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復合材料由于具有比剛度高、比強度大、抗腐蝕性好以及可設計等特性，已被廣泛應用于航空工程領域，成為民用和軍用飛行器結構的重要組成材料。在工程實際中，航空復合材料常會受到循環載荷的作用而產生損傷，出現疲勞裂紋，裂紋擴展引起剛度的退化和承載能力的下降，當承載能力下降超過復合材料的容許限度時發生斷裂失效，對結構安全造成威脅。在循環載荷作用下，復合材料的宏觀性能和微觀結構發生變化，因此，研究航空復合材料的疲勞性能有重要的實際意義。

航空復合材料疲勞性能試驗研究

航空復合材料的疲勞行為越來越受到人們的關注，進行了大量試驗，通過試驗了解循環載荷作用下復合材料宏觀疲勞性能和分層擴展性能的變化。KawaiM等對GLARE2復合材料層合板進行了不同偏軸方向加載下的恒幅疲勞試驗，試驗結果表明：GLARE2復合材料在各個偏軸方向下的疲勞性能接近，其疲勞性能S－N曲線呈線性相關，且曲線的斜率隨偏軸加載角的減小而略有增加。PanditaSD和VerpoestI對平面編織和針織纖維復合材料進行恒幅拉－拉加載下的疲勞試驗，試驗結果表明：平面編織和針織纖維復合材料的經向疲勞性能相近，但與針織纖維復合材料相比，編織纖維復合材料的緯向疲勞性能較差。YasminA和BowenP對陶瓷基復合材料進行應力比為0.1的疲勞試驗，并繪制疲勞性能S－N曲線，發現：陶瓷基復合材料的疲勞壽命隨最大疲勞應力的減小而增大。孔令美等在不同應力水平加載下對玻璃纖維/乙烯基酯樹脂復合材料進行疲勞試驗，分析其宏觀疲勞性能，試驗結果表明：施加50%以下的應力水平進行加載時，玻璃纖維/乙烯基酯樹脂復合材料的疲勞壽命較長，但當施加應力水平達到80%及以上時，疲勞壽命迅速縮短，這說明加載應力水平越高，玻璃纖維增強復合材料的失效變形越大，疲勞壽命越短。MitrovicM等在不同的加載方式下（拉－壓、壓－壓、塊譜和實測載荷譜），對航空復合材料層合板進行分層擴展試驗，試驗結果表明：載荷之間的交互作用對復合材料層合板的疲勞損傷產生影響，其中，高載－低載的加載方式所造成的疲勞損傷大于低載－高載造成的損傷。ChoiSW等分別在壓－壓和實測載荷譜加載下，對邊緣缺口碳纖維/環氧基樹脂復合材料層合板進行分層擴展試驗，試驗結果表明：層合板產生的疲勞損傷主要由載荷譜中的高應力循環造成，而低于缺口處抗壓強度60%的疲勞載荷對疲勞損傷沒有影響；復合材料的分層擴展壽命隨著加載載荷的增加而線性減小。ArgüellesA等針對碳纖維/環氧樹脂基復合材料，進行了控制位移的I型分層擴展和控制載荷的II型分層擴展試驗，試驗結果表明：改性樹脂基復合材料具有不錯的I型和II型分層擴展性能，其中，長壽命區對應的分層擴展性能較好。一些學者還通過試驗研究了循環載荷作用下航空復合材料的剩余剛度、剩余強度和疲勞極限等特性。