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飞机结构对复合材料的力学性能要求
发布日期:2018-08-02  来源:新材料在线  浏览次数:304
 
 1 引言

 

作者最近写了一些文章,阐述了对国产碳纤维产业化之路的一些观点,国产碳纤维实现产业化的关键是用国产碳纤维开发出“买得起的复合材料制品”,而开发“买得起的复合材料制品”的过程中“设计是主导,材料是基础,制造是关键,应用是目的”。纵观国际复合材料应用领域几十年的发展,无疑航空航天领域积累了最多的经验教训,被称为“复合材料圣经”的CMH-17《复合材料手册》主要是航空航天领域研究和应用复合材料40多年的经验教训,其他领域的高端应用无不显现航空航天的痕迹,例如从风电叶片的设计中可以看到直升机旋翼桨叶的设计理念。目前复合材料应用方兴正艾的交通运输车辆结构与航空航天结构类似,都属于受力复杂的杆板壳结构,因此顺理成章地交通运输车辆结构的设计理应继承航空航天领域复合材料结构设计的经验教训。作者在飞机复合材料结构的应用领域驰骋了30多年,对飞机复合材料结构设计积累了一些经验和教训,希望能把这些体会写出来与碳纤维复合材料界同人共享。

 

飞机复合材料结构设计,在确定结构布局和生产工艺后,首先面临着选材的任务,本文试图从飞机结构完整性要求出发,在满足工艺需求和材料工作极限(MOL,对环氧树脂MOL=湿态玻璃化转变温度Tg-28°C)的前提下,阐述飞机结构对碳纤维复合材料的力学性能要求。

 

2 飞机结构完整性要求

 

2.1复合材料飞机结构设计规范的特点


飞机结构完整性的定义是:影响飞机安全使用和成本费用的机体结构的强度、刚度、损伤容限、耐久性和功能的总称”因此对飞机结构用材料体系的要求就必须满足这些要求。由于碳纤维复合材料与金属完全不同的破坏机理,其强度、刚度、损伤容限和耐久性的具体要求也不同,通过军机复合材料结构强度规范的编制,作者总结出碳纤维复合材料飞机结构与金属飞机结构完整性要求的主要差别为下列6点:

 

1) 以承认性能表征多样性和材料与结构同时形成为基础的材料和工艺要求;

 

2) 以承认初始缺陷/损伤对结构强度有影响为基础的设计值确定方法;

 

3) 以考虑湿热环境影响为基础的静强度设计;

 

4) 以承认静力覆盖疲劳和考虑冲击损伤阻抗为基础的耐久性设计;

 

5) 以冲击损伤和损伤无扩展为特点的损伤容限设计;

 

6) 以积木式设计验证试验为基础的结构验证方法。

 

这些特点不仅适用于飞机结构,对类似由杆板壳组成的交通运输车辆结构同样适用。具体对飞机结构用复合材料的力学性能要求有关的主要是其中的2)~5)这4方面,下面分别阐述着4方面内容。

 

2.2若干定义


 

  • 耐久性(Durability):结构的耐久性是指机体结构在它预期的使用寿命期间,抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离、分层、磨损和外来物冲击损伤,保持所要求的强度和刚度的能力。机体结构在受到预期的使用载荷和环境谱时,必须具有适当的耐久性,以在整个寿命期间不会因频繁的维护、修理和更换零件而引起高昂的成本代价。

 

 

 

  • 损伤容限(Damage Tolerance):结构的损伤容限是指机体结构在给定的不做修理的使用期内,在存在缺陷、裂纹或其他损伤时,仍能实现它的使用功能的能力。损伤容限考虑的是,在定期的检测发现损伤并进行修理以前,或如果损伤不可检则在飞机的剩余寿命期间,含损伤结构具有足够的剩余强度和刚度来保证飞机安全。

 

 

 

  • 损伤阻抗(Damage Resistance):在复合材料及其结构中,同某一事件或一系列事件相关的力、能量或其他参数与其所产生损伤尺寸及类型之间关系的度量,如一定能量的冲击所产生的损伤面积或凹坑深度。

 

 

 

