復(fù)合材料的分層缺陷引言目前被廣泛用于飛機承力構(gòu)件的纖維增強樹脂基復(fù)合材料（CFRP）主要是層合板與層合結(jié)構(gòu)。在層合板的制造過程中，常由于許多不確定的因素，使復(fù)合材料結(jié)構(gòu)發(fā)生分層、孔隙、氣孔等等不同形式的缺陷；同時，復(fù)合材料層合板在裝配與服役過程中所受到低能沖擊很容易引發(fā)各種形式的損傷。由于增強纖維鋪設(shè)方向的不一致常導(dǎo)致鋪層間剛度的不匹配，引發(fā)較高的層間應(yīng)力，而層間應(yīng)力的主要傳遞介質(zhì)是較弱的樹脂基體，因此對于復(fù)合材料層合板，分層是其主要的損傷形式。有報導(dǎo)統(tǒng)計，復(fù)合材料層合板在加工、裝配和使用過程中產(chǎn)生的分層損傷，占缺陷件的50%以上［1］。分層常存在于結(jié)構(gòu)內(nèi)部，無法根據(jù)表面狀態(tài)檢測出來，并且分層的存在極大地降低了結(jié)構(gòu)的剛度，特別在壓縮載荷作用下，由于發(fā)生局部屈曲而導(dǎo)致分層擴展，使結(jié)構(gòu)在低于其壓縮強度時發(fā)生破壞。在飛機研制與制造過程中，復(fù)合材料層合板的分層損傷問題一直是難以解決的結(jié)構(gòu)問題之一，也是影響CFRP在結(jié)構(gòu)組分中應(yīng)用的主要限制因素。因此，如何充分地結(jié)合試驗測試，利用數(shù)值模擬的方法評估分層的許和容限，成為決定飛機結(jié)構(gòu)綜合性能的亟待解決的關(guān)鍵問題。1.1分層產(chǎn)生的原因Pagano和Schoeppnere］根據(jù)復(fù)合材料構(gòu)件的形狀，將分層產(chǎn)生的原因分為兩類。第一類為曲率構(gòu)件，工程中常見的曲率構(gòu)件包括扇形體、管狀結(jié)構(gòu)、圓柱形結(jié)構(gòu)、球形結(jié)構(gòu)和壓力容器等；第二類為變厚度截面，工程中常見于薄層板與補強件連接區(qū)域、自由邊界處、粘合連接處及螺栓接合處等。在上述結(jié)構(gòu)件中，臨近的兩鋪層極易在法向和剪切向應(yīng)力作用下發(fā)生脫膠和形成層間裂紋。以外，溫濕效應(yīng)、層板制備和服役狀態(tài)等亦是分層產(chǎn)生的原因。由于纖維與樹脂的熱膨脹系數(shù)以及吸濕率均存在差異，因此，不同鋪層易在固化過程產(chǎn)生不同程度的收縮并在吸收濕氣后產(chǎn)生不同程度的膨脹，不同程度的收縮與膨脹所產(chǎn)生的剩余壓力是導(dǎo)致分層的源頭之一［3,4］。在層合板的制備過程中，由于手工鋪設(shè)質(zhì)量具有分散性，極易形成富樹脂區(qū)，進而引發(fā)樹脂固化時鋪層間的收縮程度差異，使層間具有較低的力學特性，極易形成分層［5,6］。在服役過程中，低速沖擊所產(chǎn)生的橫向集中力是層合板結(jié)構(gòu)形成分層的重要原因之一。沖擊引發(fā)的臨近鋪層間的內(nèi)部損傷、層合板制造過程中工具的掉落、復(fù)合材料部件的組裝及維修以及軍用飛機及結(jié)構(gòu)的彈道沖擊等均會引發(fā)層間分層。1.2分層的種類Bolotin［5，切將分層分為內(nèi)部分層(Internaldelaminations)和淺表分層(Near-surfacedelaminations)兩類。其中，內(nèi)部分層源自層合板的內(nèi)部鋪層，由于樹脂裂紋和鋪層界面間相互作用而形成，它的存在會降低結(jié)構(gòu)件的承載能力。特別是在壓縮載荷作用下，層合板的彎曲行為受到嚴重影響(如圖1)。雖然分層將層合板分為兩個部分，但是由于兩個子層板變形間的相互作用，層合板呈現(xiàn)相似的偏轉(zhuǎn)狀態(tài)，發(fā)生整體屈曲。

圖1內(nèi)部分層及對結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性的影響淺表分層產(chǎn)生于層合板接近表面的淺層位置，呈現(xiàn)出比內(nèi)部分層更為復(fù)雜的分層行為。分層區(qū)域的變形受到厚子板的影響相對更小，淺表處的分層部分并不一定受較厚的子板的牽制而變形，因此對于淺表分層，不僅需要考慮淺表分層的擴展，還需要考慮分層子板的局部穩(wěn)定性。根據(jù)載荷形式及分層狀態(tài)可將淺表分層分為如圖2所示的種類。