FerreiraJAM等分別在恒幅控制位移和控制載荷的加載方式下，對3種不同鋪層順序的玻璃纖維/聚丙烯基復合材料層合板進行疲勞試驗，結果表明：在控制位移和控制載荷加載方式下，復合材料層合板的疲勞損傷機制相同；層合板的剩余剛度在疲勞壽命前5%階段發生衰減，之后直到失效剛度的下降甚微；鋪層順序對復合材料層合板的疲勞極限有顯著影響，其中，鋪層順序為[+45/0/－45/0/+45/0/－45]的層合板的疲勞極限比[+30/－30/+30/0/+30/－30/+30]高10%至15%，而鋪層順序為[0]7的層合板疲勞極限分別為先前兩者的1.5和1.8倍。徐建新和馮振宇試驗研究了恒幅疲勞加載下不同鋪層方式的復合材料層合板的剛度隨循環次數的變化趨勢，試驗結果表明：復合材料層合板的剛度隨循環次數的增加基本呈現下降趨勢，其中，準各向同性鋪層方式層合板的剛度衰減最為明顯，而正交異性鋪層方式層合板的剛度變化不夠顯著。XiongJJ等在MTS880－50kN疲勞試驗機上對T300/QY8911碳纖維增強中心圓孔板狀試樣進行拉－拉和壓－壓疲勞試驗，其中，借助防失穩夾具完成壓－壓疲勞試驗，試驗結果表明：在拉－拉循環載荷作用下，試件中心孔處的應力集中減小，復合材料層合板的剩余強度提高；而在壓－壓循環載荷作用下，復合材料層合板的剩余強度降低。方光武等在對2D針刺C/SiC復合材料進行拉－拉疲勞試驗，結果表明：2D針刺C/SiC復合材料具有較好的抵抗疲勞能力，隨著加載循環次數的增加，其剩余強度先增大后減小。SchonJ根據飛機機翼實測載荷譜進行加載，對碳纖維/環氧樹脂基復合材料連接件進行疲勞試驗，試驗結果表明：低于復合材料疲勞極限的應力循環對試樣的疲勞壽命不產生影響，考慮這一因素，濾去載荷譜中的低應力循環能夠加快試驗進度且保證試驗結果的有效性。ZhangC等試驗研究了2.5D－C/SiC復合材料的縱向和橫向疲勞性能，發現縱向的疲勞極限是橫向的1.5倍，這是由于縱向和橫向的纖維束數量不同導致。在試驗的基礎上，常采用掃描電鏡（SEM）分析復合材料試樣斷口的微觀結構，探尋循環載荷下航空復合材料損傷機理的變化。馮培鋒等對玻璃纖維和碳纖維增強復合材料層合板進行斷口分析，發現在不同的應力水平加載下試樣的損傷機理明顯不同：在低應力水平加載下，試樣斷裂失效前出現大量的疲勞損傷，而在高應力水平下，試樣經歷的疲勞損傷較少。PanditaSD和VerpoestI對平面編織和針織纖維復合材料的斷口分析顯示：平面編織纖維復合材料的疲勞失效形式與加載方向有關，其中軸向加載下以纖維失效為主，而偏軸加載下以基體失效為主；平面針織纖維復合材料的疲勞裂紋均在與載荷方向垂直的織物處萌生，之后沿著針織方向進行擴展。王軍等對T300和T700碳纖維增強復合材料進行斷口分析，發現：與T300相比，T700碳纖維的延伸率較大，從而T700復合材料層合板的疲勞壽命分散性更小；同時，T700碳纖維表面更光滑，纖維與樹脂基體的界面性能較弱，導致T700復合材料層合板斷口處的分層和劈絲現象明顯。ZhangC等對2.5D－C/SiC復合材料的斷口分析顯示：復合材料的疲勞裂紋主要在纖維束交叉位置萌生，而疲勞裂紋的擴展導致了復合材料的斷裂失效。LuoZ等對SiC/SiC復合材料進行斷口分析，發現：在超過材料比例極限的高應力水平加載下，疲勞載荷主要由纖維承受；在低于材料疲勞極限的低應力水平加載下，疲勞載荷主要由基體承受；而對于比例極限與疲勞極限之間的應力水平，其疲勞載荷由纖維和基體共同承受。