  • 玻璃化转变温度(Glass Transition Temperature):玻璃化转变指非晶态聚合物、或处于无定形阶段部分晶态聚合物的可逆变化过程;或由其黏性状态或橡胶状态转变成硬而相对脆性的状态,或由其硬而相对脆性的状态转变为黏性状态或橡胶状态。在发生玻璃化转变的温度范围内,其近似的中点温度值。

 

 

与金属结构不同,对金属结构设计,仅需材料性能数据即可,通常用材料许用值进行强度校核,但对复合材料结构设计进行强度校核除材料许用值外,主要使用结构设计值,因此作为民机复合材料结构适航的权威文件AC20-107B《复合材料结构》中专门分别给出许用值和设计值的定义:

 

 

  • 许用值(Allowables):在概率基础上(如分别具有99%概率和95%置信度,与90%概率和95%置信度的A或B基准值),由层压板或单层级的试验数据确定的材料值。导出这些值要求的数据量由所需的统计意义(或基准)决定。

 

 

 

  • 设计值(Design Value):为保证整个结构的完整性具有高置信度,由试验数据确定并被选用的材料、结构元件和结构细节的性能。这些值通常基于为考虑实际结构状态而经过修正的许用值,并用于分析计算安全裕度。

 

 

3 以承认初始缺陷/损伤对结构强度有影响为基础的设计值确定方法

 

碳纤维复合材料结构完整性中减重的关键是满足损伤容限要求,各向同性的金属结构损伤容限主要考虑疲劳引起的裂纹,疲劳裂纹产生的初期对结构静强度基本没有影响,因此其静强度可以用无缺陷/损伤的完好材料性能进行设计;而复合材料结构通常不可能是完好的材料,从服役开始就可能带有缺陷/损伤,这包括制造过程产生的缺陷,如孔隙率、分层、冲击损伤等,以及使用过程中产生的损伤,主要是外来物引起的冲击损伤(特别是低速冲击损伤),一旦含有缺陷/损伤其承载能力会立即下降,特别是冲击损伤,即使是目视不可见的冲击损伤可能会使其压缩承载能力降低至无损强度的40%以下。因此复合材料结构设计的静强度校核一定要考虑带有各种缺陷/损伤,特别是冲击损伤。

 

大量研究表明,对于制造缺陷可以用含6.35mm孔引起的强度降来覆盖通常制造中出现的缺陷,特别是可以用含6.35mm孔引起的压缩强度降覆盖各种制造缺陷(除冲击损伤外)引起的强度降,如图1所示。为满足其损伤容限要求,确定蒙皮结构设计值的关键因素如图2所示,对拉伸设计值的确定主要依据其开孔拉伸强度,而压缩设计值的确定主要依据开孔压缩强度和冲击后压缩强度。因此准各向同性铺层层压板的开孔拉伸强度和开孔压缩强度成为了复合材料许用值,含冲击损伤准各向同性铺层层压板试样的压缩强度也是材料性能的一部分。值得关注的是结构设计值的确定与蒙皮厚度有关(薄板主要考虑稳定性,厚板的主要威胁不是冲击损伤),图3所示为不同厚度机翼蒙皮结构确定压缩设计值的主要考虑因素。对复合材料结构而言,由开孔拉伸强度确定的拉伸设计值通常足以满足结构减重的要求,所以拉伸性能不是材料研制的重点,而影响结构减重的关键是开孔压缩强度和冲击后压缩强度,因此提高其开孔压缩强度和冲击后压缩强度一直是复合材料研制的重点,从而对树脂研发人员,基体的性能以及与相应高性能纤维的界面性能对开孔压缩和冲击后压缩性能的影响是研究的重点。虽然这些规律是复合材料飞机结构设计与使用的经验教训,但同样适合于对安全性要求极高的其他碳纤维复合材料应用领域,特别是交通运输车辆结构(包括汽车和轨交车辆)。

 

图1 缺陷/损伤引起的强度降

 

图2用于确定结构设计值的条件

 

