碳_碳复合材料室温和700℃面内剪切疲劳试验.pdf
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1、收稿日期:2020-10-28基金项目:江苏科技大学科研启动资金(1142931905)资助作者简介:陈波(1986),男,博士,讲师。引用格式:陈波,刘晓倩,杨兴林,等.铺层碳/碳复合材料室温和700 剪切疲劳试验J.航空发动机,2023,49(4):168-174.CHEN Bo,LIU Xiaoqian,YANG Xinglin,et al.Experimental investigation of shear fatigue behavior of carbon/carbon composite at room temperature and 700 J.Aeroengine,2023
2、,49(4):168-174.碳/碳复合材料室温和700 面内剪切疲劳试验陈波1,刘晓倩1,杨兴林1,温卫东2,翁晶萌3,张俊苗1(1.江苏科技大学 能源与动力学院,江苏镇江212100;2.南京航空航天大学能源与动力学院,南京 210016;3.西安航天动力研究所,西安 710100)摘要:为了研究高温环境碳/碳复合材料面内剪切疲劳特性,以含防氧化涂层的454S铺层碳/碳复合材料为研究对象,开展了室温和700 下的拉/拉疲劳试验。结果表明:碳/碳复合材料面内剪切剩余刚度变化呈横向的“S”形,对比室温环境,在700 下碳/碳复合材料面内剪切疲劳在中期损伤时的刚度降低趋势更为明显,在室温时发生疲
3、劳断裂的剩余刚度为初始刚度的82%,而在700 下则降低至初始刚度的68%;在室温环境下碳/碳复合材料在33%和66%循环数后的面内剪切剩余强度分别为初始强度的95.20%和85.70%,当温度升高为700 时,分别为96.43%和85.59%。基于损伤因子的刚度和强度表征,考虑温度、应力水平的影响,建立了碳/碳复合材料剩余刚度、剩余强度模型,较好地拟合了试验数据,高精度地获得了室温和700 下碳/碳复合材料面内剪切疲劳剩余刚度、剩余强度理论曲线,为后续复杂碳/碳复合材料结构件疲劳寿命预测提供了重要数据。关键词:碳/碳复合材料;面内剪切;疲劳试验;剩余刚度;剩余强度;逐渐损伤中图分类号:V23
4、1.91文献标识码:Adoi:10.13477/ki.aeroengine.2023.04.022Experimental Investigation of in-Plane Shear Fatigue behavior of Carbon/Carbon Composite at RoomTemperature and 700 CHEN Bo1,LIU Xiao-qian1,YANG Xing-lin1,WEN Wei-dong2,WENG Jing-meng3,ZHANG Jun-miao1(1.College of Energy and Power,Jiangsu University o
5、f Science and Technology,Zhenjiang Jiangsu 212100,China;2.College of Energy and Power,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China;3.Xi an Aerospace Propulsion Institute,Xi an 710100,China)Abstract:In order to study the high-temperature in-plane shear fatigue characteristi
6、cs of carbon/carbon composites,454Slaminated carbon/carbon composites with anti-oxidation coating were experimentally investigated by conducting tensile/tensile fatigue tests atroom temperature and 700 C.The test results show that the in-plane shear residual stiffness of carbon/carbon composites exh
7、ibits a transverse S shape.Compared with room temperature,the mid-term decreasing trend of the in-plane shear fatigue stiffness is more pronounced at 700 C.The residual stiffness of fatigue fracture at room temperature is 82%of the initial stiffness,but decreases to 68%ofthe initial stiffness at 700
8、 C.At room temperature,after 33%and 66%cycles,the in-plane shear residual strengths are 95.20%and85.70%of the initial strength,respectively.When the temperature rises to 700 C,they are 96.43%and 85.59%,respectively.Based onthe stiffness and strength characterization of the damage factor,considering