a}OpeninTensionb)Openbuckledc)Closedinlensiom巾團合的屈Illi型分"c)邊緣屈曲型分層0帶二沈裂紋的邊緣屈而型分口d)Closedbutkledb)Fdgebuckledf)Edgebuckledwiihsecondaryfrack圖2淺表分層的種類在分層產(chǎn)生后，內(nèi)部分層和淺表分層在靜承載和疲勞載荷作用下可能發(fā)生分層擴展，層合板的強度和穩(wěn)定性明顯下降。確定分層缺陷的形式對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的完整性是十分層重要的。1.3分層的微觀結(jié)構(gòu)在微觀尺度下，層間裂紋擴展后將在裂紋前緣形成損傷區(qū)域。根據(jù)樹脂的韌性和應(yīng)力水平（I型，II型，III型和混合型，如圖3所示），損傷區(qū)域的尺寸和形狀呈現(xiàn)不同的狀態(tài)。剪切載荷下裂紋尖端應(yīng)力場的衰減較緩慢，因此II型和III型裂紋尖端的損傷區(qū)域比I型區(qū)域廣。此外，受樹脂基體的影響，脆性與韌性樹脂基體的損傷狀態(tài)具有明顯的區(qū)別。在脆性樹脂體系下，I型裂紋尖端的損傷區(qū)域會發(fā)生微裂紋的合并和生長以及纖維一樹脂間的脫膠現(xiàn)象，上述現(xiàn)象都會誘發(fā)裂紋前進，其中，脫膠行為的發(fā)生常伴隨著纖維橋接和纖維斷裂現(xiàn)象的發(fā)生。而對于剪切模式的II型和III型分層，裂紋前緣處的微裂紋發(fā)生合并的現(xiàn)象，并與鋪層角度呈45°方向擴展，直至到達富樹脂區(qū)域。界面處微裂紋的合并在纖維間的樹脂區(qū)域呈現(xiàn)鋸齒狀，如圖4所示。而對于韌性材料體系，裂紋前緣的塑性變形推進裂紋擴展，呈現(xiàn)出韌性斷裂并伴隨層間脫層現(xiàn)象的發(fā)生□。MixkIMmkI[lil圖3I型、II型和III型裂紋拓展模式圖4層間II型分層的擴展模式：(a)裂紋尖端處微裂紋的形成;(b)微裂紋的生長及張開；(c)微裂紋的合并及剪切尖端的形成2準靜態(tài)下分層行為預(yù)測方法分層力學由前蘇聯(lián)的固體物理學家Obreimoff(1894-1981)最先著手研究，1930年，他在題名“TheSplittingStrengthofMica”［8］的論文中詳細討論了層間斷裂韌性并研究了在剪切力作用下云母試樣的分層現(xiàn)象。時至今日，分層的力學問題在吸引重多科研工作者興趣的同時，已取得了突出的成果，分層行為的預(yù)測方法發(fā)展成為強度理論方法、斷裂力學方法和損傷力學方法等三類。2.1強度理論方法強度理論方法是研究分層問題的傳統(tǒng)方法，是以結(jié)構(gòu)或材料抵抗損傷發(fā)生的能力為基礎(chǔ)，通過將材料內(nèi)部的節(jié)點應(yīng)力與界面強度的大小進行比較來判斷界面是否發(fā)生分層。該預(yù)測分層損傷的方法由Whitney等回首先提出；在進一步應(yīng)用平均應(yīng)力準則的基礎(chǔ)上，Kim等［11］對受拉、壓載荷作用下的層合板的分層產(chǎn)生時的臨界載荷值進行了預(yù)測。但是由于不連續(xù)鋪層端部易出現(xiàn)應(yīng)力奇異，應(yīng)力準則方法高度依賴網(wǎng)格尺寸；且由于平均應(yīng)力準則或點應(yīng)力準則都引入了特征長度的概念，而特征長度并沒有很強的理論基礎(chǔ)，使該方法不能夠準確地預(yù)測分層擴展行為in。2.2線彈性斷裂力學方法斷裂力學方法通過計算裂紋尖端應(yīng)力場與裂紋尖端張開位移來評價界面的損傷狀態(tài)。在忽略材料非線性的前提下，可以采用線彈性斷裂力學方法（LEFM）有效地預(yù)測分層擴展狀態(tài)，該方法的核心內(nèi)容為裂紋尖端能量釋放率的計算。計算應(yīng)變能釋放率的常用方法包括虛裂紋擴展技術(shù)（VCCT）、J積分、虛裂紋擴張和剛度微分方法等，通過比較應(yīng)變能釋放率分量的組合式與某臨界值間的關(guān)系，可以對分層的狀態(tài)進行預(yù)測。2.3損傷力學方法損傷力學方法是通過引入微缺陷/微裂紋的面積等形式的損傷變量來預(yù)測界面處分層狀態(tài)，相比斷裂力學方法，該方法不僅可以預(yù)測已存在裂紋的擴展狀態(tài)，更重要的是，可以預(yù)測新裂紋的產(chǎn)生。以內(nèi)聚力理論為基礎(chǔ)，該方法考慮了復(fù)合材料基體與增強相間以化學反應(yīng)的形式生成的一層界面物質(zhì)層，以界面參數(shù)的形式，充分地反映了界面物質(zhì)層的模量、強度和韌性等材料參數(shù)。內(nèi)聚力裂紋模型由Dugdale四和Barenblatt網(wǎng)首次提出：材料在屈服應(yīng)力的作用下，會在裂紋前緣形成薄的塑性區(qū)域，在該區(qū)域范圍內(nèi)的裂紋表面有應(yīng)力作用，此作用力為“內(nèi)聚力”；而與之相對的裂紋表面不受任何應(yīng)力作用的區(qū)域為斷裂區(qū)（如圖5所示）。