图3不同厚度机翼蒙皮结构压缩设计值的确定依据


4 以考虑湿热环境影响为基础的静强度设计


1970年代初,波音公司在民机结构上首次使用复合材料部件,生产了100多架次扰流板在航线上运行,1975年对长期使用后的扰流板进行检查,发现复合材料结构存在两个金属结构不存在的问题:冲击损伤和湿热影响。飞机结构用复合材料的基体主要是高分子材料——树脂(飞机结构主要是环氧树脂),高分子材料的特点是其玻璃化转变温度比较低(高温固化环氧大约为180°C,中温固化环氧大约为120°C),同时在长期使用时还会从周围环境中吸收水分,通常吸湿容易,去湿比较难,随着使用时间的增加,在机体结构中水分会越聚越多。随着吸湿量的增加,其玻璃化转变温度会持续降低。高分子材料的特点是在接近玻璃化转变温度时,其与树脂相关的力学性能会急剧降低(如图4所示)。大量数据表明通常拉伸强度在干冷状态下(航空结构的最低使用温度为-55°C)会比较低(无孔和开孔拉伸强度降一般不超过10%),而与基体有关的力学性能(无孔和开孔压缩强度、剪切强度和模量、挤压强度等)在湿热状态下(对民机结构通常为70°C和85%RH下吸湿平衡,对军机结构工作温度通常超过100°C)会有明显的降低(下降15%~40%)。飞机结构的静强度要求是在寿命的最后一刻仍必须满足承受极限载荷的静强度要求,因此设计时所用设计值必须考虑湿热对力学性能的影响,从而希望所用树脂在湿热状态下力学性能不会出现明显的降低。

 

图4 温度和吸湿量对与基体有关力学性能的影响


5 以承认静力覆盖疲劳和考虑冲击损伤阻抗为基础的耐久性设计

 

树脂基碳纤维复合材料(不包括玻璃纤维增强树脂基复合材料)在飞机结构中的应用已超过50年,迄今未见过因为疲劳而出现飞行事故的案例报道,国内军机复合材料结构投入使用也已超过30年,业内也未传出过此类事故。作者从事复合材料飞机结构疲劳研究已超过30年,参与过大量从试样-元件-结构件-全尺寸结构的疲劳试验,大量试验结果证实了飞机复合材料结构的“静力覆盖疲劳”设计概念。这一设计理念的基础是1)结构设计值基于含缺陷/损伤试样的许用值;2)含缺陷/损伤试样的压缩强度疲劳极限(106循环对应的疲劳强度)不低于相应静强度的50%(拉伸载荷下更高)。因此可以在树脂研发时可以不关注其疲劳性能。

 

冲击损伤阻抗主要针对的是薄蒙皮和夹层结构蒙皮所需的性能。这些结构会经常遭受冰雹和维修工具掉落等小能量的冲击,虽然这些结构通常遇到的是稳定性问题,产生的冲击损伤不会威胁到结构的承载能力,但由于表面产生的裂纹会使内部的夹层芯子吸湿而使得蒙皮与芯子脱胶,从而产生大量耗时耗钱的维修问题。树脂增韧和其他措施应是树脂研究的内容之一。

 

6 以冲击损伤和损伤无扩展为特点的损伤容限设计

 

如前所述,冲击损伤是碳纤维复合材料结构使用一开始就发现的特殊问题,迄今为止对冲击损伤的研究一直是材料研制、结构设计、工艺制造和使用维护关注的重点,也是航空结构用环氧树脂研制的核心。碳纤维复合材料冲击损伤的特点是即使从外表面看不到任何损伤的痕迹,但其内部出现的分层和基体裂纹可使其承载能力下降到无损状态的40%以下,对结构安全造成了巨大的威胁。正因为冲击损伤的存在,长期以来复合材料结构的压缩设计值由于其冲击后压缩破坏应变比较低而无法超过4000μe(尽管无损试样的压缩破坏应变B基准值一般为7000~8000μe),其原因就是树脂的脆性导致的。在1980年代试图将复合材料用于及机身机翼时,为使其减重获得的效益超过其成本的增加,设计师的首选就是希望将复合材料的压缩设计值提高到6000μe,为实现这一目标必须提高复合材料的冲击后压缩破坏强度(应变),而有效措施就是必须对树脂进行增韧。当初波音向东丽公司提出研发T800碳纤维的目标时,除了纤维模量和强度指标外,第三个指标是将其与韧性树脂复合后将压缩设计值从3000~4000μe提高到6000μe。目前大家耳熟能详的冲击后压缩强度(CAI)指标,就是在进行树脂增韧研究过程中为评价增韧效果的背景下于1982年首次提出的。

