以飛機(jī)結(jié)構(gòu)中常用的樹脂基碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料為研究對象，根據(jù)飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的典型受力環(huán)境，開展了不同條件熱損傷后的拉伸試驗和壓縮試驗。

    材料的鋪層方式為 [45，0，-45，90，0，45]s，在120，150，180，210，240，270，300，330，360℃下各加熱1h，0°拉伸試驗采用ASTM D3039—2017 《聚合物基復(fù)合材料拉伸性能的標(biāo)準(zhǔn)試驗方法》標(biāo)準(zhǔn)，0°壓縮試驗采用ASTM D6641—2016《使用組合加載壓縮(CLC)測試夾具的聚合物基復(fù)合材料的壓縮性能標(biāo)準(zhǔn)測試方法》標(biāo)準(zhǔn)。試驗結(jié)果如圖1~4所示。

     由圖1~4可知：隨著加熱溫度的升高，材料的抗拉強(qiáng)度和抗壓強(qiáng)度是不斷下降的，即材料在高溫下發(fā)生了力學(xué)性能的退化。

     值得注意的是，材料的力學(xué)性能隨加熱溫度的變化是非單調(diào)的，呈先上升、后下降、再上升、再下降的變化規(guī)律。其規(guī)律主要表現(xiàn)在以下幾個方面：①在材料的固化溫度(200℃)以下，溫度對材料性能的影響比較輕微，基本可以忽略；②在材料的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度(255℃)附近，材料的強(qiáng)度有一個上升的反常變化；③加熱溫度對材料彈性模量的影響較小，雖然有波動，但基本不影響使用性能。

      為了進(jìn)一步分析材料的初始熱損傷機(jī)制，對未經(jīng)加熱處理的材料進(jìn)行熱重-差示掃描量熱法試驗，對不同加熱條件下的材料開展了孔隙率檢測和掃描電鏡分析，結(jié)果如圖5~7所示。

     從圖5可以看出：試樣第一個吸熱峰在350℃左右，同時伴隨有失重的現(xiàn)象，說明此時基體材料發(fā)生了表面?zhèn)孺湣?cè)基的碎片斷裂與逸出。

     從圖6可以看出：隨著加熱溫度的升高，材料孔隙率呈增加趨勢。溫度小于150℃時的變化比較平緩，主要是材料中的水分逸出造成的；溫度在150~250℃時材料的孔隙率變化比較顯著，主要是基體材料中小分子組分逸出和熱應(yīng)力導(dǎo)致的裂紋造成的；在溫度大于250℃時，孔隙率有一個小的下降，可能與“后固化”作用有關(guān)。

     從圖7可以看出：未經(jīng)熱作用的原試樣，即室溫下，其樹脂是緊緊覆蓋在纖維表面的，沒有特別明顯的界面；隨著溫度的升高，樹脂體系的表面開始出現(xiàn)氣孔，并且隨著溫度的升高，逐漸出現(xiàn)纖維與基體之間的貫穿性分離和纖維斷裂現(xiàn)象。

     綜合上述試驗和材料力學(xué)性能測試結(jié)果，飛機(jī)樹脂基復(fù)合材料的初始熱損傷機(jī)制如下所述。

     材料的受熱溫度在原結(jié)構(gòu)材料的固化溫度(200℃)以下時，力學(xué)性能的變化是以下3種作用的結(jié)果：一是加熱過程中，材料內(nèi)部的水分逸出，原本由水分引發(fā)的溶脹、塑化作用減弱，導(dǎo)致力學(xué)性能指標(biāo)上升；二是水分和基體殘留小分子逸出時，在材料中產(chǎn)生孔隙，導(dǎo)致力學(xué)性能下降；三是纖維、基體熱膨脹系數(shù)不匹配導(dǎo)致纖維/基體界面產(chǎn)生微裂紋，進(jìn)而導(dǎo)致材料整體力學(xué)性能下降。當(dāng)受熱溫度小于120℃時，材料性能主要受水分逸出，溶脹、塑化作用減弱主導(dǎo)，表現(xiàn)為強(qiáng)度輕微上升；當(dāng)受熱溫度為120~150℃時，材料性能主要受基體小分子逸出、產(chǎn)生孔隙所主導(dǎo)，表現(xiàn)為強(qiáng)度下降，但變化幅度較小，對承載能力不構(gòu)成威脅；當(dāng)受熱溫度大于150℃時，除了基體小分子逸出外，熱應(yīng)力導(dǎo)致的微裂紋也開始起主導(dǎo)作用，導(dǎo)致材料中孔隙率明顯上升，力學(xué)性能明顯下降。這也是該種材料的最高服役溫度規(guī)定為150℃的原因。

     材料的受熱溫度在原結(jié)構(gòu)材料的固化溫度(200℃)與玻璃化轉(zhuǎn)變溫度(260℃)之間時，熱應(yīng)力產(chǎn)生的微裂紋、界面分離是主導(dǎo)材料性能的主要因素，表現(xiàn)為孔隙率急劇上升，強(qiáng)度明顯下降，下降約15%左右。