9、the influence of temperature and stress level,the residual stiffness and residual strength models of carbon/carbon composites were established,which well fitted the experimental data.The theoreticalcurves of in-plane shear fatigue residual stiffness and residual strength of carbon/carbon composites
10、at room temperature and 700 C wereobtained with high precision,which provides important data for subsequent fatigue life predictions of complex carbon/carbon composites.Key words:carbon/carbon composites;in-plane shear;fatigue test;residual stiffness;residual strength;progressive damage航空发动机Aeroengi
11、ne0引言碳/碳复合材料具有比强度高、比刚度大、抗疲劳性能等优点,是未来航空航天、医疗、船舶等领域重要的结构和功能材料1-3。碳/碳复合材料构件在实际工作中需承受复杂作用力,碳/碳复合材料中纤维束面第 49 卷 第 4 期2023 年 8 月Vol.49 No.4Aug.2023陈波等:碳/碳复合材料室温和700 面内剪切疲劳试验第 4 期内剪切性能对材料的承载能力和疲劳寿命至关重要。因此,有必要开展高温环境下的碳/碳复合材料纤维束面内剪切疲劳试验以及相关的理论研究。复合材料层合板疲劳研究主要包括 S-N 曲线法4、渐进损伤法5、剩余强度法6-7和剩余模量法8等,目前大部分针对碳/碳复合材料疲
12、劳相关的研究主要以 S-N 曲线法为主,且工况选择多以室温为主。Kawai等9-11、Goto等12、Ozturk等13针对0/904S碳/碳复合材料层合板开展拉-拉疲劳试验研究,绘制了S-N曲线,讨论并分析了纤维与基体的疲劳失效机理;Liu等14-16对于不同铺层角度的复合材料层合板在高温、不同湿度下的拉-拉疲劳性能变化进行了研究,得到了复合材料层合板在相应工况下的S/N曲线和疲劳破坏后的断口形貌;杨茜17、Tanabe 等18以 2D碳/碳复合材料为对象开展了弯曲疲劳试验研究,表明在一定循环范围内增加循环次数的90%静态弯曲强度的应力水平可提高材料弯曲强度;姚西媛等19则研究了3D碳/碳复
13、合材料在拉-拉疲劳载荷作用下的承载变化规律,得到了3D碳/碳复合材料弯曲疲劳极限,以及不同循环次数后弯曲强度及其增幅,但未具体分析各组分结合对失效结果的影响;Tanabe等18、严科飞等20、郭飞等21则预测分析了碳/碳复合材料的剪切疲劳性能。通过以上文献研究发现,由于碳/碳复合材料试验件成本较高,高温疲劳试验条件苛刻,目前有关碳/碳复合材料高温疲劳的公开文献尚处空白。碳/碳复合材料的面内剪切疲劳性能是其非常重要的组分疲劳性能,对碳/碳复合材料实际构件的疲劳寿命具有重要影响。而该方面的高温疲劳研究还未见报道。考虑直接测定复合材料纤维束面内剪切性能较难实现,根据文献22中的公式,可开展对45对称
14、铺层复合材料层合板纵向拉伸和拉/拉疲劳试验,转换获得复合材料面内剪切应力和剪切疲劳特性。因此,本文针对含防氧化涂层454S铺层碳/碳复合材料(以下简称454S碳/碳复合材料),开展了室温和700 的拉伸和拉/拉疲劳试验,并基于复合材料损伤理论建立了高温剩余刚度、剩余强度模型。1拉伸和拉/拉疲劳试验1.1试验件制备试验件所用碳/碳复合材料,基体碳为树脂碳;纤维采用T300,3K碳纤维。制备过程为:首先将该碳纤维束加工成无纬碳布,经树脂传递模塑料成型工艺(Resin transfer mold,RTM)后制成树脂基454S铺层层合板,然后通过高温热处理、常压碳化、高压碳化、石墨化等工序完成碳/碳复
15、合成型。其中高温预处理温度为2200,整体碳化成型周期数为4个周期(即常压碳化、高压碳化、石墨化循环4次)。防氧化涂层的成分以含P化合物为主,将涂层溶解后涂抹在试验件表面,于700 下烧结57天即可完成防氧化涂层的添加,防氧化涂层在700 以内可靠,防氧化涂层XRD分析结果如图1所示。碳/碳复合材料单向板试验件参数见表1。考虑碳/碳复合材料拉伸强度在高温时会得到增强,本文设计的试验件如图2所示。试验件截面细观组织实物照片如图3所示。1.2试验条件拉伸和疲劳试验在MTS-633试验机上进行,最大输出载荷为100 kN;通过12 mm标距的高温引伸计完成疲劳加载过程中的实时应变采集;高温疲劳的加热