 

值得指出的是,很多人认为CAI的指标是对规定的试样和冲击头尺寸,在规定的支持状态下用冲击能量6.67J/mm进行冲击后得到的压缩强度值。联系到复合材料结构设计的背景,这一理解是有问题的。民机适航权威文件AC20-107B《复合材料飞机结构》中给出的民用飞机复合材料结构的损伤容限要求是“应证明,由制造和使用中预计很可能出现,但不大于按所选检测方法确定的可捡门槛值,不会使结构强度低于极限承载能力。”并指出“当采用目视检测方法时可靠检出门槛值时可能的冲击损伤称为目视勉强可见冲击损伤(BVID)。”对于传统的T300级增强改性环氧树脂基复合材料,使用冲击能量得到的损伤一般可以目视可见,但随着增韧树脂的大量使用,以及T700与T800级纤维的使用,这一冲击能量不一定能产生目视勉强可见冲击损伤。作者的研究表明按6.67J/mm进行冲击和按产生目视勉强可见冲击损伤两种引入损伤的标准来确定CAI,可能得到完全相反的结论(见图5)。过去曾出现过按6.67J/mm对复合材料的评价来进行选材,在结构研发时却无法满足损伤容限要求的痛苦教训。因此目前均必须按产生1mm深凹坑的冲击损伤得到的CAI值进行选材。

 

图5按不同初始冲击损伤标准对复合材料进行评价的结果

 

由于复合材料的组成特点,使其在疲劳载荷下不会产生疲劳裂纹,同时其损伤在疲劳载荷下扩展呈现“突然死亡”的特点,从而在结构设计时必须采用损伤无扩展的设计理念并通过试验证实。

 

7 飞机结构选材原则

 

复合材料结构设计规范的选材原则中下列几点值得关注:

 

1) 应考虑与制造工艺的一致性;

 

2) 应满足结构使用环境和力学性能要求,具体包括:

 

a) 材料最高使用温度应高于结构最高使用温度;

 

b) 具有良好的抗冲击性能(包括损伤阻抗和含缺陷/损伤后的剩余强度),开孔与充填孔的拉伸与压缩强度以及连接挤压强度;

 

3) 应具有良好的工艺性(成型固化工艺性、机械加工性、可修补性等);

 

结合上述要求,在结构开始设计选材时,通常使用的选材矩阵见表1。选材矩阵中所有这些性能的确定是根据它们对结构设计的关键程度,其他力学性能(例如90°拉伸与压缩性能)对结构性能的影响是次要的,其中单向板的性能是常规的0°拉伸、压缩和剪切性能,特别是拉伸、压缩和剪切模量是结构设计的关键性能;有关层压板的5项性能对复合材料是特有的,其中开孔拉伸、压缩和冲击后压缩性能是确定结构拉伸与压缩设计值的基础;所有的结构薄弱环节都是连接处,而机械连接在飞机结构设计中不可避免,因此挤压性能决定了机械连接强度,静压痕性能主要用于评估薄蒙皮结构和夹层结构蒙皮的损伤阻抗性能。对拉伸性能干冷状态最严重,对压缩、剪切和挤压性能湿热状态最严重,所以还要对这些性能进行环境条件下的性能测试。

 

注意在选材矩阵中没有习惯采用的短梁剪切强度(严格来说是短梁强度)、弯曲强度和模量,采用上述性能进行材料选材的做法来源于复合材料应用的早期,由于对复合材料的破坏机理和性能测试方法缺乏深入的了解,为简化性能的测试,就选用短梁剪切试验来确定其剪切性能,用弯曲试验来确定其拉伸性能。

 

