碳纖維復合材料因其高比強度、耐腐蝕、抗疲勞性能好、材料的可設(shè)計性和優(yōu)良的抗沖擊性能,在發(fā)動機冷端部件(外涵機匣)以及飛機蒙皮、機翼上得到了廣泛應用。飛機在服役期間會受到環(huán)境載荷的干擾,復合材料層合板的層間界面結(jié)合力較低,對長時間作用的濕熱因素較為敏感,導致界面損傷及力學性能變化,對復合材料的抗沖擊性能產(chǎn)生影響。本文結(jié)合試驗手段開展了以下三方面的研究:(1)對T700/TDE-86復合材料參照飛機復合材料循環(huán)濕熱老化譜進行了循環(huán)濕熱老化試驗,得到吸濕曲線并分析其吸濕機理,通過掃描電子顯微鏡對不同老化時間的試件進行觀察,討論不同循環(huán)濕熱老化時長對復合材料表面、纖維/基體界面和層間界面的影響。研究結(jié)果表明:T700/TDE-86復合材料吸濕過程分為三個階段,吸濕變化符合Fick第二擴散定律,在140天左右達到飽和吸濕率,飽和吸濕率為1.256%;隨著老化時間的增長,基體表面形成龜裂紋,基體與纖維之間產(chǎn)生剪應力,引起纖維/基體界面的脫粘,基體溶脹導致層間界面脫粘。(2)對不同老化時間的T700/TDE-86復合材料的進行層間剪切強度、Ⅰ型和Ⅱ型的層間斷裂韌性試驗得到其隨老化周期的變化規(guī)律,以及不同老化時間下復合材料的失效模式的改變。研究結(jié)果表明:Ⅰ型和Ⅱ型的層間斷裂韌性試件端部的預制裂紋在溶脹應力的作用下,向外開始發(fā)生屈曲;T700/TDE-86復合材料層間剪切強度先上升后下降,老化280天后層間剪切強度保留率為82.16%;Ⅰ型層間斷裂韌性因為纖維橋接隨著老化時間增長而上升,老化280天后,保留率為145.9%;Ⅱ型層間斷裂韌性釋放率隨老化時間的變化是一個下降的過程,老化280天后,保留率為61.34%。(3)對不同老化時間的T700/TDE-86復合材料試件進行彈道沖擊試驗,每種老化周期下得到一次反彈狀態(tài)和三次不同速度下的擊穿狀態(tài),對彈道極限速度受循環(huán)濕熱老化的影響進行了分析;觀察沖擊過后試件的損傷斷口,分析不同狀態(tài)、不同沖擊速度和不同循環(huán)濕熱老化時長對復合材料的失效模式的影響;對沖擊后的復合材料進行超聲C掃描試驗,分析了損傷面積變化趨勢;研究結(jié)果表明老化280天后的復合材料的彈道極限上升了11.5%,斷口失效模式以及其導致的損傷面積也會隨著老化時間和彈體的沖擊速度而變化。研究循環(huán)濕熱老化條件下復合材料結(jié)構(gòu)的抗沖擊性能對飛機的結(jié)構(gòu)完整性具有重要意義。
【學位單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位年份】：2018
【中圖分類】：TB33
【部分圖文】：

場環(huán)境（廣州和北京的平均值）來進行模擬，用14天加速即可模擬一年的飛機的老化。在老化譜編制中還要充分考慮飛行間隔和最大限度的加速來對上升、下滑及高速飛行進行真實模擬，編制結(jié)果如圖2.1所示。24小時為循環(huán)老化譜的一個循環(huán)，本文后續(xù)的老化循環(huán)數(shù)將會以老化天數(shù)代替。

3s，共24層，平均每層的厚度為0.125mm，纖維的體積分數(shù)約為60%，成型后的平板經(jīng)過機加工切割，制作成尺寸為30mm×15mm×3mm的吸濕特性試驗件，如圖2.2所示。本次吸濕試驗采用的是層間剪切強度的試驗件，同時進行循環(huán)濕熱老化試驗的還有斷裂韌性Ⅰ型、斷裂韌性Ⅱ型和彈道沖擊試驗件。圖 2. 2 吸濕特性試驗件2.2.3 試驗設(shè)備本次循環(huán)濕熱老化試驗共用到三種實驗設(shè)備，高低溫交變環(huán)境試驗箱、高精度電子天平和掃描電子顯微鏡，試驗設(shè)備主要參數(shù)和實物圖如表2.1和圖2.3、2.4、2.5所示。循環(huán)濕熱老化試驗是在南京航空航天大學結(jié)構(gòu)強度試驗室進行的，電鏡掃描試驗是在江蘇大學分析測試中心進行的。

2.2.3 試驗設(shè)備本次循環(huán)濕熱老化試驗共用到三種實驗設(shè)備，高低溫交變環(huán)境試驗箱、高精度電子天平和掃描電子顯微鏡，試驗設(shè)備主要參數(shù)和實物圖如表2.1和圖2.3、2.4、2.5所示。循環(huán)濕熱老化試驗是在南京航空航天大學結(jié)構(gòu)強度試驗室進行的，電鏡掃描試驗是在江蘇大學分析測試中心進行的。
【參考文獻】

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本文編號：2859422