16、设备为MTS自带高温炉,温度监测通过在试验件表面捆绑热电偶实现,疲劳加载应力比R=0.1,频率f=4 Hz。图1防氧化涂层XRD分析结果ElementOKAlKPKCrKFeKZnKWt%16.9503.4344.7607.3610.1517.35At%32.9003.9544.8704.4005.6408.24LSecs:45KCnt1.51.20.90.60.30OZn AlPCr FeZnMn10987654321层数16体积密度/(g/cm3)1.65纤维体积分数/%48.5孔隙率/%7.4表1碳/碳复合材料454S铺层试验件参数图2碳/碳复合材料454S铺层层合板试验件实物图3碳/碳
17、复合材料454S铺层层合板试验件截面细观组织照片X30050 m169航空发动机第 49 卷碳/碳复合材料454S铺层层合板 700 疲劳试验现场照片如图4所示。2试验结果及讨论2.1拉伸试验结果文献22给出了一种转换公式,通过开展45对称铺层复合材料层合板试验件纵向拉伸试验获取面内剪切强度,剪切应力S12为S12=F2wh(1)式中:w为试验件宽度;h为试验件厚度;F为拉伸载荷。碳/碳复合材料454S铺层层合板拉伸试验结果见表2,碳/碳复合材料454S铺层层合板拉伸应力/应变曲线如图 5所示。从图中可见,碳/碳复合材料454S铺层层合板的应力/应变曲线呈明显非线性。温表2碳/碳复合材料面内剪
18、切试验结果试验工况室温有涂层700 试验件编号S45_RT_1S45_RT_2S45_RT_3S45_700_1S45_700_2S45_700_3剪切强度/MPa27.4029.3433.8543.6542.7944.55平均强度/MPa30.2043.66离散系数/%8.951.64剪切模量G/GPa16.8814.8118.7422.5820.3023.75平均剪切模量G/GPa16.8122.21离散系数/%9.556.45图5碳/碳复合材料面内剪切应力/应变曲线试验件编号RT_1RT_2RT_3RT_4RT_5RT_6RT_7RT_8应力水平p78%78%73%73%70%70%65
19、%65%寿命N12772318441875744085967101694106106lgN3.113.374.654.764.935.0166表3室温下碳/碳复合材料面内剪切疲劳寿命试验件编号700_1700_2700_3700_4700_5700_6700_7700_8应力水平p/%7878757570706060寿命N449316619226462008035172191286370421984lgN2.653.504.284.664.904.865.465.63表4700 下碳/碳复合材料面内剪切疲劳寿命度升高后,碳/碳复合材料454S铺层层合板的力学性能得到了明显提高。2.2疲劳试验结
20、果分别在室温和700 环境下对碳/碳复合材料454S铺层层合板开展拉/拉疲劳试验。疲劳寿命试验数据见表3、4,其中应力水平p表示初始强度的百分数。在疲劳加载过程中,通过高温引伸计实时测量试验段应变变化。采用刚度正则化方法(即不同循环数时刚度与初始刚度的比值),有助于更为直观的说明剩余刚度随循环数的下降程度。在室温(25)和图6碳/碳复合材料面内剪切疲劳室温和700 剩余刚度试验数据图4碳/碳复合材料454S铺层层合板700 疲劳试验现场照片170陈波等:碳/碳复合材料室温和700 面内剪切疲劳试验第 4 期700 环境下应力水平为70%时,碳/碳复合材料面内剪切剩余刚度试验数据如图6所示。在经
21、应力水平为 70%,循环数为 33%、66%平均寿命(N 为平均寿命)后进行拉伸试验,得到了碳/碳复合材料面内剪切剩余强度。碳/碳复合材料面内剪切剩余强度试验结果见表5。2.3疲劳试验结果分析大量的试验表明,复合材料疲劳失效过程是一个逐渐损伤过程,采用剩余刚度能够较好的表征损伤因子DE的大小23DE=E0-E(n)E0-E(N)(2)式中:E0为初始刚度;E(n)为材料在n次疲劳循环后的剩余刚度;E(N)为材料疲劳失效时的临界刚度。由于DE可表示为寿命比n/N的函数,则式(2)可表示为DE=f()nN(3)联立式(2)、(3)得E(n)E0=1-()1-E(N)E0f()nN(4)文献24提出
22、的刚度退化模型能够较好地描述复合材料刚度的3个退化阶段,该模型的具体形式为f()nN=q()nNm1+()1-q()nNm2(5)联立式(4)、(5),则疲劳加载过程中剩余刚度退化模型为E(n)E0=1-()1-E(N)E0q1()nNm1+()1-q1()nNm2(6)考虑温度T的影响,对参数q1定义为q1=pa1()Tm-TTm-T0b1(7)式中:a1、b1、m1、m2为试验参数;Tm为碳/碳复合材料高温热处理温度;T0为室温温度,取25;p为疲劳载荷应力水平,p=max/U,U为初始强度。Lee25在研究室温环境层合板疲劳损伤中,得到了E(N)和E0的关系。本文对Lee的模型进行修正,
23、考虑了温度影响,修正后的模型为E(N)E0=()Tm-TTm-T0c()pd1d2(8)式中:c、d1、d2为试验参数。联立式(6)(8),则碳/碳复合材料面内剪切剩余刚度模型为E(n,T)E()0,T=1-1-()Tm-TTm-T0b1()pd1d2pa1()Tm-TTm-T0b1()nNm1+1-pa1()Tm-TTm-T0b1()nNm2(9)式中:E(n,T)为循环数为n、温度为T时的剩余刚度;E(0,T)为温度为T时的初始刚度。当T=T0时,式(9)退化为室温剩余刚度模型E(n,T)E()0,T=1-1-()pd1d2pa1()nNm1+()1-pa1()nNm2(10)利用式(9)
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