关于短梁强度,CMH-17G《复合材料手册》中指出:“遗憾的是,过去通常应用此试验(且某些人仍在应用)来建立用于结构设计准则的设计许用值。然而,由于V形缺口梁方法的应用,使得用短梁强度试验测定剪切性能成为过时的方法。目前短梁强度试验应仅用于定性测试,例如材料工艺的研发和控制。”短梁强度的试验方法ASTM D 2344中也指出“大多数情况下,因为试样内部应力的复杂性和破坏模式的多样性(注:层间剪切、弯曲(包括拉伸和压缩)失效和非弹性变形3种失效模式),因此,通常不可能将短梁强度与任何一种材料性能建立起联系。”还指出“本试验方法测量的短梁强度可以用于质量控制和工艺规范。只要失效模式完全相同,也可以用于复合材料的比较试验。”

 

关于弯曲试验,CMH-17G《复合材料手册》中指出:“还没有推荐用于测定复合材料层压板弯曲性能的试验方法。即使存在经批准的弯曲试验方法,但对于结果的有效性仍存在着某些争议。在航宇工业中,弯曲试验主要是用于质量控制。”ASTM D790“未增强和增强塑料及电绝缘材料的弯曲性能”最初是为塑料编制的,一度经修改并批准用于复合材料,它曾被修订为国标被广为应用。在长期使用过程中弯曲强度和模量数据一直被广为诟病,不像金属材料,其试样厚度和表面状态基本上是不变的,而复合材料层压板的厚度允许有相当大的公差,其表面状态也会有相当大的变化(例如贴模面和贴袋面),弯曲性能还随试验温度、大气环境条件以及给定的应变率不同而改变。这些在试样制作和试验时允许的参数变化对试验结果会产生相当大的变化,以致往往无法对试验结果的合理性(例如材料质量是否合格)作出正确的解释。为此2007年该标准已从美国的国家标准ASTM D30标准中撤销,目前在多数飞机公司所用材料规范中也不再出现弯曲性能的检测指标。新制订的D7264“聚合物基复合材料弯曲性能的标准试验方法”该试验方法的目的是确定聚合物基复合材料在所规定条件下的弯曲性能(包括强度、刚度、和载荷/挠度行为),主要从产品上截取试验件(包括平板和曲板),并主要用于确定其弯曲强度,而不是用于评价拉伸强度,二者可能是不同的,且相互没有关联。

 

短梁强度和弯曲性能在实践中往往用于工艺过程检验,在CMH-17G中对此给出了下列说明: “在早期复合材料生产过程中,大多数用户要求做0°弯曲强度与模量及短梁剪切强度试验。但是,近年来许多制造方已将这些试验改为要求取自生产部件指定区域试样的玻璃化转变温度、单层厚度、纤维体积含量、空隙含量和铺层数。”这种做法已成为国际上的通用惯例。

 

在上述性能中湿热状态下的开孔压缩强度(OHC)和冲击后压缩强度(CAI)是选材最关键的性能,但在材料研制中二者往往相互制约,树脂增韧可提高CAI,但有可能降低其湿热性能,因此在研制与碳纤维匹配的树脂时往往需要在二者当中进行协调,不能一味追求高CAI,某种程度上湿热状态下的OHC可能更关键。

 


表1飞机结构复合材料选材矩阵

 

 

作者简介


沈真,中国复合材料学会荣誉理事、SAMPE北京分会副主席、江苏恒神股份有限公司高级顾问,主要研究复合材料结构强度设计和力学性能表征技术。曾在英国帝国理工学院、德国宇航研究院、意大利都灵工业大学、澳大利亚悉尼大学等国外知名院校从事复合材料力学研究工作。在40多年的科研工作中曾长期担任国防重点预研课题的负责人,参与了迄今为止几乎所有飞机复合材料结构的研制。同时在国内外的重要刊物和学术会议上发表100多篇论文,先后主持编写了多部专著和20多项国标、国军标、航空行业标准,主持翻译了大量国外文献。同时参与编写了多部学术专著。多年来共获国家科技进步二等奖1项、部级科技进步一、二、三等奖共18项,2001年被评为中国人民解放军总装备部1996~2000年预研先进个人,2006年获航空报国优秀贡献奖。


 
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