航空复合材料层合板常面临高速冲击风险，如跑道碎石冲击、鸟击等，高速冲击易引发分层、纤维断裂、贯穿等严重损伤，而冲击后的剩余压缩强度直接关乎结构安全。尽管高速冲击损伤是航空结构中最常见的损伤诱因之一，但鲜有研究集中于高速冲击损伤及其损伤容限问题。在复合材料抗冲击性能研究领域，过往学界的目光多停留在低速冲击场景，围绕低速冲击下材料的损伤演化、力学响应已形成相对成熟的认知体系，但当冲击速度跃升至高速区间时，材料所面临的应力状态、损伤模式会发生根本性转变，而当前针对这一特殊工况下材料内部损伤机制的解析、冲击后压缩承载行为的规律探索，尚未构建起系统的理论与试验支撑体系。本研究进行了高速冲击（HVI）试验及其冲击后的压缩（CAI）试验，以揭示由单向预浸带制造的层合板在冲击后的压缩行为。通过将冲击速度控制在200 m/s至380 m/s的区间内，获得了三种冲击结果，包括未穿透和穿透的情况，在这些层合板中可以观察到不同的CAI损伤形态。此外，通过有限元模拟实现了观测维度的延伸，其考虑纤维和基体压缩失效以及界面分层的模型能够较好地复现试验结果，动态追踪冲击后压缩过程中材料内部应力场以及损伤模式的分布，更完整地观察到了损伤层合板在压缩载荷下的渐进式失效行为，这对掌握高速冲击作用下层合板的CAI损伤机理以及评估其剩余强度有很大帮助。
复合材料层合板在航空工业中应用广泛，鲜有研究集中于复合材料在高速冲击下的损伤及其损伤容限，考虑到飞机结构在服役期间可能遭受外来物体的高速冲击损伤，军用材料需要具备一定的抗弹击能力。此外，为了满足适航性要求，飞机结构中使用的复合材料层合板在遭受可见损伤时需要能够承受“返航”时的载荷要求。对此2024年工程失效分析与材料表征交叉领域的权威期刊《Engineering Failure Analysis》发表了南京航空航天大学在复合材料层合板在高速冲击后压缩性能方面的研究工作。论文标题为“Experimental and numerical investigation on the compression after high-velocity impact behavior of composite laminates”，第一作者为南京航空航天大学能源与动力学院的博士生朱信颖，通讯作者为刘璐璐教授。该论文研究了层合板在高速冲击损伤下的损伤容限机制，提出了一种基于接触的内聚行为来解决高速冲击后压缩过程中单元失真的问题。结合基于CDM方法的层内损伤模型，成功预测了高速冲击和冲击后压缩行为。最后，通过模拟结果与试验结果相结合，系统梳理了受冲击层合板在压缩载荷下的力学响应与失效机制。值得关注的是，本研究并未止步于单一冲击工况的分析，而是通过对低速冲击（LVI）与高速冲击（HVI）的对比探究，在量化了两种冲击对层合板剩余强度影响差异的同时，也厘清了两者在压缩损伤演化路径上的差异，为全面掌握复合材料在不同冲击风险下的力学行为提供了完整认知。
本研究中使用单向预浸带制备复合材料层压板，总厚度为5 mm，单层厚度为0.125 mm。试件尺寸为150 mm×100 mm，用于高速冲击试验的弹丸为直径5 mm、重0.51 g的钢球。
在此项工作中，采用了直径10 mm的空气炮系统开展高速冲击试验，如图1（a）所示。图1（b）展示了层合板的边界条件，其为三边固定，固定宽度均为15 mm。为检测冲击后试件的剩余抗压强度，采用了Instron 5985液压设备。由于HVI损伤高度集中，ASTM D7137 CAI试验夹具仍适用。图1（c）展示了试验装置及试件的细节，图1（d）布置了四个应变片以获取有效模量。
图1 HVI测试示意图（a和b）和CAI测试示意图（c和d）
图2展示了三种典型冲击结果的损伤形态，分别为反弹、嵌入和穿透，依次对应靶板未穿透（试验L-1）、临界穿透（试验L-4）和穿透（试验L-6）的情况。
图2 高速冲击试验的损伤形态：L-1（反弹）、L-4（嵌入）和L-6（穿透）
对于层间损伤，层压板的分层面积与冲击能量的关系如图3所示。结果表明，在10~22 J的冲击能量范围内，分层面积呈线性增加。随后，尽管冲击能量持续增加，分层面积却稳定在约4800 mm²（约为板面积的32%）。
图3 分层面积与冲击能量的关系及C扫描图像