upper,low?cohesivesurfacescohesivedamageupper,low?cohesivesurfacescohesivedamagezonecrackfrontcohesivezone(unnamagpd)圖5內(nèi)聚力模型雖然內(nèi)聚力模型屬于局部損傷模型［15］，對網(wǎng)格具有依賴性，但由于其支持網(wǎng)格間的相互獨立，因此可以方便地實現(xiàn)網(wǎng)格的充分細化，達到準確計算的目的。采用內(nèi)聚力模型方法可以同時預(yù)測分層的產(chǎn)生和擴展，可以同時完成損傷容限和強度分析。參考文獻：1王雪明，謝富原，李敏，王菲，張佐光.熱壓罐成型復(fù)合材料構(gòu)件分層缺陷影響因素分析.第十五屆全國復(fù)合材料學術(shù)會議.2008N.J.Pagano,G.A.Schoeppner.Delaminationofpolymermatrixcomposites:problemsandassessment,(Ed.)AnonymousKelly,A.;Zweben,D.,Oxford(UK).2000T.E.Tay,F.Shen.Analysisofdelaminationgrowthinlaminatedcompositeswithconsiderationforresidualthermalstresseffects.JournalofCompositeMaterials.2002,36(11):1299-1320A.S.Crasto,R.Y.Kim.Hygrothermalinfluenceonthefree-edgedelaminationofcompositesundercompressiveloading,In:CompositeMaterials:FatigueandFracture6,(Ed.)AnonymousArmanios,E.A.,Philadelphia.1997:381-393V.V.Bolotin.Delaminationsincompositestructures:Itsorigin,buckling,growthandstability.CompositesPartB-Engineering.1996,27(2):29-145V.V.Bolotin.Mechanicsofdelaminationsinlaminatecompositestructures.MechanicsofCompositeMaterials.2001,37(5-6):367~380W.L.Bradley,C.R.Corleto,D.P.Goetz.Fracturephysicsofdelaminationofcompositematerials.AFOSR-TR-88-0020.1987N.Blanco.Variablemixed-modedelaminationincompositelaminatesunderfatigueconditions:testingandanalysis.PhDThesis,UniversityofGirona.2005I.W.Obreimoff.Thesplittingstrengthofmica.ProceedingsoftheRoyalSocietyofLondonA.1930,127:290-297J.M.Whitney,R.J.Nuismer.StressFractureCriteriaforLaminatedCompositeContainingStressConcentrations.JournalofCompositeMaterials.1974,8:253-265R.Y.Kim,S.R.Soni.ExperimentalandAnalyticalStudiesontheOnsetofDelaminationinLaminatedComposites.JournalofCompositeMaterials.1984,18:70-80Z.Petrossian,M.R.Wisnom.Predictionofdelaminationinitiationandgrowthfromdiscontinuouspliesusinginterfaceelements.CompositesPartA.1998,29A:503-515D.S.Dugdale.Yieldingofsteelsheetscontainingslits.JournaloftheMechanicsandPhysicsofS