航空復合材料疲勞性能模型表征研究

在循環載荷作用下，航空復合材料的疲勞性能常借用Basquin模型進行表征。CaprinoG和GiorleoG考慮應力比的影響對Basquin模型進行修正，并采用威布爾分布模擬失效概率，根據修正的Basquin模型繪制了復合材料疲勞性能S－N曲線，與試驗數據吻合良好。PetermannJ和PlumtreeA在Basquin模型的基礎上，考慮復合材料開裂面上正應力和剪應力的影響，提出了單向復合材料層合板的統一疲勞壽命失效模型，能夠評估單向層合板在不同方向和應力比加載下的疲勞性能，模型的有效性在試驗中得到了驗證。EpaarachchiJA和ClausenPD同時考慮了加載頻率和應力比的影響對Basquin模型進行非線性修正，修正模型的分析結果表明：在相同環境溫度下，玻璃纖維增強復合材料的疲勞壽命分別隨著加載頻率和加載應力比的增大而線性提高。XiongJJ和ShenoiRA將n次循環后的剩余強度R(n)引入Basquin模型，提出了復合材料疲勞性能n－S－R曲面模型，模型可以有效表征復合材料在不同應力水平和剩余強度下的疲勞壽命，計算結果與試驗相差不大。剩余剛度模型也常用于航空復合材料疲勞性能的表征，一些學者對此進行了研究，萬志敏和趙承杰將復合材料層合板的性能作為隨機變量進行表征，提出了剩余剛度衰減模型，建立了剩余剛度分布函數，并給出剩余剛度與疲勞壽命之間的關系，模型的預測結果與試驗吻合良好。PaepegemWV等和TserpesKI等針對復合材料的面內循環加載問題，提出了表征剛度退化、應力分配和永久變形的剩余剛度模型，構建了復合材料的應力－應變－損傷函數關系，模擬疲勞演化規律。XiongJJ等在n－S－R曲面的基礎上進一步提出應變控制下的復合材料剩余剛度曲面模型，考慮了n次循環后剩余剛度下降的影響，模型預測結果在碳纖維/環氧樹脂基復合材料的試驗中得到了驗證。此外，廉偉和姚衛星還提出了剩余剛度－剩余強度的關聯模型，給出了基于剩余剛度和剩余強度的損傷定義間的關系，并通過試驗對模型進行校驗，分析表明：剩余剛度－剩余強度關聯模型能較好地描述各類鋪層復合材料的剛度退化規律，并能符合復合材料疲勞損傷的演化機制。航空復合材料在循環載荷作用下的分層擴展性能常借用Paris模型進行表征，SchönJ和AllegriG等考慮應力比對復合材料分層擴展性能的影響，在Paris模型的基礎上，提出了修正的分層擴展速率表征模型，模型分析結果表明：隨著應力比的提高，復合材料的分層擴展速率減慢；與Paris模型相比，修正模型的擬合精度更高，能更好地描述分層擴展性能的變化規律。ShivakumarK等和MurriGB在Paris模型的基礎上引入能量釋放率門檻值IthG和分層斷裂韌性IRG，同時考慮了分層擴展的近門檻區、穩定擴展區和快速擴展區3個階段，提出了表征復合材料分層擴展性能的全范圍模型，模型的預測精度高，但需要大量的試驗數據確定待定參數，限制了在工程上的應用。YunXY等基于歐拉梁和斷裂力學理論，考慮應力比效應的影響，提出了復合材料層合板II型分層擴展能量釋放率II∆G的表示方法，并借助Paris模型表征II型分層擴展速率，分析結果的有效性在碳纖維/環氧樹脂基復合材料的II型分層擴展試驗中得到了驗證。此外，還借助內聚力模型表征航空復合材料的分層擴展性能，BarenblattGI在描述疲勞裂紋的演化時引入了內聚力的概念，提出了內聚力模型，模型的主要參數有反映疲勞裂紋萌生的最大界面強度σc和反映裂紋擴展的斷裂韌性Gc，從而將疲勞裂紋萌生和擴展相結合，能有效表征復合材料的分層擴展特性。

