压-压疲劳载荷下CFRP层合板表面红外辐射特征

作     者：杨正伟 赵志彬 李胤 宋远佳 寇光杰 李磊 程鹏飞 YANG Zhengwei;ZHAO Zhibin;LI Yin;SONG Yuanjia;KOU Guangjie;LI Lei;CHENG Pengfei

作者机构：火箭军工程大学导弹工程学院西安710038 西安交通大学机械工程学院西安710049 中国空气动力研究与发展中心绵阳621000 中国飞机强度研究所西安710065 

出 版 物：《航空学报》 (Acta Aeronautica et Astronautica Sinica)

年 卷 期：2021年第42卷第5期

页      面：226-236页

核心收录：

学科分类：08[工学] 0805[工学-材料科学与工程（可授工学、理学学位）] 080502[工学-材料学] 0802[工学-机械工程] 0825[工学-航空宇航科学与技术] 0704[理学-天文学] 0701[理学-数学] 0812[工学-计算机科学与技术（可授工学、理学学位）] 

基　　金：国家自然科学基金(51575516) 中国博士后科学基金(2019M650262) 陕西省自然科学基金(2020 JM-354) 航空科学基金(201803U8003) 

主　　题：CFRP 等幅疲劳试验 红外热成像 疲劳寿命 热图序列 

摘      要：为探究含冲击损伤CFRP层合板在循环交变载荷下的损伤演化规律,基于热力耦合效应研究了含损伤CFRP层合板疲劳过程中的表面红外辐射特征。以压-压疲劳试验模拟交变载荷,采用红外热成像方法分析了疲劳过程中含损伤CFRP层合板的热图序列和温度数据,结果表明:随着疲劳次数的增加,损伤沿垂直疲劳载荷方向演化,热斑颜色逐渐加深,初始冲击损伤形状逐渐演化为椭圆状,最后热斑横向端部出现尖点;试件最大表面温差演化整体呈快速上升-缓慢上升-快速上升规律,最后出现跳升,其中热斑尖点、最大表面温差跳升可被视为结构疲劳破坏的前兆;含损伤CFRP层合板疲劳破坏时,其最大表面温差主要与纤维和基体种类有关,而试件铺层方式相较于纤维基体类别对最大表面温差无明显影响。研究揭示了冲击后CFRP层合板在疲劳载荷作用下的损伤演化规律,为飞行器复合材料结构的剩余疲劳寿命评估与损伤容限设计奠定了基础。