由于具有優越的力學性能，復合材料在現代航空航天結構上得到了廣泛的應用，并且越來越多的應用于飛行器的主承力結構。國際上最新型的大型客機B-787和A350上，復合材料占全機結構比重已經超過了50%。結構材料的疲勞性能，對飛機的可靠性和安全性起著決定性影響，因此復合材料疲勞性能方面的研究對于保證飛機的安全和提高飛機使用壽命具有重要的意義。但相對于金屬，復合材料結構的復雜性使其對其損傷機理和損傷擴展機制的研究都要復雜困難的多。從20世紀70年代末開始，國內外研究人員開展了一系列對于復合材料疲勞方面的研究，取得了大量的研究成果[1～10]。其中，對于目前較為成熟的T300型碳纖維增強復合材料的疲勞性能的實驗和壽命預測研究開展較多，取得了很多有應用價值的成果。近年來，T700新型纖維增強復合材料得到了日益增多的應用，相對于T300纖維，T700以其更好的加工工藝得到的更優秀的拉伸強度，正逐漸開始替代T300纖維。但對T700碳纖復合材料的疲勞性能方面的研究，目前仍然還較為缺乏。本研究對T700/9368復合材料試件進行了拉-拉疲勞試驗，對試件剛度衰減和疲勞損傷擴展進行了初步研究，并建立了疲勞損傷模型，對試件的疲勞壽命進行了預測。

1試驗

1.1試件試驗件均為T700/9368層合板，試驗件的設計參考了《聚合物基復合材料手冊》[11]及相關的試驗標準。試件分為三組，光滑板和兩種不同孔徑的含孔層合板各1組，兩端均粘貼50mm長加強片加固。試件幾何形狀及尺寸見表1和圖1所示。全部試件的鋪層均為20層T700/9368，鋪設順序均為[45/90/-45/0/45/0/-45/0/90/0]s，(45°鋪層比例為40%。

1.2試件設備與方案拉-拉疲勞試驗在INSTRON8802材料試驗機上進行，試驗按照HB5440—1989(碳纖維樹脂基復合材料拉-拉疲勞試驗方法[11])標準。試驗環境條件為自然干態(常態)，環境溫度為(23±3)℃。對三組試件分別先進行靜載拉伸試驗，得到每組試件的拉伸強度，用以確定疲勞試驗所需的載荷。

1.3光滑板試驗1組光滑板拉-拉疲勞試驗加載方式為正弦波，加載頻率10Hz，應力比均為0.1，引伸計跨距為130mm。一定循環次數后，通過材料試驗機所帶的應變引伸計測量各試件應變，獲得試件的剛度變化狀況。試件內部損傷采用超聲C掃描技術檢測。1組光滑板試驗共選擇70%、65%和60%三個應力水平，前兩個應力水平各取3個試件，60%應力水平取1個試件。各試件疲勞壽命見表3。從表中可以看出，除T700-KF1-3試件結果明顯偏離被去掉外，每個應力水平的光滑板疲勞壽命分散性均較小，試驗具有較好的置信度。由于T700碳纖維相比T300碳纖維的延伸率較大，因而出現大規模的纖維斷裂時間點較遲且偏差小，這也是T700層合板比T300層合板疲勞壽命分散性小的原因之一。圖2為70%和65%應力水平的試件剛度隨循環次數的衰減曲線。E0為初始剛渡，En為循環n次后剩余剛渡;N為疲勞壽命。從圖2中可以看出，疲勞加載的初始階段，剛度衰減比較劇烈，當循環次數超過10%壽命后，剛度衰減穩定近似為一條直線(70%應力水平下循環次數在97%全壽命點剛度明顯下偏，是因為此時已經進入了快速擴展區間)。從圖2中還可以看出，應力水平在65%和70%兩種情況下，全壽命范圍內試件的剛度衰減曲線相似度極好，而且具有在較長的疲勞加載段剛度的線性變化的特點，使得本工作后面以剛度降作為損傷量模擬的疲勞模型成為可能。試件拉-拉疲勞破壞情況如圖3所示。可以看出，T700層合板試件拉-拉疲勞的主要破壞特征是出現了大面積分層，這與靜態拉伸試件只在斷口處有分層明顯不同。相比T300層合板，T700層合板疲勞破壞后的試件分層面積更大，分布更密，這一方面是因為T700碳纖維的延伸率好，纖維斷裂出現遲;另一方面，T700的表面質量相比T300更光滑，樹脂與纖維界面強度有所下降。60%應力水平的T700-KF3-1試件在不同循環次數下進行了C掃描無損檢測，如圖4所示。結果表明，在疲勞加載初始階段，層合板內部即出現明顯的分層損傷。這時的循環次數只占層合板疲勞壽命的極小一部分，而且隨著循環次數的增加，首先是在兩端及邊緣部位出現分層，然后向中間迅速擴展，伴隨著45°方向的分布式基體開裂，在較短的時間里就出現大面積的分層，到30000次循環即約10%疲勞壽命時，分層已經接近擴展到整個層板，這也導致了圖2中疲勞加載初始階段剛度迅速下降。此階段力學性能上表現出的剛度衰減，主要來自于初始階段分層損傷和基體開裂。經過此階段后，分層損傷已經達到一個穩定擴展階段，剛度衰減如圖2所示接近為直線，直到接近90%壽命后出現大面積纖維斷裂導致板破壞。此結轉自:http://www.21ks.net論和文獻[10]相一致。

