ＶｏＩ＿５４ ＮＯ．１ 工程与试验ＥＮＧＩＮＥＥＲＩＮＧ＆ＴＥＳＴ Ｍａｒ．２０１４ 复合材料层合板力学性能试验研究 石小红 ，李成友 王婷婷 ＇ 姜年朝 ，周光明 ，（１．总参六十所，江苏南京２１００１６；２． 南京航空航天 大学航空宇航学院，江苏南京２１００１６） 摘要：使用ＤＤＬ３００微机控制电子万能试验机，研究了复合材料层合板力学性能试验方法，得到了某无人直升机 旋翼桨叶层合板试件的拉伸、压缩和纵横剪切参数。这种复合材料层合板力学性能试验、数据处理方法和试验步 骤可以为其它复合材料层合板的力学性能试验提供借鉴。 关键词：电子万能试验机；复合材料层合板；力学性能试验 中图分类号：Ｖ２５８ ．３ 文献标识码：Ｂ ｄｏｉ：１０．３９６９／ｊ．ｉｓｓｎ．１６７４—３４０７．２０１４．０１．０１１ Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌ Ｓｔｕｄｙ ｏｎ Ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ Ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ Ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ Ｌａｍｉｎａｔｅｓ Ｓｈｉ Ｘｉａｏｈｏｎｇ ，Ｌｉ Ｃｈｅｎｇｙｏｕ ，Ｗａｎｇ Ｔｉｎｇｔｉｎｇ ，Ｊｉａｎｇ Ｎｉａｎｚｈａｏ ，Ｚｈｏｕ Ｇｕａｎｇｍｉｎｇ （１．Ｔｈｅ Ｓｉｘｔｉｅｔｈ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ ｏｆ ｔｈｅ Ｈｅｎ ｑ ｎｒ ｒｓ ｏｆ ｔｈｅ Ｇｅｎｅｒａｌ，Ｎａｎｊｉｎｇ ２１００１６，Ｊｉａｎｇｓｕ，Ｃｈｉｎａ； ２．Ｃｏｌｌｅｇｅ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，Ｎａｎｊｉｎｇ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ｏｆ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ＆Ａｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ ２１００１６，Ｊｉａｎｇｓｕ，Ｃｈｉｎａ） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｅ ＤＤＬ３００ ｍｉｃｒｏｃｏｍｐｕｔｅｒ ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｄ ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ ｕｎｉｖｅｒｓａｌ ｔｅｓｔｉｎｇ ｍａｃｈｉｎｅ ｉｓ ｕｓｅｄ ｔｏ ｓｔｕｄｙ ｔｈｅ ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｌａｍｉｎａｔｅｓ．Ｔｈｅ ｔｅｎｓｉｌｅ，ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎ ａｎｄ ｓｈｅａｒ ｐａ— ｒａｍｅｔｅｒｓ ｏｆ ｔｈｅ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｌａｍｉｎａｔｅ ｆｒｏｍ ｔｈｅ ｒｏｔｏｒ ｂｌａｄｅ ｏｆ ｓｏｍｅ ｈｅｌｉｃｏｐｔｅｒ ｈａｖｅ ｂｅｅｎ ｒｅｃｅｉｖｅｄ． Ｔｈｅ ｔｅｓｔｉｎｇ ｍｅｔｈｏｄ ｆｏｒ ｔｈｅ ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｌａｍｉｎａｔｅ，ｔｈｅ ｄａｔｅ ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ ａｎｄ ｔｈｅ ｔｅｓｔｉｎｇ ｐｒｏｃｅｄｕｒｅ ｃｏｕｌｄ ｂｅ ｕｓｅｄ ｆｏｒ ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ ｂｙ ｏｔｈｅｒ ｔｅｓｔ ｆｏｒ ｔｈｅ ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｉｅｓ ｏｆ ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｌａｍｉｎａｔｅｓ． Ｋｅｙｗｏｒｄｓ：ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ ｕｎｉｖｅｒｓａｌ ｔｅｓｔｉｎｇ ｍａｃｈｉｎｅ；ｃｏｍｐｏｓｉｔｅ ｌａｍｉｎａｔｅｓ；ｍｅｃｈａｎｉｃａｌ ｐｒｏｐｅｒｔｙ ｔｅｓｔ 材料的拉伸、压缩、弯曲、剪切等力学性能测定的试 １ 前 言 复合材料由于具有高的比强度、比刚度以及可 设计性的优点，在现代工业中获得极为广泛的应 验设备，其最大拉伸力可达３００ｋＮ，最大拉伸行程 １２００ｍｍ，最大压缩行程１２００ｍｍ，有效试验宽度 ６００ｍｍ，位移分辨率为０．００１ｍｍ。应变可通过 ３８１８数字应变仪采集，该仪器性能稳定，应变数据 误差小于０．５ 。 用Ｌ１一引。层合板是复合材料结构的主要形式之 一【３］。由于复合材料存在分散性的特点，即使是组 本文参考金属材料力学性能试验方法，制作了 成层合板结构的复合材料相同，而成型工艺、环境条 件的差异，也会导致层合板结构的力学性能相差很 某无人直升机旋翼桨叶层合板试件，使用微机控制 电子万能试验机，测量了该桨叶层合板的拉伸、压缩 和纵横剪切参数。根据测量的力学参数，设计的桨 叶已经成功应用于某型无人直升机，表明测量数据 大［４一 。因此，在层合板结构设计之初，需预先按相 同成型工艺制作层合板试件，测量层合板试件的力 学性能，为层合板结构设计提供分析、优化的基本力 学数据。 的可靠性。本文层合板试件制作、力学性能试验方 法和步骤、数据处理方法可以为其它复合材料力学 性能试验提供借鉴。 ＤＤＩ ３００微机控制电子万能试验机是进行金属 ［收稿日期］２０１４—０３—１Ｏ ［作者简介］石小红（１９６６一），男，江苏泰兴人，高级工程师，研究方向：军训器材设计与制造工艺。 ・ ３９ ・ 工程与试验 件的具体尺寸说明见表１。 ２复合材料层合板试件制作要求 某无人直升机旋翼桨叶是由Ｅ。玻璃纤维中温 固化而成。为优化桨叶设计，需获得桨叶材料的力 学性能。本文按照桨叶材料的成型工艺，分别制作 了层合板拉伸试验试件、压缩试验试件和剪切试验 试件。 ２．１ 复合材料层合板拉伸试件 ｌ＿———告 复合材料层合板拉伸试件如图１所示，拉伸试 表１拉伸试件的具体尺寸说明 图１拉伸试件要求 注：９Ｏ 拉伸试验试样ｂ为２５ｍｍ，Ｏ 拉伸试验试样ｂ为１５ｍｍ。 ２．２复合材料层合板压缩试件 测纵横剪切强度时，加载速度为ｌｍｍ／ｍｉｎ～ ６ｍｍ／ｍｉｎ，碳纤维增强塑料，宜采用下限速度。测 量纵横剪切弹性模量或绘制纵横剪切应力一应变曲 线时，加载速度为ｌｍｍ／ｍｉｎ￣２ｍｍ／ｍｉｎ。 压缩试件如图２所示。加强片可采用与所测试 材料弹性模量相近的材料［６］，如铝板。胶接剂应采 用常温固化或温度低于被测试材料成型温度的高 强、柔性胶黏剂，应保证在试验过程中加强片不脱 落。 ３试验原理和步骤 ３．１层合板力学性能试验原理 按上述要求制作层合板拉伸、压缩和剪切试验 的试件，将试件按要求夹持于ＤＤＬ３００微机控制电 子万能试验机，匀速加载，直到试件破坏，测量该过 程中对试件施加的载荷，为该层合板的拉伸、压缩和 剪切载荷。 ３．２试验步骤 １试样２加强片 （１）检查试件外观。将合格试件编号。对拉伸 和纯剪切试件进行划线和测量试件工作段任意３处 的宽度和厚度，取算术平均值并做记录；对压缩试件 测量试件工作段或两端加强片之间的宽度和厚度。 （２）应变测量准备。对拉伸和压缩试验，先把导 图２压缩试件要求 ２．３复合材料层合板纵剪切试件 剪切试件如图３所示。试样厚度为［４５。／ 一４５。］ 。其中，Ｓ代表镜面对称铺层，如ｌｓ为 ［±４５。］ 即［４５。／一４５。／一４５。／＋４５。］，ｎ表示层 数。试样两端５０ｍｍ处为试样夹持部位，或为试样 加强片粘贴位置。１００ｍｍ区间为试样的工作段。 线焊接在试件的端子上，使试件上的应变片与３８１８ 数字应变仪联接起来，以便读取拉伸和压缩试验进 行中试件的应变值。对于纯剪切试验，在试样工作 段安装测量试样轴向及其垂直方向变形（或应变）的 仪器。施加初载（大约为破坏载荷的５ ），检查并 调整测量系统，使其处于正常的工作状态。 （３）装夹试件，安放夹具。夹持试件，使试样的 中心轴线与上、下夹具的对准中心线一致。若试件 在受力过程中打滑，则可在试件两侧垫上砂布再夹 持。为保证试件的夹持段距离，采用专门的定位块。 加强片的使用视试样情况而定。ｈ表示试样厚度。 ×纤维方向 ．Ｉ０ｎ 一 ５ｏ Ｊ 一。 Ｉ一 ’一 １００ ２５０ 一Ｉ 一’ １．５０． 。— ————— 图３剪切试件要求 ・４０・ 石小红，等：复合材料层合板力学性能试验研究 （４）以一定的速度施加载荷（拉伸以ｌｍｍ／ｍｉｎ、 压缩以２ｍｍ／ｍｉｎ、剪切以ｌｍｍ／ｍｉｎ～２ｍｍ／ｍｉｎ）， 直到破坏，逐级（约１０ 的破坏载荷）记录相应的变 应于△Ｐ的横向应变。 （２）压缩试验 压缩强度 按式（４）计算： Ｏ＇ｃ一 （４） 形值和破坏载荷值。对纯剪切，加载的同时测定纵 横剪切弹性模量和绘制剪切应力一应变曲线，同时 绘制载荷一变形或载荷一应变曲线。测定纵横剪切 强度时，按ｌｍｍ／ｍｉｎ～６ｍｍ／ｍｉｎ的速度对试样进 式（４）中， 为压缩强度，ＭＰａ；Ｐ 为破坏载荷， Ｎ；ｂ为试样宽度，ｍｍ；ｈ为试样厚度，ｍｍ。 行连续加载，直至试样破坏，记录最大载荷值。 （５）有明显内部缺陷或断在夹头内的试样予以 压缩模量Ｅ按式（５）计算： （５） 作废。同批有效试样不足５个时，应重做试验。 式（５）中，Ｅ 为压缩模量，ＧＰａ；△Ｐ为载荷一应 ４数据处理及结果 ４．１数据处理 变曲线上初始直线段的载荷增量，ｋＮ；Ａｅ为与△Ｐ 对应的应变增量；ｂ为试样宽度，ｍｍ；ｈ为试样厚 度，ｍｍ。 （１）拉伸试验 拉伸强度 （ＭＰａ）按式（１）计算。 一 （３）纯剪切试验 ４５。剪切强度按照公式（６）计算： ￥４５．－－ （１） （６） 式（１）中，Ｐ 为破坏载荷，Ｎ；ｂ为试样宽度， ｍｍｌｈ为试样厚度，ｍｍ。 拉伸弹性模量Ｅ （ＧＰａ）按式（２）计算。 （２） 式（６）中，Ｐ 。 为最大破坏载荷，Ｎ；６为试件宽 度，ｍｍ；ｈ为试件厚度，ｍｍ。 ４５。剪切模量按照公式（７）计算： Ｇ一 （７） 式（２）中，△Ｐ为对应于载荷、变形曲线上直线 式（７）中，△Ｐ 为载荷一应变曲线上初始直线 段的载荷增量，ｋＮ；ｂ为试件宽度，ｍｍ；ｈ为试件厚 度，ｍｍ；Ａｅ 为对应于△Ｐ 。的纵向应变；△￡ 为对应 段的载荷每级增量值，ｋＮ；△￡为与△Ｐ对应的应变 增量。 拉伸泊松比ｕ按式（３）计算： ｕ一一于△Ｐ 。