航空復合材料疲勞壽命估算研究

航空復合材料的疲勞壽命常借助不考慮載荷交互作用的線性累積損傷Miner理論進行估算，BondIP借助雨流計數法對實測載荷譜進行處理，之后采用Miner理論估算復雜時間加載歷程下的疲勞壽命，結果的有效性在玻璃纖維復合材料試驗中得到了驗證。YaoWX和HimmelN假定循環載荷造成的疲勞損傷與復合材料的剩余強度成正比，建立了疲勞損傷增量與瞬時剩余強度的函數關系，并采用線性累積損傷Miner理論預測碳纖維增強復合材料的疲勞壽命，預測結果與試驗吻合良好。ChoiSW等基于恒載疲勞試驗數據，采用Miner理論計算各個應力水平造成的疲勞損傷，當損傷累積達到允許值1時，復合材料層合板發生斷裂失效，獲得實測載荷譜加載下的疲勞壽命，具有不錯的預測精度。CainKJ等和齊紅宇等考慮應變等效原理構建復合材料剛度衰減與疲勞損傷的關系，并采用Miner理論預測疲勞壽命，計算結果表明：復合材料層合板剪切方向上的疲勞累積損傷最大；疲勞累積損傷與微裂紋的聚合程度有關，當微裂紋聚合困難時疲勞累積損傷較小，而當微裂紋聚合成主裂紋時疲勞累積損傷較大，壽命預測結果與試驗的最大相對偏差為12.2%。劉關心等考慮循環載荷作用下復合材料層合板剛度和強度退化的影響構建出雙參數疲勞模量的衰減模型，并采用Miner理論估算其在變幅載荷作用下的疲勞壽命，具有較高的預測精度。羅曉平和曹國廷以直升機復合材料槳葉為研究對象，建立ε－N曲線模型，之后利用線性累積損傷Miner理論預測疲勞壽命，并研究不同飛行任務剖面和槳葉載荷對疲勞壽命的影響，計算結果表明復合材料槳葉在常規飛行狀態下為無限壽命設計，Miner理論能有效評估直升機復合材料結構的疲勞壽命。此外，一些學者還借助有限元仿真分析航空復合材料的疲勞性能，并采用Miner理論預測壽命，AttiaO等和TserpesKI等借助有限元仿真模擬復合材料疲勞失效的漸進損傷過程，之后采用修正的Paris模型和線性累積損傷Miner理論估算疲勞壽命，計算結果與試驗吻合良好。WahabMMA等借助有限元仿真分析復合材料膠接結構的應變能釋放率，并基于Paris模型建立了失效循環的積分表示方法，之后采用Miner理論估算疲勞壽命，由于沒有考慮疲勞裂紋萌生和小裂紋擴展的影響，估算結果偏于保守。徐穎等和郭葳等基于ANSYS有限元軟件，利用APDL語言開發了復合材料層合板的疲勞漸進損傷分析程序，能夠模擬不同鋪層順序和尺寸的層板試樣疲勞裂紋萌生、裂紋擴展和失效的全過程，為復合材料疲勞壽命預測提供幫助。廣布疲勞損傷是工程結構中廣泛存在的一種損傷形式，由于疲勞裂紋間的相互作用，導致結構的剩余強度下降，臨界裂紋尺寸縮短，疲勞壽命明顯減少，從而對結構安全造成嚴重影響。針對金屬結構的廣布疲勞損傷問題，常基于斷裂力學理論建立疲勞裂紋萌生的表征模型，并借助有限元仿真模擬應力場，之后采用蒙特卡洛隨機理論分析疲勞裂紋的擴展和演化過程，估算金屬結構的剩余壽命。但目前的研究主要集于金屬結構，對于航空復合材料結構的廣布疲勞損傷問題研究較少，有待進一步探索。

結束語

航空復合材料疲勞性能的研究主要包括試驗、模型表征和壽命估算3個方面。試驗方面，測量了S－N曲線、分層擴展性能、剩余剛度、剩余強度和疲勞極限等參數，并通過斷口金相分析揭示其疲勞損傷機理，發現航空復合材料的疲勞性能受到纖維和基體材料、鋪層順序、加載方式以及失效形式等諸多因素的共同影響；模型表征方面，常采用Basquin模型和剩余剛度模型表征航空復合材料的疲勞性能，而采用Paris模型和內聚力模型表征其分層擴展性能，驗證結果的有效性；壽命估算方面，通常借助不考慮載荷交互作用的線性累積損傷Miner理論估算疲勞壽命，計算簡便但精度欠佳。但目前對航空復合材料疲勞性能的研究大多集中于恒幅加載情況，在實測載荷譜加載下的疲勞性能試驗研究較少，缺乏載荷之間交互作用對復合材料疲勞性能影響的深入認識。考慮實測載荷譜中載荷順序效應的影響構建航空復合材料疲勞性能表征模型，并找到計算簡便而準確的壽命預測方法，需要進一步研究和探索。

作者：劉牧東 單位：中國直升機設計研究所