1.4含孔層合板拉-拉疲勞試驗2組和3組含孔板試件拉-拉疲勞試驗加載方式為正弦波，加載頻率10Hz，應力比為0.1，引伸計跨距為200mm。對兩種孔徑的試件選擇不同的應力水平進行拉-拉疲勞試驗。含孔層合板試驗共選擇90%、85%和80%三個應力水平，前兩個應力水平各取3個試件，80%應力水平取1個試件。各試件疲勞壽命見表4。可以看出，除T700-KT1-3試件結果明顯偏離外，三個應力水平的光滑層合板疲勞壽命分散性較小，試驗具有較好的置信度。含孔層合板試件拉-拉疲勞破壞情況如圖5所示。試件斷口位置大致與靜態拉伸試件相同，位于孔兩側，但分層面積要大的多。對試件T700-KT2-2在不同循環次數下進行了C掃描無損檢測，結果如圖6所示。孔板內部初始損傷出現得很早，隨著循環次數的增加，先是在試件中段圓孔附近出現分層損傷，然后迅速由孔邊向兩端沿45°縱向擴展，在較短的時間里就出現大面積的分層，在經歷長時間的疲勞載荷作用后，最后在試件中間圓孔部位斷裂破壞。

2疲勞損傷模型

2.1光滑板疲勞損傷模型對復合材料疲勞壽命預測的疲勞累積損傷理論是運用固體物理學、材料強度理論和連續介質力學的唯像方法，它以材料的表觀現象為依據，建立與損傷耦合的力學分析模型，通過力學和數學的分析與計算，獲得所需的數值結果。在試驗階段用于復合材料的疲勞壽命預測的模型，包括剩余強度模型[1]、剩余剛度模型[2～6]以及耗散能模型[7]等等。本文在實驗研究所得到的剛度衰減結果基礎上，建立了剩余剛度模型，對T7009368層合板壽命進行預測。Lemaitre[8]創立的應變等效性假說認為，應力作用于受損材料所引起的變形等效于作用于一虛擬的無損傷材料的變形，虛擬無損傷材料的承載面積等于受損傷材料的實際有效承載面積。對于一維問題，該原理可用公式表示為:D=1-E'E(1此式即為彈性模量法即剛度下降法定義和度量損傷的基本依據。其中:D為損傷變量;E'為受損材料的損傷模量;E為無損材料的損傷模量。由此可以根據材料受損前后彈性模量的衰變來確定損傷的大小。為了把式(1)中定義的損傷因子應用到復合材料層合板的疲勞過程中，則應將損傷因子D和循環次數n建立起函數關系。以往研究結果[9]和本次的實驗結果均表明，纖維增強復合材料的疲勞損傷過程往往呈現出兩個明顯不同的階段，第一階段損傷擴展比較平穩，占總疲勞壽命的90%左右，而當疲勞損傷達到一定的程度后會進入第二個階段，這時候損傷發展比前一個階段快得多，在很短的時間內材料就發生破壞。因此本工作考慮采用分段函數對這兩個過程分別進行構建。第一階段損傷函數D1用指數函數構建，第二階段損傷函數D2用線性函數構建。Beaumont[7]根據對橫向裂紋擴展的分析提出第一階段疲勞損傷函數D1的表達式:式中a2，b2，c2為材料常數。取第一階段和第二階段的分界循環次數為nc，即當0≤n≤nc時，D=D1;當nc≤n≤N時，D=D2。nc可以根據試驗測得的剛度衰減數據和多元最小二乘法進行求解。

2.2含孔層合板疲勞損傷模型對于帶中心孔的層合板，在任意拉伸載荷作用下，只要求得特征長度a0之內的平均應力σy，加上一個修正系數β相乘來替換前面光滑板損傷模型式中的σmax，即可得到含孔板的疲勞累積損傷模型:

3疲勞壽命預測

3.1光滑板疲勞壽命預測將T700/9368層合板70%和65%應力水平下試驗結果對層合板疲勞損傷模型進行參數擬合。應用最小二乘法可得到擬合系數:a1=2.43×10-14，b1=-6.88，c1=0.33，a2=-553.5，b2=44035。將擬合系數代入式(3)和(4)得到T700/9368層合板疲勞損傷模型表達式為:本工作的計算和實驗結果均表明，當層合板彈性模量下降的初始模量的70%左右時，出現疲勞損傷分界點，循環次數約占總疲勞壽命的90%，見表5。

3.2含孔層合板疲勞壽命預測將孔板靜態拉伸試驗測得的試驗數據結合層合板性能參數，即可得到孔板特征長度，結合孔板拉-拉疲勞試驗，即可得到修正系數β的值，見表7。

4結論

      (1)在疲勞載荷作用下，光滑板損傷從邊緣開始，含孔板損傷從孔邊開始，在初始階段分層擴展迅速，并伴隨45°方向的基體開裂，到疲勞壽命的10%前，試件的剛度衰減較快。(2)在疲勞壽命的10%到90%范圍內，試件的剩余剛度隨加載周期基本以線性規律下降，損傷表現為分層擴展。(3)到達90%疲勞壽命時，試件剛度約降至初始剛度的70%，此時開始出現大面積纖維斷裂，試件迅速破壞。(4)與靜拉伸試件斷口相比，疲勞試件表現出覆蓋全試件的大面積分層，光滑板斷口出現在試件中部;含孔板和靜拉伸斷口均出現在孔邊。(5)與T300碳纖維相比，T700纖維的延伸率較大，使得T700層合板的疲勞壽命分散性較小，有利于對疲勞壽命準確預測;同時由于T700纖維表面更光滑，與樹脂界面性能有所下降，斷裂后試件的分層和劈絲更加明顯。(6)利用部分試驗結果確定疲勞模型的參數，對T700/9368試件的壽命進行了預測，預測結果吻合良好。