图4展示了最终的压缩破坏形态。横向破坏位于板的中部，并通过冲击引起的损伤区域扩展。对于处于回弹状态的层合板（试验L-1），压缩后的横向破坏主要由纤维弯曲引起。随着冲击能量的增加，对于处于嵌入状态的层合板（试验L-4），纤维屈曲和分层成为主要的破坏模式。至于处于穿透状态的层合板（试验L-6），其破坏模式与回弹状态相似，但中部破坏为纤维/基体剪切断裂而非纤维弯曲。
图4 三种典型冲击结果的压缩损伤形态
图5分别展示了CAI强度和破坏应变与冲击能量的关系。它们具有相似的趋势，在10 J冲击后急剧下降，并随着冲击能量的增加而波动。
图5 剩余强度和断裂应变与冲击能量的关系
在压缩试验之后，实施了超声波C扫描以可视化内部损伤形态并揭示不同冲击条件下的损伤机制。如图6展示了CAI试验和HVI试验的分层面积差异通常随着冲击能量的增加而逐渐减小。
图6 高速冲击试验（HVI）与层压板冲击试验（CAI）的分层情况对比
图7展示了从HVI到CAI的损伤演变以及中心截面和边缘截面不同损伤模式的损伤分布。通过比较这两个截面，可以发现由CAI引起的粘结面失效几乎覆盖了中心截面的冲击侧，从前表面到后表面形成了一个锥形形态。在图4中，试验L-4边缘部分的损伤特征为明显的分层和局部纤维屈曲，而试验L-1和试验L-6的损伤特征为纤维剪切断裂。因此，可以得出结论：当冲击能量接近靶板的弹道极限时，压缩载荷下的失效模式以分层和屈曲为主，如图7（a）所示。对于低于或高于弹道极限的冲击能量，损伤从冲击中心向边缘扩展，如图7（a）至（b）所示。
图7 L-1工况下，（a）中心处和（b）边缘处横截面不同损伤模式的分布（其中，CSDMG代表粘结面损伤，SDV1代表纤维剪切损伤，SDV2代表纤维压缩损伤）
通过模拟研究了冲击能量低于试验值的情况。结果表明，在靶板被穿透之前，吸收能量与冲击能量之间呈线性关系。然而在复合材料层合板的服役期间，根据高能冲击事件后的冲击能量或吸收能量来估算剩余强度并不直观。对于所测得的损伤因素，如分层和压痕，其与剩余强度的关系如图8所示。两条曲线均先呈线性下降，然后分别在分层面积1014 mm²和压痕中心截面积4.41 mm²后趋于平稳。
图8 剩余强度分别随分层面积和压痕中心截面面积的变化规律
针对复合材料层合板在航空工业应用中易受高速冲击（HVI）且现有研究多聚焦低速冲击（LVI）的问题，通过试验与数值模拟相结合的方式，探究由T700碳纤维/TDE86环氧单向预浸带制成的层合板在200~380 m/s冲击速度下的高速冲击响应、冲击后压缩（CAI）行为及损伤机制，明确HVI与LVI对层合板剩余强度及压缩损伤机制的差异，为飞机结构安全裕度设计及复合材料损伤容限评估提供支撑。研究得出的结论如下：
HVI损伤与响应规律：HVI结果分为反弹（未穿透）、嵌入（临界穿透）、穿透三类；冲击能量10~22 J时，分层面积随能量线性增加，超过22 J后稳定在约4800 mm²（占板面积32%）；嵌入状态下试件正面损伤最严重（伴纤维压碎），反弹与穿透状态仅出现有限纤维-基体脱粘。
CAI性能变化特征：与未受冲击试件（CAI强度453.7 MPa）相比，受冲击试件CAI强度显著降低（155.6~169.4 MPa），降幅63%~66%，断裂应变降幅59%~63%，均大于LVI下的性能降幅（CAI强度降幅20%~50%）；CAI模量基本稳定（21.4~22.2 GPa），冲击能量10 J后剩余强度先降（16 J左右达最低）后缓慢上升，波动范围小（标准偏差4 MPa）。
CAI破坏模式差异：不同HVI结果对应不同CAI破坏模式，反弹状态以纤维弯曲为主、嵌入状态以纤维屈曲与分层为主、穿透状态以纤维/基体剪切断裂为主；L-3至L-7试件因冲击区严重变形，弯曲百分比超10%，临界屈曲载荷低于CAI强度，呈屈曲失效特征。
临界损伤面积特性：确定HVI后层合板临界损伤面积（分层面积1014mm²和压痕中心截面积4.41 mm²），损伤面积低于该值时，剩余强度可通过损伤面积线性估算；高于该值时，剩余强度波动小于初始强度的4%，可视为恒定值。
本研究丰富了复合材料层合板HVI后压缩性能的研究维度，明确了HVI与LVI损伤机制及对剩余强度影响的差异，为航空工业领域复合材料结构抗高速冲击设计及损伤容限评估提供关键数据与理论支撑；未来可进一步优化模型以提升弹道极限范围内的预测精度，或结合其他损伤控制手段，进一步改善复合材料层合板的抗高速冲击性能与损伤容限。
原文链接：
https:///10.1016/j.engfailanal.2024.108125