论文部分内容阅读
复合材料层合板在服役环境下,反复作用的疲劳载荷使其容易发生分层疲劳损伤,使其结构在低于设计值时发生破坏,影响其作为主承力构件的使用性能。故研究复合材料层合板在疲劳载荷下的分层疲劳扩展性能具有十分重要的工程意义。首先优化了复合材料板的制备工艺,制备出符合要求的带预埋分层缺陷的复合材料单向板和层合板。对单向板和层合板进行了一系列层间性能测试,并分别对单向板和层合板进行了静压缩性能测试和模拟,确定单向板和层合板局部屈曲和整体屈曲时的加载位移。比较单向板和层合板静压缩性能,可得:单向板的局部屈曲和整体屈曲载荷均高于层合板;而单向板的局部屈曲和整体屈曲加载位移均低于层合板。这是单向板沿轴方向的模量比层合板高得多的必然结果。由测得的层合板局部屈曲和整体屈曲加载位移,确定分层疲劳试验加载位移。含相同25mm×25mm大小,1/10厚度位置处预埋分层缺陷的试样在0.5mm、0.4mm、0.3mm加载位移下的a-N曲线变化趋势基本一致,随着加载位移的增加,分层起始扩展更加容易,能扩展得更长;含相同25mm×25mm大小,1/10、2/10、3/10厚度位置处预埋分层缺陷的试样在相同的加载位移0.4mm下的a-N曲线变化趋势基本一致,随着预埋分层缺陷厚度位置的增加,分层起始扩展更加容易,能扩展得更长;含相同1/10厚度位置处,15mm×25mm、20mm×25mm、25mm×25mm大小预埋分层缺陷试样在相同0.4mm加载位移下的a-N曲线变化趋势基本一致,随着预埋分层缺陷尺寸的减小,分层起始扩展更加容易,并且不同尺寸下分层扩展趋于同一稳定长度。用扫描电镜观测试样的分层疲劳破坏表面,能清晰地看到由分层疲劳扩展产生的微裂纹、纤维断裂及压-压疲劳留在基体的痕迹。通过以上研究,可初步制定分层疲劳许用容限,以期指导结构件成型工艺,为复合材料层合板在航空航天上的应用提供一定的理论支持。