      材料的受熱溫度在原結(jié)構(gòu)材料的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度(260℃)附近時，材料力學(xué)性能出現(xiàn)一個反常的上升。在該溫度區(qū)域，基體材料中未完全反應(yīng)的小分子鏈繼續(xù)發(fā)生交聯(lián)反應(yīng)，對基體材料有一定的“治愈”效果。

     材料的受熱溫度大于原結(jié)構(gòu)材料的玻璃化轉(zhuǎn)變溫度后，材料力學(xué)性能開始急劇單調(diào)下降。此時，主導(dǎo)材料力學(xué)性能變化的因素為：熱應(yīng)力導(dǎo)致的裂紋乃至纖維斷裂;基體高分子材料的裂解。

3.1 人工缺陷試塊的制作

     研究人員制作了一批含不同程度熱損傷的人工缺陷試塊。從上述力學(xué)性能試驗中可以看出：樹脂基復(fù)合材料的熱損傷程度隨熱損傷溫度和熱損傷時間的變化而變化。為了便于與強(qiáng)度測試結(jié)果相對應(yīng)，人工缺陷試塊的制作選定120，150，180，210，240，270，300，330，360℃等9個溫度點，加熱時間為1h。

3.2 基于硬度測試的熱損傷檢測

      熱損傷檢測的目的是了解材料力學(xué)性能的衰減程度以及損傷的波及范圍，以便為后續(xù)的損傷評估與修理提供依據(jù)，但力學(xué)性能參數(shù)需要由專門的試驗確定，難以現(xiàn)場原位實施。從復(fù)合材料初始熱損傷的機(jī)制看，對材料力學(xué)性能退化起主導(dǎo)因素的是基體，以及基體和纖維界面力學(xué)性能的退化。材料的硬度反映的是材料抵抗塑性變形的能力，因此可用硬度測試法檢測材料熱損傷的可能性，而且可應(yīng)用于飛機(jī)金屬結(jié)構(gòu)熱損傷檢測中。

     研究人員利用含不同程度熱損傷的人工缺陷試塊，開展了基于洛氏、巴氏硬度測試和基于納米壓痕的維氏硬度測試。其中，洛氏硬度按照標(biāo)準(zhǔn)GB/T 3398.2—1988 《塑料洛氏硬度試驗方法》實施，巴氏硬度按照GB/T 3854—2017 《增強(qiáng)塑料巴柯爾硬度試驗方法》標(biāo)準(zhǔn)實施，試驗結(jié)果如圖8，9所示。采用納米壓痕儀進(jìn)行維氏硬度測量，按壓式壓頭直徑為20nm，測試結(jié)果如圖10所示。

     從上述幾種硬度測試的結(jié)果看，隨著加熱溫度的變化，材料的3種硬度都有明顯變化，且與前面介紹的材料力學(xué)性能同步。因此從原理上看，3種硬度測試方法可以用來檢測材料的熱損傷。從檢測的精度看，基于納米壓痕的維氏硬度對加熱溫度的變化最敏感，這主要是因為該方法測量的是顯微硬度，作用力小，反映的是基體以及基體與纖維界面的性能，正好與復(fù)合材料的初始熱損傷機(jī)制符合。對于巴氏硬度和洛氏硬度，由于材料變形的范圍較寬，測量結(jié)果受纖維的干擾比較大。從檢測的可操作性看，巴氏硬度測試是單面的，可在現(xiàn)場原位實施。洛氏硬度測試雖然也有可在現(xiàn)場原位實施的便攜式設(shè)備，但由于需要雙面加載,檢測范圍受設(shè)備尺寸限制。納米壓痕檢測雖然很靈敏，但目前尚不能實施原位檢測。

     在現(xiàn)有設(shè)備條件下，可以采用洛氏或巴氏硬度測試的方法來檢測樹脂基復(fù)合材料的初始熱損傷。在利用該方法實施檢測時，應(yīng)首先通過試驗，分別制作材料力學(xué)性能與加熱溫度、硬度與加熱溫度的關(guān)系曲線，將該兩種曲線放在同一個坐標(biāo)系中(見圖11)，便建立了材料力學(xué)性能與硬度的關(guān)系。實際檢測時，只需要進(jìn)行硬度測試，并獲得硬度(圖11中a點的值)，即可反推材料的力學(xué)性能(圖11中c點的值)。結(jié)合相應(yīng)修理手冊中的評估標(biāo)準(zhǔn)，即可確定損傷的程度。需要特別注意的是：材料的硬度隨加熱溫度的變化規(guī)律為非單調(diào)變化，因此檢測時應(yīng)從燒傷的區(qū)域開始，第一個臨界點即為損傷的邊界點。

      對飛機(jī)樹脂基復(fù)合材料熱損傷的機(jī)制進(jìn)行了初步探討，提出的基于硬度測試的方法操作簡單，并能得到檢測參數(shù)與材料力學(xué)性能之間的對應(yīng)關(guān)系，具有較好的應(yīng)用前景。