的横向应变。 ４．２试验结果 （３） 旦 ￡１ 根据上述试验，获得某无人直升机旋翼桨叶材 料的基本力学参数，如表２一表４所示。 式（３）中，￡ 为对应于△Ｐ的纵向应变；￡ 为对 表２拉伸试验结果 表３压缩试验结果 表４纵横剪切试验结果 （下转第８ｌ页） ・４１ ・ 韩志刚：变速箱换挡机构试验方法研究及试验台设计 到后二挡的位置，同时也将产生略小的冲击力。 表前二挡、前一挡、空挡、后一挡、后二挡５个挡位。 每个灯泡由一个开关进行控制，５个开关之间的间 距与实际变速箱换挡间距相同。失效判断机构采用 一（８）迷你气缸Ａ带动挡片Ｂ伸出，带动挡片Ｂ 向右运动。 （９）后执行气缸回位，前执行气缸收缩。前执行 气缸收缩将带动换挡手柄向前运动，由于换挡手柄 自身有向左回位的趋势（换挡手柄自带功能），所以 换挡手柄在挡片Ｂ的阻挡作用下将停止在空挡位 置上。同时，前执行气缸带动的弹簧处于拉伸状态， 储存了向前移动的能量。 （１０）迷你气缸Ｂ带动挡片Ａ向右运动。挡片 Ａ及挡片Ｂ将换挡手柄卡在空挡位置。 （１１）按试验循环次数重复以上（２）～（１０）动作。 个阶梯轴作为阀芯与换挡连接组件末端相连接。 阶梯轴的突起部位一旦停留在某一灯泡开关的位 置，灯泡就会通电发光。每一个换挡循环５个灯泡 将会被依次点亮并带有短暂的持续。如在某一个过 程中５个灯泡没有被持续地点亮，就说明换挡手柄 结构已经失效或出现换挡不清的情况。 ４结束语 试验台设计制造完成以后，选取部分前期出问 题的产品进行了疲劳试验，在试验进行７～９万次后 确实出现了换挡手柄、挡板、换挡连接组件磨损、换 挡不清的现象。同时，对改进后的产品进行了疲劳 试验，改进后的产品可靠性能大大提升，完全满足相 关标准及客户实际使用的要求。 参考文献 Ｅｌｉ 黄泽林．机械式变速器换挡性能评价方法研究ＥＤ］．武 汉理工大学，２０１１． Ｅ２］杨士钦，王应，卢剑伟．乘用车手动变速器动态换挡性 圈３试验台换挡逻辑控制 能评价方法及改进策略［Ｊ］．汽车工程学报，２０１２， （０５）． ３．２试验台失效判定系统概述 试验台的失效判断机构是模拟变速箱换挡阀体 进行设计的，失效判断机构上带有５个灯泡，分别代 Ｅ３］刘海明，黄双根，黄大星．机械式变速箱换挡优化理论 分析ＥＪ］．组合机床与自动化加工技术，２０１１，（０９）． ［４］孟建民，席军强，陈慧岩，等．正独立式机械双流传动装 置自动换挡技术［Ｊ］．兵工学报，２００８，２９（１）． （上接第４１页） ５ 结 论 根据复合材料力学性能试验要求，提出了层合 板力学性能试件制作要求和尺寸；采用长春机械科 学研究院有限公司生产的ＤＤＬ３００微机控制电子万 参考文献 Ｅｌｉ杨乃宾，章怡宁．复合材料飞机结构设计［Ｍ］．北京：航 空工业出版社，２００２． Ｅ２］中国航空研究院．复合材料结构设计手册［Ｍ］．北京： 航空工业出版社，２００１． Ｅ３］ 陈祥宝．聚合物基复合材料手册［Ｍ］．北京：化学工业 出版社，２００４． 能试验机，对某无人直升机复合材料层合板试件进 行了拉伸、压缩和纯剪切试验，得到３种试验的载 荷、应变等数据；通过数据处理，获得该复合材料层 合板的基本力学性能数据。本文提出的试件制作、 数据处理及试验方法，可以为其它复合材料的力学 性能试验提供参考。 ［４］周仕刚，嵇醒，杨建奎，等．复合材料层合板的强度ＥＪ］． 玻璃钢／复合材料，１９９７，（Ｏ２）：５—９． Ｅ５］胡杰文，冯振宇．复合材料层合板结构制造工艺的质量 控制［Ｊ］．航天制造技术，２０１０，９（０１）：４９～５０． Ｅ６］全国纤维增强塑料标准化技术委员会，中国标准出版 社．纤维增强塑料（玻璃钢）标准汇编（第三版）上［Ｍ］． 北京：中国标准出版社，２０１２． ・ ８】 ・