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《碳纤维悬挂支臂疲劳损伤实验研究》由会员上传分享，免费在线阅读，更多相关内容在行业资料-天天文库。
1、第13卷 第4期实 验 力 学Vol.13,No.41998年12月JOURNALOFEXPERIMENTALMECHANICSDec.1998碳纤维悬挂支臂疲劳损伤实验研究a3周克印 许陆文 陶宝祺 冯太华 李令芳 朱小林 李 峰(南京航空航天大学测试工程系,南京,210016)(3西安72信箱303分箱,西安,710089)摘要 对碳纤维复合材料某型飞机垂直尾翼方向舵悬挂支臂完成了谱载疲劳、冲击损伤、损伤扩展和剩余强度试验,采用超声波检查方法对其全过程的损伤状态进行了跟踪实验研究,其结果与位移等试验一致.关键词 复合材料,疲劳,无损检测,超声波衰减,损伤1 引言 作为一种新型
2、轻质高强度的各向异性结构材料,碳纤维复合材料(CFRP)在航空航天结构上得到了迅速的应用.近年来国内首次采用该材料研制成某型飞机垂直尾翼方向舵悬挂支[1]臂.该支臂是受力结构件,在飞行过程中承受交变载荷,会形成疲劳损伤.意外的冲击也会造成冲击损伤,对结构的安全使用构成威胁.因此必须进行安全性能试验,以为进一步的延寿、定寿研究和应用提供科学依据.[2]超声波检查是复合材料无损检测的有效方法,但由于疲劳试验的情况较为复杂,对结构件疲劳损伤的超声波检查报道较少.支臂试验过程中,我们采用超声波缺陷检查等手段对结构主要部位跟踪研究了其损伤变化.2 检测方法分析[3] 复合材料的疲劳与金属有
3、许多相异之处,疲劳损伤与普通缺陷也有不同.对于正交层压板而言,一般横向纤维先脱胶,随后脱胶裂纹向层间扩展,在界面层内的裂纹相交处引起较大的应力集中.应力集中作用下出现分层和纤维断裂,断裂的纤维顶部界面处又引起进一步的应力集中,使得界面破坏,纤维脱胶,从而使得损伤区域进一步扩展.复合材料的疲劳过程中的损伤,如基体疏松,脱胶,基体碎裂,纤维断裂,分层等都会产生较明显的孔隙.复合材料内部界面很多,反射声波会形成强烈的“林状回波”,影响判断.在孔隙分界面上基体和纤维不再连续,孔隙内部为空气.与基体和纤维相比,空气对超声波的衰减a1998-02-15收到第1次稿,1998-08-22收到修改
4、稿©1995-2004TsinghuaTongfangOpticalDiscCo.,Ltd.Allrightsreserved.51 实 验 力 学 0(1998年)第13卷 较大,会造成较大的声能损耗.在交变应力作用的初期,变化较大的是基体结构,散射作用增加.交变应力继续作用下,纤维断裂,基体碎裂,孔隙进一步增大增多,使得超声波衰减量进一步增大.本文研究的复合材料结构厚度均匀,均为7.0mm.可以不考虑因声束扩散引起的衰减,超声波直射纵波在碳纤维复合材料结构中的衰减系数A可以看成四个因素之和:碳纤维对超声波的吸收衰减系数Af,基
5、体树脂的吸收衰减系数Am,各种界面(包括碳纤维与基体树脂、碳纤维与缺陷、基体树脂与缺陷等)引起的散射衰减系数As,缺陷(主要是不断增大,增多的孔隙群)的吸收衰减系数Ac,即A=Af+Am+As+Ac(1)第一次底面回波的声压为-2AhP=P0e(2)式中,P为超声波经过试件一个厚度的往返传播后返回到压电换能器上的声压,P0为声源处的辐射声压,h为试件的厚度.同一点在试验过程中衰减量的变化为:$L=20lgP1öP2=20lgH1öH2(3)P1、P2为同一试验点上的同一次回波在试验过程的不同时刻的声压,H1、H2为对应的回波波高.在以上影响A的诸因素中,可以认为纤维在断裂前,虽然完
6、好但已经历了一定的疲劳循环的纤维的吸收衰减系数基本不变,断裂后形成孔隙,衰减增大.在疲劳损伤过程中,随着损伤量的增大,疏松,碎裂的加剧,基体对超声波衰减系数也增加.显然,As和Ac也会随疲劳损伤程度的增加而增大.在碳纤维复合材料垂直尾翼方向舵悬挂支臂的疲劳损伤过程中,整个结构对超声波的衰减单调增加.3 试验研究 试验件由中国航空工业总公司603研究所提供.对试验件按要求的试验载荷谱进行1.5倍寿命(23000次飞行)的疲劳试验.试验载荷谱中包括A,B,C,D,E,F六种严重程度不同的试验飞行类型的“飞一续一飞”载荷,随机排序进行“飞一续一飞”循环加载试验.每一个突风或机动载荷指一
7、正一负先后施加一个完整循环.加载频率为1.0Hz.在疲劳试验中每5000次飞图1 结构示意及测试点行进行一次无损检测.疲劳试验完成后引人人工冲击损伤,再进行0.5倍寿命的损伤扩展试验,在此过程中每2000次飞行进行一次无损检测.疲劳试验在INSTRON四点协调加载疲劳试验机上进行.人工冲击损伤由落锤实施,冲击能量20J.试件结构示意图见图1,选择11个点进行检测.超声检测采用CTS系列探测仪和SHN-D低阻抗窄频带探头,工作频率1.25MHz.系统垂直线性误差不大于5
