(shí)時(shí)間快60倍。隨后作者對(duì)2mm厚的試件進(jìn)行了對(duì)比試驗(yàn)，加速模擬時(shí)間是真實(shí)時(shí)間的25倍。結(jié)果表明實(shí)驗(yàn)室的應(yīng)力值與真實(shí)的基本相同。該方法能夠模擬超音速飛行器的服役環(huán)境，難點(diǎn)在于如何界定每個(gè)周期中各階段的時(shí)間比例和加載方式。常溫下復(fù)合材料的吸濕較慢，因此，需要采用一定的手段加速吸濕過程。升溫加速老化是濕熱老化中常用的一種方法。濕熱環(huán)境對(duì)復(fù)合材料的影響是濕度和溫度協(xié)同作用的結(jié)果。升高溫度可以加快水的吸收，增加材料的平衡吸濕量并縮短平衡時(shí)間，同時(shí)，高溫下水對(duì)基體、界面等的影響也更為顯著。因此，升高溫度是加速老化的途徑之一。中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所和成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所[26]根據(jù)我國(guó)氣候環(huán)境，共同編制了適用于軍機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的標(biāo)準(zhǔn)加速濕熱老化譜。采用自然老化和實(shí)驗(yàn)室加速模擬的試驗(yàn)方法，舍棄壓力的變化，對(duì)地面停留環(huán)境進(jìn)行加速，對(duì)飛行中的濕熱變化進(jìn)行實(shí)時(shí)模擬，用一年的加速試驗(yàn)?zāi)M飛機(jī)5000飛行小時(shí)和20年日歷壽命。得出的結(jié)論是濕熱老化對(duì)復(fù)合材料層壓板的層間剪切、連接擠壓和壓縮強(qiáng)度影響較大，低溫和壓力變化影響不大，建議進(jìn)行老化后的使用溫度下的剩余強(qiáng)度試驗(yàn)。鄒國(guó)發(fā)等人[27]采用電熱恒溫水浴箱對(duì)NY9200樹脂基復(fù)合材料層壓板進(jìn)行加速老化試驗(yàn)，溫度選擇60℃，水煮長(zhǎng)達(dá)5000h，力學(xué)性能試驗(yàn)表明該材料具有較好的耐老化性能；李曉俊等對(duì)T300/雙馬和T300/環(huán)氧復(fù)合材料分別進(jìn)行了80℃熱老化、80℃水浸、80℃，RH85%和80℃，RH85%，UV=。北京航空航天大學(xué)肇研[28]修正了剩余強(qiáng)度公式，采用百分回歸分析方法，對(duì)復(fù)合材料老化性能進(jìn)行整體推斷，得到了高可靠度及高置信度的老化性能曲線。通過試驗(yàn)得到了T300/環(huán)氧樹脂復(fù)合材料80℃水浸老化后的剪切強(qiáng)度變化趨勢(shì)圖。但水煮條件對(duì)于材料來說過于苛刻，無法模擬實(shí)際環(huán)境下材料的力學(xué)性能變化。聚合物基復(fù)合材料加速老化方法的研究已取得了很大的進(jìn)展 ,但其在指導(dǎo)實(shí)際工程應(yīng)用方面發(fā)揮重大作用還有待進(jìn)一步深入研究。其中最突出的問題就是如何在盡量短的時(shí)間內(nèi)全面地、合理地評(píng)估復(fù)合材料的使用性能及工作壽命。 剩余強(qiáng)度壽命預(yù)測(cè)方法2000年，美國(guó)學(xué)者Sneha R等人通過模擬結(jié)構(gòu)材料的使用環(huán)境，采用剩余強(qiáng)度壽命預(yù)測(cè)方法研究了超音速飛行器用石墨纖維/環(huán)氧樹脂織物復(fù)合材料在濕熱環(huán)境下的準(zhǔn)靜態(tài)力學(xué)性能、疲勞損傷和疲勞壽命等問題[17]。作者認(rèn)為濕度、溫度和載荷對(duì)復(fù)合材料的疲勞壽命和剩余強(qiáng)度影響很小；疲勞過程中的損傷演化遵循以下規(guī)律：在纖維束的波動(dòng)區(qū)產(chǎn)生橫向微裂紋和分層、產(chǎn)生縱向微裂紋、橫向微裂紋沿整個(gè)橫向纖維束增長(zhǎng)，在邊界處跨層增長(zhǎng)，產(chǎn)生脫層。損傷演化率取決于疲勞載荷的最大值和所處環(huán)境。因?yàn)樵谳^低應(yīng)力水平下更易發(fā)生損傷累積；在高溫和濕度較大情況下易發(fā)生纖維脫膠或分層；疲勞試驗(yàn)中，濕熱循環(huán)是產(chǎn)生裂紋密度的最大影響因素，非軸向載荷是疲勞壽命中起重要作用。剩余強(qiáng)度模型在復(fù)合材料壽命預(yù)測(cè)研究中的應(yīng)用已有大量文獻(xiàn)報(bào)道[2931]，研究人員對(duì)復(fù)合材料施加疲勞載荷，給出疲勞壽命的經(jīng)驗(yàn)公式，或?qū)η叭说睦碚摴竭M(jìn)行修正，而復(fù)合材料在濕熱環(huán)境條件下，尤其是飛行器用復(fù)合材料，經(jīng)歷室溫干態(tài)、高溫干態(tài)、中溫濕態(tài)典型環(huán)境，溫度、濕度、載荷三個(gè)參量均是交變循環(huán)，因此單獨(dú)施加疲勞載荷，無法真實(shí)預(yù)測(cè)復(fù)合材料的使用壽命。3. 結(jié) 語(yǔ)綜上所述，近年來，人們對(duì)碳纖維增強(qiáng)樹脂基復(fù)合材料濕熱性能的研究有如下特點(diǎn)：1）研究者側(cè)重定性研究濕熱條件下，碳纖維復(fù)合材料的靜態(tài)力學(xué)性能、玻璃化轉(zhuǎn)變溫度，試驗(yàn)中高溫選定60150℃，濕度50%95%，水煮時(shí)間48h4000h。國(guó)外試驗(yàn)周期較長(zhǎng)，最長(zhǎng)可達(dá)17個(gè)月。國(guó)內(nèi)外對(duì)碳纖維復(fù)合材料的濕熱性能研究，環(huán)境均采用水煮方法，遠(yuǎn)比軍機(jī)飛行環(huán)境惡劣得多，對(duì)材料的性能演化不能提供貼切的數(shù)據(jù)基礎(chǔ)；2）采用的理論方法和計(jì)算模型，假設(shè)條件較多，過度簡(jiǎn)化了復(fù)合材料作用機(jī)制，對(duì)合材料的損傷機(jī)理研究上不清晰，缺乏對(duì)材料蛻變、損傷演化和疲勞等內(nèi)在物理機(jī)制的理解，不能有效預(yù)測(cè)服役環(huán)境下結(jié)構(gòu)可靠性，導(dǎo)致復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)依賴經(jīng)驗(yàn)和加大安全系數(shù)等方法。3）研究者選取的環(huán)境為單純濕、熱或濕熱
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